Способ регулирования скорости сближения сервисного и обслуживаемого космических аппаратов при их стыковке
METHOD TO CONTROL SPEED OF APPROACH OF SERVICE AND SERVICED SPACECRAFTS DURING THEIR CONNECTION

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) и может быть использовано для автоматической стыковки космических аппаратов при проведении операций орбитального обслуживания.
Известно защищенное патентом изобретение - аналог: патент №2562908, МПК B64G 1/26, 2014 год «Способ управления движением активного космического объекта, стыкуемого с пассивным космическим объектом» (Муртазин Р.Ф.). Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при сближении и последующей стыковке двух космических объектов. Способ включает определение величины и места приложения отлетного импульса перед переводом активного космического аппарата (АКО) на траекторию полета к другому небесному телу, исходя из условия пересечения АКО орбиты пассивного космического аппарата (ПКО). Затем АКО переводят на орбиту другого небесного тела путем одновременного приложения к нему тормозного импульса (для обеспечения заданных параметров по высоте орбиты) и бокового импульса (для совмещения плоскостей орбит стыкующихся объектов). На фоне большого тормозного импульса незначительный боковой импульс практически не приведет к увеличению затрат топлива АКО, но существенно сократит время полета АКО до стыковки с ПКО. Техническим результатом изобретения является сокращение продолжительности сближения с ПКО и снижение затрат топлива. К недостаткам изобретения относится отсутствие возможности автоматической стыковки в ближней зоне, когда точность определения взаимного положения активного и пассивного объектов с использованием наземного контура управления оказывается недостаточной для дальнейшего сближения.
Известно защищенное патентом изобретение - аналог: патент №2225811, МПК B64G 1/64, 2002 год «Система автоматического управления причаливанием», (Афонин В.В., Нездюр Л.А., Нездюр Е.Л., Фрунц А.С.). Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для стыковки кооперируемых активного (АК) и пассивного (ПК) космических аппаратов. Предлагаемая система включает в себя блоки выдачи углов рассогласования ПК и АК относительно линии визирования, а также блоки выдачи дальности и скорости сближения. Одна часть указанных блоков размещена на АК, а другая на ПК. На ПК также имеются блоки задания и управления ориентацией, датчик угловых скоростей и исполнительные органы. Аналогичные элементы размещены на АК, и кроме того - блоки вычисления углов и угловой скорости линии визирования, управления движением центра масс АК и скоростью сближения, определения дальности коррекции. При этом в систему введены два блока определения моментов окончания коррекции, блок вычисления положения центра масс АК, а также пять блоков коммутации. Связь и взаимодействие блоков обеспечивают управление скоростью сближения АК и ПК в зависимости от дальности, а боковым движением АК - по углам и угловой скорости линии визирования. Введена коррекция ошибок по углам рассогласования ПК и АК относительно линии визирования. В предлагаемой системе управления ориентация АК и ПК определяется в единой (орбитальной) системе координат, поправки к положению которой вводятся как углы разворота АК при обнулении указанных углов рассогласования. Технический результат изобретения состоит в повышении точности стыковки, при устранении связи между ошибками измерения дальности и управления боковым движением центра масс АК. Предлагаемый способ предназначен для стыковки активного космического корабля с пассивным космическим кораблем, что ограничивает возможность его использования для стыковки двух активных космических аппаратов при проведении операций орбитального обслуживания.
Известно защищенное патентом изобретение - аналог: патент №2269462, МПК B64G 1/64, 2003 год, «Устройство стыковки космических модулей» (Терешин В.Н.). Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для стыковки космических модулей в развертываемых на орбите космических аппаратах, в том числе долговременных. Предлагаемое устройство включает в себя узел предварительной фиксации, состоящий из штыря на одном из стыкуемых модулей, конического гнезда на другом модуле и элементов фиксации штыря в гнезде. Элементы фиксации выполнены в виде утапливаемого подпружиненного клинового стопора, установленного в пазе, расположенном в донной части конического гнезда, и соответствующей стопору кольцевой проточки на штыре. Этим обеспечивается возможность свободного поворота штыря вокруг своей продольной оси в коническом гнезде. В устройстве предусмотрен узел взаимной угловой ориентации стыкуемых модулей в виде подпружиненного утапливаемого штока на одном модуле и приемного гнезда на другом. Данные шток и гнездо установлены со смещением в радиальном направлении от узла предварительной фиксации. Устройство содержит также замки окончательной стыковки, элементы которых расположены по периферии устройства на каждом из модулей. Техническим результатом изобретения является повышение удобства работы космонавтов в процессе стыковки модулей, например агрегатов, к орбитальной станции. Недостатком устройства является отсутствие возможности осуществления автоматической стыковки сопрягаемых космических модулей.
