1. Оглавление 1

2. Исследовательская часть 3

2.1. Введение 3
2.2. Краткие сведения об орбите 4
2.2.1. Характеристика орбиты 4
2.2.2. Связь МКА с наземными пунктами управления 5
2.2.3. Выведение на рабочую орбиту 6
2.3. Исходные данные и цели работы 10
2.3.1. Исходные данные 10
2.3.2. Цели работы 12
2.4. Моделирование движения центра масс МКА 13
2.4.1. Уравнения движения МКА 13
2.4.2. Возмущающие ускорения, действующие на МКА 15
2.4.3. Расчет параметров текущей орбиты МКА 22
2.5. Коррекция траектории МКА 24
2.5.1. Коррекция приведения 24
2.5.2. Расчет потребного топлива 26
2.5.3. Коррекция поддержания 27
2.6. Движение МКА относительно центра масс 28
2.6.1. Уравнения движения относительно центра масс МКА 28
2.6.2. Стабилизация углового положения при коррекции 28

3. ОРГАНИЗАЦИОННО-ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ 31

3.1. Организация и планирование выполнения темы 31
3.2. Определение затрат труда 31
3.3. Расчет сметы затрат на разработку программного продукта 35

4. ПроМЫШЛЕННАЯ ЭКОЛОГИЯ И БЕЗОПАСНОСТЬ 39

4.1. Введение 39
4.2. Анализ вредных факторов 39
4.3. Требования к видеотерминальным устройствам 44
4.4. Расчет вредных излучений 46
4.5. Рациональная организация рабочего места 46
4.6. Рекомендации по снижению утомляемости 47
4.7. Защита от напряжения прикосновения. Зануление 48
4.8. Пожарная безопасность 49

5. Список литературы 53

6. Приложение. ТекстЫ Программ для Borland C++ и Matlab 4.0 for windows
54

6.1. Основной программный модуль main.cpp 54
6.2. Подпрограмма расчета возмущающих ускорений, параметров орбиты и коррекции sfun.cpp 57
6.3. Файл начальной инициализации init.h 77
6.4. Файл описания переменных def.h 79
6.5. Файл sfun.h 81
6.6. Файл rk5.h 81
6.7. Программа построения временных диаграмм 82

2. ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКАЯ ЧАСТЬ

2.1. ВВЕДЕНИЕ

В данной работе проводится исследование движения центра масс МКА под действием различных возмущающих ускорений (от нецентральности гравитационного поля Земли, сопротивления атмосферы, притяжения Солнца и
Луны, из-за давления солнечных лучей) и создание математической модели движения ЦМ МКА, позволяющей учесть при интегрировании уравнений движения
ЦМ МКА эволюцию орбиты МКА.
В работе разрабатывается алгоритм коррекции, ликвидирующий ошибки выведения МКА и рассчитывается масса топлива, необходимая для проведения коррекции, необходимой из-за эволюции параметров орбиты и из-за ошибок выведения МКА на рабочую орбиту.
Точность проведения коррекции зависит от точности направления корректирующего импульса, заданной в ТЗ. Было проведено моделирование системы коррекции в режиме стабилизации углового положения при работе корректирующей двигательной установки.
В работе приводятся программы, реализующие интегрирование уравнений движения ЦМ МКА, процесс осуществления коррекции и расчет топлива для коррекции.
2.2. КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ ОРБИТЕ

Основными показателями эффективности космической группировки, являются:
- предельная производительность МКА в сутки на освещенной стороне Земли не менее 400-500 объектов.
- периодичность наблюдения районов съемки не реже одного раза в сутки.
Расположение плоскости орбиты по отношению к Солнцу выбрано таким образом, чтобы угол между линией узлов и следом терминатора на плоскости экватора Земли составлял (т = 30(. При этом северный полувиток орбиты должен проходить над освещенной частью земной поверхности. Для определенности углу (т приписывается знак «+» в том случае, если восходящий узел орбиты находится над освещенной частью Земли, и знак «-», если ВУ находится над неосвещенной частью. При выборе баллистического построения оперируют углом (, однозначно определяющимся прямым восхождением Солнца (0 и долготой восходящего узла орбиты в абсолютном пространстве (: ( = (0 - (.
Соотношение между углом (т и углом (: ( ( (т - 90(.

