Основные этапы встречи на орбите.
Задача встречи может быть разделена на следующие основные этапы: дальнее наведение, ближнее наведение, причаливание и стыковка. Обсудим назначение и способы реализации каждого из указанных этапов. Космический объект, с которым осуществляется встреча маневрирующего КА, будем для краткости называть целью.
Возможно различное конструктивное решение двигательной установки маневрирующего КА. Например, КА может иметь единственный двигатель маневрирования, расположенный по продольной оси аппарата, и реактивную систему стабилизации, обеспечивающую требуемую ориентацию КА, а вместе с ним и вектора тяги. Иногда такой способ управления называют полярным. Другой противоположностью является КА, двигательная установка которого имеет по крайней мере шесть двигателей, установленных по осям связанной системы координат. Поэтому такое управление называют декартовым. Наконец, возможен промежуточный вариант двигательной установки КА, когда помимо двух основных двигателей маневрирования, расположенных по продольной оси, имеется еще один двигатель, тяга которого перпендикулярна продольной оси.
Декартово управление позволяет упростить алгоритм наведения, сохранять неизменной ориентацию КА при маневрах, однако усложняет конструкцию двигательной установки и увеличивает расход топлива, поскольку потребный суммарный вектор тяги в общем случае создается за счет работы нескольких двигателей. Полярное управление упрощает двигательную установку, экономит топливо, но требует более сложных алгоритмов наведения, а также требует ориентации КА из условия получения заданного направления вектора тяги, что неприемлемо на участке стыковки. В этом случае стыковка должна осуществляться с помощью двигателей реактивной системы стабилизации.
Дальнее наведение. На участке дальнего наведения основная информация о взаимном положении КА и цели, а также о требуемых маневрах поступает от наземного командно-измерительного комплекса. Автономные средства на больших дальностях либо не функционируют, либо не в состоянии обеспечить высокую точность. Обычно условно принимают, что участок дальнего наведения заканчивается при достижении расстояния до цели порядка 100 км, когда включаются автономные измерительные средства [4.19].
Возможны две схемы дальнего наведения: с участком выведения на орбиту (встреча на первом витке) и с промежуточной орбиты. При сближении с участком выведения на орбиту момент старта выбирается таким, чтобы в конце участка выведения КА оказался вблизи орбиты цели. В общем случае траектория выведения может не совпадать с плоскостью орбиты цели, это приводит к повышенному расходу топлива при выравнивании скоростей. Если пытаться уменьшить угол некомпланарности за счет ожидания подходящего момента пролета цели вблизи стартового комплекса, то отсрочка запуска КА может оказаться слишком большой. Поэтому для встречи сотрудничающих космических объектов чаще применяется схема сближения с промежуточной орбиты.
В последнем случае КА предварительно выводится на промежуточную орбиту (или орбиту ожидания), расположенную, как правило, в плоскости движения цели. За счет различия орбитальных скоростей угловое расстояние между КА и целью все время меняется, пока не будет достигнуто их взаимное расположение, благоприятное для маневра с минимальными затратами характеристической скорости. Время ожидания такой ситуации называют временем фазирования. Оно зависит от начального углового расстояния (начальной фазы) <ро и различия угловых орбитальных скоростей КА и цели ш,. Чем больше разница угловых скоростей, тем меньше время фазирования. Поэтому целесообразно выбирать орбиты КА и цели круговыми с максимально возможно отличающимися радиусами. Конечно, орбиты могут быть эллиптическими, чаще с одинаковой ориентацией линий апсид, или вообще близкими, но в первом случае обычно повышаются затраты характеристической скорости на маневр, а во втором существенно возрастает время фазирования.
Все выводы и рекомендации относительно рациональных по затратам характеристической скорости компланарных и пространственных маневров (пп. 4.2 и 4.3) полностью распространяются на участок дальнего наведения, который отличается от обычного межорбитального перелета только заданным временем маневра, необходимым для встречи с целью.
Рассмотрим случай круговых орбит КА (г$с) и цели (г,). Возможное расположение орбит показано на рис. 4.19. Найдем фазовый угол р, начала маневра. Из условия совпадения времен движения КА но полуэллинсу Гомана и цели и по дуге
Рис. 4.19. Схемы дальнего сближения при перелете по полуэллипсу Гомана: 1 — орбита цели, 2 — орбита КА
круговой орбиты Т Тг имеем
где г$с — г$с/гг Если цель находится на внешней орбите (г$с < 1), то в начале перехода она должна опережать КА (у?,- > 0). Если же цель находится на внутренней орбите (/'5с > 1), то она должна отставать от КА (<р,- < 0).
Пусть в начальный момент угловое расстояние составляет
где 0 < А<р < 27г. Тогда время фазирования равно
Аналогичные формулы для фазового угла начала маневра и времени фазирования можно вывести в случае трехимпульсного биэллинтического маневра с пересечением орбиты цели (внешней или внутренней). При рассмотрении маневра любого типа приходится принимать компромиссное решение между уменьшением затрат характеристической скорости и сокращением времени фазирования. Последнее требование иногда вынуждает выбирать траектории перелета, которые пересекают орбиту цели, а не касаются ее. Отсюда —повышенные затраты характеристической скорости. Если запас топлива КА задан, то можно минимизировать время фазирования с учетом располагаемой энергетики.
Ближнее наведение начинается на расстоянии КА до цели ~ 100 км, а заканчивается сближением до сотен метров с относительной скоростью до 3 м/с [4.19].
Автономное получение и обработка информации на этапе ближнего наведения делает его независимым от наземного командно-измерительного комплекса. Отсюда—повышение гибкости проведения операции, возможность экономии времени и т. и. Кроме того, при малых расстояниях КА до цели автономные измерения могут проводиться точнее наземных.
На этапе ближнего наведения применяются различные алгоритмы управления. Наиболее совершенными, но в то же время предъявляющими более высокие требования к БЦВМ и бортовой аппаратуре, являются алгоритмы, основанные на использовании законов орбитального движения. Маневрирование может быть непрерывным или импульсным, а в качестве критериев оптимальности обычно рассматривают расход топлива или длительность маневра сближения.
Другая группа алгоритмов управления включает методы, хорошо проверенные применительно к атмосферным летательным аппаратам и достаточно просто реализуемые аппаратурно: методы погони, параллельного сближения, пропорциональной навигации и др.
Причаливание — это маневр, имеющий своей целью выведение КА в непосредственную окрестность цели на расстояние до 1 м со скоростью, близкой к нулю. На этапе причаливания целесообразно применять декартового управление, чтобы исключить запаздывание, связанное с переориентацией КА, которая необходима при полярном управлении. Алгоритмы используют измерение расстояния и скорости сближения вдоль линии визирования, соединяющей КА с целью, а также угловое движение линии визирования в связанной системе координат. Суммарные затраты характеристической скорости в процессе причаливания составляют ~ м/с [4.19].
Стыковка КА с целью завершает маневр причаливания. В зависимости от применяемого стыковочного механизма определяется начальная скорость стыковки, допустимые несоосность и перекос. Так, при реализации полета но программе «Союз-Аполлон» на обоих кораблях использовались андрогинные периферийные стыковочные устройства. Андрогинным называют такое стыковочное устройство, которое может быть как активным, так и пассивным, т. е. стыковка, включая захват и стягивание кораблей, может полностью осуществляться любым из них. Применяемые на космических кораблях «Союз» и «Аполлон» стыковочные устройства допускают начальную несоосность до 30 4- 40 см, угол перекоса в несколько градусов, скорость сближения до 0.5 м/с и гасят относительные перемещения в любых направлениях [4.20].