Известно защищенное патентом изобретение - аналог: патент №2270789, МПК B64G 1/64, 2003 год «Способ управления движением космического аппарата» (Бранец В.Н., Нездюр Л.А., Ширяев А.Н.). Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано, в частности, при сближении и причаливании в процессе стыковки. Предлагаемый способ включает определение рассогласований угла и угловой скорости космического аппарата (КА), приложение к КА управляющих воздействий для коррекции его углового положения и определение величины возмущающего ускорения при приложении управляющих воздействий для коррекции движения центра масс КА. При этом с момента приложения управляющих воздействий для коррекции движения центра масс и до их окончания прикладывают к КА опережающие управляющие воздействия для коррекции его углового положения. Длительности обоих видов воздействий пропорциональны друг другу с коэффициентом пропорциональности, равным отношению величины возмущающего ускорения к управляющему угловому ускорению. Увеличивают длительность управляющих воздействий для коррекции углового положения при превышении углом и угловой скоростью заданных ограничений на величину длительности опережающих управляющих воздействий. Величину возмущающего ускорения определяют путем тестового приложения на заданное время управляющих воздействий для коррекции движения центра масс КА, вычисляя данное ускорение по приращению угловой скорости КА на заранее определенном временном интервале. Во время данного тестирования обнуляют приложение управляющих воздействий для коррекции углового положения КА при превышении углом и угловой скоростью заданных ограничений. Длительности тестового включения и интервала для фиксации приращения угловой скорости выбирают из условия минимума влияния динамической ошибки на определение возмущающего ускорения. Техническим результатом изобретения является повышение точности стабилизации КА при управлении движением КА с одновременным улучшением качества переходных процессов при наличии внешнего возмущающего момента. Недостатком способа является наличие опережающих управляющих воздействий для коррекции движения центра масс КА, что снижает точность управления стыковкой в моменты непосредственной близости стыкуемых объектов.
Известно защищенное патентом изобретение - прототип: патент №2468383, МПК G01S 11/12, 2011 год «Способ определения взаимного положения объектов» (Богомолов А.А., Лукьянов С.Н., Мошкин В.Н., Никифоров Е.А., Чеботарев А.С.). Способ определения взаимного положения объектов относится к оптическим способам определения взаимного положения и взаимной ориентации объектов и может быть использован при контроле и управлении стыковкой и разделением космических аппаратов, а также в иных областях техники, в которых необходим контроль взаимного положения изделий или их частей. Заявленный способ состоит в создании измерительной системы, состоящей из установленного на первом объекте комплекта оптических реперов, в который входят не менее трех реперных оптических излучателей, и из установленного на другом объекте оптического измерительного комплекта. Мощность излучения каждого реперного оптического излучателя модулируют на отличной от других частоте повторения, периодически вырабатывая одновременно на всех частотах временные метки. С помощью оптического измерительного комплекта определяют углы визирования каждого реперного оптического излучателя и разности между расстоянием до произвольно выбранного реперного оптического излучателя и расстояниями до остальных реперных оптических излучателей и по этим данным вычисляют параметры взаимного положения объектов. Достигаемый технический результат - однозначное определение параметров взаимного положения и взаимной ориентации двух объектов, минимизация требуемого для обеспечения однозначности числа реперных оптических излучателей, обеспечение возможности проведения измерений в условиях прямой солнечной засветки оптического измерительного приемника и повышение точности измерений при возникновении переотражений сигналов реперных оптических излучателей от объектов. Недостатком способа является применение нескольких оптических излучателей, что усложняет обработку регистрируемых сигналов и снижает надежность системы стыковки в целом.