2.2.1. ХАРАКТЕРИСТИКА ОРБИТЫ

Для решения задач наблюдения Земли из космоса с хорошим разрешением при жестких ограничениях на массу КА и минимизации затрат на выведение целесообразно использовать низкие круговые орбиты. В этом классе орбит выделяют солнечно-синхронные орбиты со следующими свойствами:
- скорость прецессии плоскости орбиты в пространстве составляет примерно
1( в сутки, что практически обеспечивает постоянство ориентации ее относительно терминатора Земли в течении всего срока активного существования КА.
- близость наклонения плоскости орбиты к полярному, что обеспечивает глобальность накрытия полюсами обзора поверхности Земли.
- возможность наблюдения районов на поверхности Земли примерно в одно и то же местное время при незначительном изменении углов места Солнца в точке наблюдения.
Всем этим условиям удовлетворяют солнечно-синхронные орбиты с высотами от нескольких сот до полутора тысяч километров. На больших высотах наклонение солнечно-синхронной орбиты отличается от полярного, и глобальность накрытия поверхности Земли не обеспечивается. Для повышения эффективности наблюдения целесообразно выбрать орбиты с изомаршрутной трассой, у которых следы орбит ежесуточно проходят на одними и теми же районами Земли, что позволяет обеспечивать периодичность наблюдения одного и того же объекта, как минимум, раз в сутки с одного КА.
Предварительные расчеты показали, что целесообразно использовать орбиту с высотой Н = 574 км и наклонением плоскости орбиты к плоскости экватора
Земли i = 97,6(.
Масса МКА может составить от 500 до 800 кг (что зависит от вида целевой аппаратуры, устанавливаемой на борту МКА). Для выведения МКА на орбиту используется РН СС-19 («Рокот») с разгонным блоком «Бриз».

2.2.3. СВЯЗЬ МКА С НАЗЕМНЫМИ ПУНКТАМИ УПРАВЛЕНИЯ

Управление МКА осуществляется с наземных пунктов управления на территории
России. Их количество и место расположения выбирается таким образом, чтобы на любом витке можно было организовать сеанс связи с МКА хотя бы с одного пункта управления. Угол возывшения МКА над горизонтом наземного пункта управления должен быть не менее 7(, а дальность до МКА не должна превышать
2200 км.
В расчете зон связи были использованы следующие исходные данные:
- высота орбиты - 574 км.
- наклонение орбиты - 97,6(.
- географическая долгота восходящего узла первого витка - 4( в.д.
- минимальный угол возвышения МКА над местным горизонтом - 7(.
Из рассматривавшихся возможных наземных пунктов управления (Москва,
Новосибирск, Хабаровск, Мурманск, Калининград, Диксон, Комсомольск-на-
Амуре, Петропавловск-Камчатский), было выбрано три (Москва, Диксон,
Петропавловск-Камчатский), обеспечивающие возможности связи с МКА на любом витке орбиты. При этом зоны связи с МКА составляют от 3 до 9 минут на витке.
Интергральные характеристики возможности связи с МКА:
- высота орбиты - 574 км.
- число витков, видимых из Москвы, вит/сутки - 6.
- суммарное время видимости из Москвы, мин - 41.
- суммарное время видимости с трех пунктов, мин - 153.
- максимальное время видимости одного витка, мин - 9,1.

