Способ управления движением космического аппарата на активном участке его выведения на орбиту искусственного спутника планеты

Способ управления движением космического аппарата на активном участке его выведения на орбиту искусственного спутника планеты, заключающийся в старте космического аппарата с поверхности планеты и его отделении от пусковой установки, в развороте космического аппарата по крену для обеспечения требуемого угла азимута, в измерении текущих значений координат движения космического аппарата, а именно: скорости полета V, угла наклона вектора скорости к местному горизонту θ, расстояния между центром планеты и центром масс космического аппарата r, угла между проекцией вектора скорости на местный горизонт и местной параллелью ε, геоцентрической широты подспутниковой точки космического аппарата φ, массы космического аппарата m, плотности атмосферы на высоте полета космического аппарата ρ, аэродинамического ускорения а, кориолисовых и переносных ускорений космического аппарата, в осуществлении на участке вертикального полета космического аппарата путем его движения с углом между вектором тяги двигательной установки и вектором скорости космического аппарата α, изменяемым в соответствии с зависимостью:
где V - скорость движения космического аппарата;
P - тяга двигательной установки;
m - масса космического аппарата;
α - угол между вектором тяги двигательной установки и вектором скорости космического аппарата;
ρ - плотность атмосферы на высоте полета космического аппарата;
x
P - приведенная нагрузка на лобовую поверхность космического аппарата;
б
K - балансировочное аэродинамическое качество космического аппарата;
ε - угол между проекцией вектора скорости на местный горизонт и местной параллелью;
r - расстояние между центром планеты и центром масс космического аппарата;
φ - геоцентрическая широта подспутниковой точки космического аппарата;
γ - угол крена космического аппарата;
ω - угловая скорость вращения планеты,
при возрастании значения аэродинамического ускорения а до величины превышающей суммарное значение кориолисовых и переносных ускорений космического аппарата более чем в десять раз, осуществляют его перевод на участок гравитационного разворота траектории движения космического аппарата путем его движения с углом между вектором тяги двигательной установки и вектором скорости космического аппарата α, изменяемым в соответствии с выражением:
1
α=C/q,
где q - скоростной напор, действующий на космический аппарат в процессе его движения в атмосфере;
1
C - константа, имеющая отрицательный знак, характеризующая конструктивные особенности выводимого на орбиту космического аппарата и определяемая крутизну траектории полета,
отличающийся тем, что на участке гравитационного разворота траектории движения космического аппарата измеряют значения гравитационного ускорения космического аппарата g; при возрастании значения гравитационного ускорения космического аппарата g до величины, превышающей значение аэродинамического ускорения космического аппарата а, измеренном на этом же участке гравитационного разворота, более чем в десять раз, осуществляют перевод космического аппарата на участок заключительного выведения космического аппарата на орбиту искусственного спутника планеты путем его движения с углом между вектором тяги двигательной установки и вектором скорости космического аппарата α, изменяемым в соответствии с выражением:
где
F(θ=0) - функция, определяемая из условия равенства нулю производной от угла наклона вектора скорости к местному горизонту θ по времени t;
α - угол между вектором тяги двигательной установки и вектором скорости космического аппарата;
V - скорость движения космического аппарата;
θ - угол наклона вектора скорости к местному горизонту;
ε - угол между проекцией скорости на местный горизонт и местной параллелью;
r - расстояние между центром планеты и центром масс космического аппарата;
φ - геоцентрическая широта подспутниковой точки космического аппарата;
m - масса космического аппарата;
ρ - плотность атмосферы на высоте полета космического аппарата;
g - гравитационное ускорение, действующее на космический аппарат;
P - тяга двигательной установки;
x
P - приведенная нагрузка на лобовую поверхность космического аппарата;
б
K - балансировочное аэродинамическое качество;
γ - угол крена;
ω - угловая скорость вращения планеты;
αзад
r - заданное расстояние между центром планеты и центром масс космического аппарата в апоцентре формируемой орбиты;
αзад
V - заданная скорость космического аппарата в апоцентре формируемой орбиты,
по достижению заданных значений расстояния между центром планеты и центром масс космического аппарата и скорости космического аппарата в апоцентре формируемой орбиты осуществляют выключение тяги двигательной установки космического аппарата.