2.2. Точность выведения космических аппаратов на целевые орбиты

Важнейшей характеристикой системы управления разгонным блоком является точность выведения космических аппаратов на целевые орбиты, которая определяет эффективность средств выведения в целом.

Типовыми для РБ являются два вида целевых орбит:

– геопереходная орбита (ГПО),

– геостационарная орбита (ГСО).

ГПО имеет высоту апогея (На) порядка 35000 км, высоту перигея

(Нр) в диапазоне 3000-20000 км, наклонение (I) – в диапазоне 7-23°.

Геопереходная орбита, как правило, не является конечной орбитой для

выводимого КА.

После выведения КА с помощью РБ на ГПО осуществляется довыведение КА на рабочую орбиту с использованием собственной двигательной установки. Для орбит типа ГПО заказчиками пусков нормируются в основном допустимые погрешности по апогею (как

правило, ±150 км), перигею (±400км) и наклонению орбиты (±0,3°).

ГСО лежит в плоскости экватора (номинальное наклонение 0°),

высота орбиты – порядка 35000 км. Для таких орбит нормируются до-

пустимые погрешности по наклонению I, периоду обращения (Т),

эксцентриситету (е).

Наиболее жесткие требования предъявляются к точности выведения на ГСО отечественных КА, располагающих ограниченным запасом топлива для коррекции орбиты в течение срока активного существования:

Т = ±270 с; I = ±0,1°; е = 0,0035.

Ясно, что исправление ошибок выведения требует дополнительного расхода горючего, что сокращает срок активного существования космического аппарата.

Погрешности выведения КА на целевые орбиты зависят от качества работы системы управления и определяются двумя причинами:

1. Методические погрешности алгоритмов управления.

Алгоритмы системы траекторного управления современных СУ строятся на принципах терминального управления. Методическая точность их весьма высока, доля таких погрешностей в суммарной погрешности выведения незначительна: по апогею и перигею это единицы километров, по наклонению – сотые доли градуса, по периоду обращения – единицы секунд.

Варианты значений целевых параметров и точности реализации системой управления

Параметры

орбиты Обозначение Размерность Баллистический расчет ЦТМИ СУ РБ Допуск

Радиус точки (номинал)

апогея RA км 42163,848 42163,86 ±150

Радиус точки

перигея RП км 12168,318 12168,2 ±400

Наклонение I град 18,9987 19,01 ±0,3

2. Ошибки бортовой навигации.

Главным источником погрешностей выведения являются ошибки бортовой навигации, порождаемые, в свою очередь, инструментальными погрешностями комплекса командных приборов.

Наибольшим является влияние дрейфов гироскопов, не зависящих от ускорения, за счет которых в процессе полета накапливается угловая погрешность знания фактической ориентации гиростабилизированной платформы, на которой установлены гироскопические интеграторы линейных ускорений (ГИЛУ).

Уменьшение влияния инструментальных погрешностей достигается двумя способами:

– совершенствование технологии производства гироинерциальных приборов на заводе-изготовителе;

– применение высокоточных процедур предстартовой калибровки инструментальных погрешностей ККП и начальной выставки,

имеющих целью свести к минимуму уровень незнания в данном полете фактических параметров ККП, учитываемых в навигационных алгоритмах.