Целью предполагаемого изобретения является управление стыковкой сервисного и обслуживаемого космических аппаратов.
Указанная цель достигается в заявляемом способе управления стыковкой сервисного и обслуживаемого космических аппаратов (СКА и ОКА), согласно которому устанавливают измерительную систему в составе излучающих реперов на СКА, и измерительного комплекта регистраторов на ОКА, регулируют интенсивность излучения реперных излучателей, управляют движением СКА по показаниям регистраторов измерительного комплекта, причем в качестве реперных излучателей устанавливают точечные радиоизотопные источники β-излучения, в измерительный комплект включают по три детектора β-излучения, расположенных симметрично относительно точки пересечения нормали от каждого радиоизотопного источника к плоской поверхности стыкуемых интерфейсов, регулировкой положения СКА выравнивают скорость счета в детекторах β-излучения, при сближении СКА и ОКА по мере роста скорости счета в детекторах снижают скорость сближения до момента механической стыковки космических аппаратов.
Техническая реализуемость и практическая значимость заявляемого способа подтверждается следующим образом.
В соответствии с заданной программой полета СКА входит в зону обнаружения ОКА и устанавливает с ним радиосвязь. Для обнаружения обслуживаемого аппарата могут быть использованы команды наземного комплекса управления или бортовые средства, например, лидар. По установленному радиоканалу космические аппараты обмениваются информацией относительно собственной пространственной ориентации и выравнивают взаимную ориентацию до положения, в котором должна выполняться их стыковка. На дистанции от нескольких десятков метров до расстояний, соизмеримых с размерами космических аппаратов, управление движением СКА может осуществляться по показаниям измерительной системы, состоящей из установленного на нем комплекта оптических реперов и установленного на ОКА оптического измерительного комплекта (патент №2468383). Во избежание механических повреждений дальнейшее сближение должно проводиться при снижении скорости сближения объектов. Поэтому, важное значение имеет регулировка скорости сближения взаимных интерфейсов стыкуемых КА в сторону снижения в зависимости от расстояния между ними. Для контроля расстояния с высокой точностью предлагается использовать точечные радиоизотопные источники β-излучения, установленные на поверхности СКА, и детекторы β-излучения, установленные на поверхности ОКА. В первом приближении, скорость счета детекторов будет обратно пропорциональна квадрату расстояния между точечным источником и детектором, а следовательно и между сближающимися поверхностями, что позволит корректно управлять скоростью сближения. Более точно указанная функциональная зависимость определяется путем калибровки в наземных условиях. Предварительная ориентация излучателей на соответствующую каждому из них тройку детекторов выполняется в процессе сближения на средних дистанциях с помощью оптических средств (сопряжение угловой ориентации интерфейсных поверхностей). Более точная юстировка положения излучателей относительно своих посадочных мест выполняется путем сравнения счета в тройках детекторов, расположенных симметрично относительно точки пересечения нормали от каждого радиоизотопного источника к плоской поверхности стыкуемых интерфейсов. Равенство счета отвечает требуемому положению излучателей. Излучатели располагаются в контейнерах, крышка которых открывается в процессе стыковки. Стенки контейнера толщиной несколько миллиметров обеспечивают полное поглощение электронов с энергией 1 МэВ, что исключает воздействие излучения источников на элементы внутреннего оборудования СКА. В зависимости от расстояния до детектора активность излучателей может регулироваться путем смены источника внутри контейнера, но она выбирается так, чтобы скорость счета детекторов за счет действия излучателей была намного выше в сравнении со скоростью счета за счет действия ионизирующих излучений космического пространства. По мере роста скорости счета в детекторах снижают скорость сближения СКА и ОКА. Регулировка скорости сближения по данным о скорости счета в детекторах может выполняться в автоматическом режиме до механической стыковки космических аппаратов.
Таким образом, изложенные обстоятельства свидетельствуют о реализуемости и практической значимости заявляемого способа управления стыковкой сервисного и обслуживаемого космических аппаратов в операциях орбитального обслуживания.