2.2.4. ВЫВЕДЕНИЕ МКА НА РАБОЧУЮ ОРБИТУ

Выведение МКА на орбиту с наклонением i = 97,6( и высотой Н = 574 км осуществляется ракетой-носителем «Рокот» с разгонным блоком «Бриз». При выведении для каждой отделяющейся части РН (отработанная первая ступень, обтекатель, отработанная вторая ступень) существует свой район падения.
Возможные варианты старта:
1. Полигон Байконур.
Из-за отсутствия зон падения отделяющихся частей возможно сформировать опорную орбиту с наклонением i порядка 65(. Для формирования опорной орбиты с наклонением близким полярному при использовании трассы с азимутом стрельбы более 180( (направление стрельбы на юг) - первая ступень падает в районе Ашхабада, обтекатель сбрасывается на высоте Н порядка 100 км, вторая ступень падает за Аравийским полуостровом. С точки зрения энергетики, выведение осуществляется не по оптимальной схеме, в результате чего на круговую орбиту высотой Н порядка 700 км выводится МКА массой менее 600 кг.
2. Полигон Ледяная (Свободный).
Из-за отсутствия зон падения отделяющихся частей возможно сформировать опорную орбиту с наклонением i порядка 54( и 65(. При северном запуске РН первая ступень падает в районе заповедника в устье реки Олейма (приток
Лены).
3. Космодром Плесецк.
Азимуты пуска с космодрома Плесецк обеспечивают наклонения орбит i от 72( до 93(. Формирование требуемового наклонения i = 97,6( осуществляется с помощью разгонного блока «Бриз».
В результате работы двух ступеней РН формируется баллистическая траектория с наклонением i = 93(. Высота в момент окончания работы двигателя второй ступени составляет Н = 190 км, наклонная дальность L = 300 км. Приблизительно через 1,2 секунды после прохождения команды на выключение двигателя второй ступени проходит команда на запуск ДУ РБ. После выключения двигателя второй ступени РН происходит отделение от ракеты связки РБ с КА. Время расцепки t = 318 секунд. Абсолютная скорость в момент отделения V = 5550 м/с. Отделяемая масса 6700 кг.
Двигательная установка РБ «Бриз» выполняет задачу доразгона КА при формировании опорной орбиты.
Характеристики двигателя РБ «Бриз»:
- тяга R, кг - 2000.
- удельный импульс Rуд, сек - 324.
- количество включений, р - 7.
- интервал между включениями, сек - 20.
- время функционирования, час - 7.
В результате работы двигателя РБ «Бриз» при первом включении происходит увеличение высоты баллистической траектории с Н = 190 км до Н = 270 км и к моменту окончания работы двигателя (t = 905,5 сек) в точке с аргументом широты u = 104,1( формируется опорная эллиптическая орбита с параметрами:
- высота в перигее Нп, км - 190.
- высота в апогее На, км - 574.
- большая полуось орбиты а, км - 6747.
- эксцентриситет ( - 0,02548
- наклонение i, ( - 93,4.
- период обращения Т, час - 1,53.
- аргумент перигея w, ( - 128,38.
- долгота восходящего узла в гринвичской СК, фиксированной на момент старта (г, ( - 48,37.
Величина импульса характеристической скорости, отрабатываемого при первом включении ДУ РБ dV1 = 2,36 км/с, время работы порядка 600 сек.
Работа двигателя при первом включении происходит вне зоны видимости НПУ на территории России. Географические координаты, соответствующие этому моменту:
- широта ( ( 76(.
- долгота ( ( 238(.
В момент прохождения МКА перигея опорной эллиптической орбиты (t = 1231 сек) географические координаты составляют:
- широта ( ( 53(.
- долгота ( ( 227(.
На опорной эллиптической орбите МКА совершает пассивный полет до апогея.
В районе апогея (t = 1,12 час) осуществляется второе включение ДУ РБ.
В результате приложения второго компланарного импульса характеристической скорости dV2 = 0,12 км/с, при втором включении (время работы 20 сек) формируется круговая орбита с параметрами:
- высота Н, км - 574.
- наклонение i, ( - 93,4.
- период обращения Т, час - 1,6.
Работа двигателя при втором включении происходит вне зоны видимости НПУ на территории России. Географические координаты, соответствующие этому моменту:
- широта ( ( 1,5(.
- долгота ( ( 35,8(.
Для создания круговой, солнечно-синхронной орбиты необходимо изменить наклонение до i = 97,6(. С этой целью осуществляется третье включение ДУ РБ при первом прохождении восходящего узла орбиты (t = 1,3 час).
В результате приложения ортогонального импульса характеристической скорости dV3 = 0,62 км/с, при третьем включении (время работы 90 сек) формируется солнечно-синхронная круговая орбита с параметрами:
- высота Н, км - 574.
- наклонение i, ( - 97,6.
- период обращения Т, час - 1,6.
- число оборотов в сутки N - 15.
Работа двигателя при третьем включении происходит вне зоны видимости НПУ на территории России. Географические координаты, соответствующие этому моменту:
- широта ( ( 0(.
- долгота ( ( 28,1(.
После выключения двигателя при третьем запуске происходит отделение МКА от РБ «Бриз».
Кинематические параметры в гринвичской СК, фиксированной на момент старта
РН и оскулирующие элементы орбиты на момент отделения от РБ:
|Параметр |Значение |
|t, сек |4946,5 |
|X, м |4638800 |
|Y, м |5120280 |
|Z, м |689680 |
|Vx, м/с |241,23 |
|Vy, м/с |-1233 |
|Vz, м/с |7473,5 |
|(, ( |28,1 |
|T, c |5761,67 |
|e |0,0009 |
|i, ( |97,595 |
|Ra, м |6940000 |
|Rп, м |6952000 |
2.3. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ И ЦЕЛИ РАБОТЫ

