Методика визначення програми кута тангажу для виводу космічних апаратів на кругові орбіти

Abstract

Кругові орбіти широко використовуються космічними апаратами (КА) для виконання їх призначених завдань. Зокрема, кругові орбіти використовуються всіма системами супутникового зв’язку, навігаційними супутниками та супутниками дистанційного зондування Землі, де стабільність сузір'я супутників з часом є ключовим елементом. Стабільність сузір'я в космосі на цьому етапі може бути підтримана лише на кругових орбітах. Виведення КА на кругові орбіти здійснюється ракетами-носіями (РН). РН запускається з пускової установки у вертикальному положенні, а завершальна фаза передбачає досягнення вектора швидкості вздовж локального горизонту зі швидкістю, що відповідає круговій швидкості на заданій висоті. Виконання цих вимог забезпечується вибором програми нахилу під час польоту. Мета цієї роботи полягає у розробці методологічних основ для автоматизованого визначення програми зміни кута нахилу для РН при виведенні КА на кругові орбіти. Запропонована методологія передбачає розрахунок програми зміни кута нахилу РН за допомогою інерціальної системи наведення для виведення КА на кругові орбіти, використовуючи аналітичну залежність, що описує швидкості у горизонтальному та вертикальному напрямках. Пропонується параболічна модель, що описує компоненти швидкості у часі. Подані підходи до розрахунку коефіцієнтів параболічних функцій, що описують вертикальні та горизонтальні компоненти швидкості. Визначено взаємозв'язок між кутами нахилу в інерціальній та орбітальній системах координат. Параболічні залежності зміни швидкості, засновані на даних польоту РН Falcon 9 Full Trust, показали, що кутовий рух РН відповідно до запропонованої методології значною мірою збігається з фактичним рухом. У майбутньому планується знайти оптимальні варіанти програми нахилу в залежності від різних законів зміни вертикальної та горизонтальної компонент швидкості.

Keywords

• кругова орбіта
• ракета-носій
• кут нахилу
• стабільність