2.3.1. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ

Номинальная орбита, необходимая для выполнения задач МКА, имеет следующие параметры:
- круговая, e = 0.
- солнечно-синхронная, скорость прецессии линии узлов орбиты ( равна скорости обращения Солнца относительно Земли
( = 2( / 365,2422 = 0,0172 рад/сут = 0,98 (/сут.
- изомаршрутная, за сутки МКА совершает целое количество оборотов (n =
15).
Это обеспечивает прохождение МКА над одними и теми же районами в одно и тоже местное время.
- период Т = 5765 с.
- высота орбиты Н = 574 км.
- наклонение орбиты i = 97,6(.
- географическая долгота восходящего узла орбиты (э = 28,1(.
Долгота восходящего узла в геоцентрической экваториальной (абсолютной) системе координат OXYZ определяется как разность
(э - s0, где s0 - часовой угол, отсчитывающийся от гринвичского меридиана до оси
X, направленной в точку весеннего равноденствия.
Часовой угол зависит от даты старта и выбирается из астрономического ежегодника. В данной задаче для моделирования выбран часовой угол = 0.
Следовательно долгота восходящего узла орбиты ( = (э = 28,1(.
Исходя из ТЗ, начальная точка выведения имеет следующие координаты в гринвичской системе координат, фиксированной на момент старта РН:
|Параметр |Значение |
|t, сек |4946.5 |
|X, м |4638800 |
|Y, м |5120280 |
|Z, м |689506,95 |
|Vx, м/с |241,23 |
|Vy, м/с |-1233 |
|Vz, м/с |7472,65 |

Элементы орбиты:
|(, ( |28,1 |
|T, c |5761,67 |
|e |0,0009 |
|i, ( |97,595 |
|Ra, м |6940000 |
|Rп, м |6952000 |

Кинематические параметры в геоцентрической экваториальной системе координат:
|t, сек |4946.5 |
|X, м |6137262,9 |
|Y, м |3171846,1 |
|Z, м |689506,95 |
|Vx, м/с |-201,3 |
|Vy, м/с |-1247,03 |
|Vz, м/с |7472,65 |
|(, ( |28,1 |

Точность выведения:
- предельная ошибка по координате (3() - 7 км.
- предельная ошибка по скорости (3() - 5 м/с.
Пересчитав ошибку по координате на ошибку по периоду выведения орбиты получим предельную ошибку по периоду (T - 10 сек.
Корреляционная матрица ошибок выведения на момент выведения составляет:
[pic]
Члены, стоящие на главной диагонали представляют собой квадраты предельных ошибок - (3()2.
K11 = K22 = K33 = (3()2 = 72 = 49 км.
K44 = K55 = K66 = (3()2 = 52 = 25 м/с.
Остальные члены представляют собой вторые смешанные моменты Kij = Kji = rij(i(j или Kij = Kji = rjj(3(i)(3(j), где rjj - коэффициенты связи величин i и j. В данном случае вторые смешанные моменты Kij = Kji = 0.
Кинематические параметры в геоцентрической экваториальной системе координат на момент выведения с учетом ошибок выведения:
|t, сек |4946.5 |
|X, м |6144262,9 |
|Y, м |3178846,1 |
|Z, м |696506,95 |
|Vx, м/с |-206,3 |
|Vy, м/с |-1252,03 |
|Vz, м/с |7477,65 |
|(, ( |28,1 |

Поделитесь этой записью или добавьте в закладки