Исследование влияния неидеальностей рабочего импульса жидкостных ракетных двигателей малой тяги на динамику малого космического аппарата

Существуют различные признаки, по которым классифицируются космические аппараты — по назначению полезной нагрузки, по цели запуска, по национальной принадлежности, по способу вывода, по времени активного существования и так далее, но есть один признак, формально относящейся к массе и размерам аппарата, по сути, может рассматриваться как качественный. В 90-х годах прошлого столетия все чаще стал звучать термин «малый спутник». Сейчас трудно установить приоритет того, кто впервые использовал это слово как термин, классифицирующий новый класс космических аппаратов. В 1990 году известная европейская фирма Arianespace, разработчик и производитель ракет-носителей ' Ariane, предложила платформу под названием ASAP (Ariane Structure for Auxiliare Payloads) в виде большой плоской шайбы диаметром 2.9 м, размещаемой между последней третьей ступенью ракеты Ariane-4 и выводимым ею основным космическим аппаратом. На платформе были размещены шесть спутников значительно меньшего размера по сравнению с основным аппаратом. С космодрома Куру во Французской Гвиане 22 января 1990 г. попутно с основным спутником SPOT-2 (масса 1870 кг) ракета-носитель Ariane-4 вывела на орбиту шесть малых спутников: радиолюбительские американские PACSAT и Webersat, аргентинский Lusat и бразильский Microsat-2 (каждый массой по 12 кг), а также английские UoSat-3 и Uosat-4 (по 48 кг). Тогда же Arianespace предложила условную классификацию спутников по массе [1]. Использование этой классификации в качестве некоторого общепринятого критерия оказалось удобным, и она была принята ведущими космическими агентствами.

Таким образом, обобщив данные отечественных и зарубежных публикаций, можно представить следующую классификацию малых космических аппаратов (МКА) [1,2, 4]:

— средние (500- 1000 кг);

— миниспутники (100−500 кг);

— микроспутники (20 — 100 кг);

— наноспутники (1−20 кг);

— пикоспутники (0,1 — 1 кг);

— фемтоспутники (менее ОД кг).

Необходимо отметить мировую тенденцию создания MICA. Так, например, из 40 реализуемых программ США около трети программ ориентированы на создание МКА для обеспечения тактической разведки и связи.

МКА как объект космической техники появились еще в 60-е гг. XX века. Таким КА был, например, первый ИСЗ, а из аппаратов, имеющих военно-прикладное назначение, — американский КА радиотехнической разведки «GRAB». Однако существовавший в то время уровень технологий не позволял достигнуть необходимой эффективности КА и поэтому основную долю в орбитальных группировках составляли средние и тяжелые (часто универсальные) КА, предназначенные для решения широкого круга задач. Стоимость этих КА, как правило, исчислялась сотнями миллионов долларов, что существенно сдерживало дальнейшее освоение космического пространства. Побудительным мотивом для перехода от создания и использования крупных универсальных спутников к МКА стал прорыв в электронике, двигателестроении, в области создания новых конструкционных материалов и др. областях. В связи с развитием элементной и технологической баз для создания реальных космических аппаратов в 90-х гг. появилась возможность создания новых концепций использования многоспутниковых систем [2].

Основное достоинство малого КА — это ценовая привлекательность, которая дополняется реальной возможностью быстро продать или сдать их в аренду. Низкая цена малого КА позволяет также формировать целые спутниковые системы, которые могут осуществлять непрерывный мониторинг земной поверхности, а также решать вопросы телекоммуникации. Глобальные изменения в мировой космонавтике приводят к тому, что все больше стран вступает в «космический клуб» для решения не только вопросов престижа, но и конкретных задач. Наступает эра прагматичного космоса, когда стало важнее создание экономичных средств, которые должны приносить экономический эффект и в сжатые сроки. Эта тенденция в ближайшее время приведет к тому, что членами клуба будут отдельные крупные компании, обладающие своим собственным космическим сегментом для решения конкретных внутренних задач. Глобальные по своему применению космические технологии уже вышли из экспериментальной стадии и нашли широкое коммерческое применение. Следует отметить, что наиболее доходными сферами деятельности российской космонавтики на ближайшее десятилетие являются: развитие спутниковой связи и навигации (особенно для удаленных районов и транспорта), космических систем дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) (картографирование, исследование природных ресурсов, метеообеспечение, экологический мониторинг, природопользование, предупреждение о природных и техногенных катастрофах). Анализ тенденций развития космических технологий показывает, что одним из наиболее перспективных путей их совершенствования является создание и применение малых аппаратов и систем на их основе.

В настоящее время жесткая < конкуренция космических товаров и услуг на мировом рынке заставляет его участников предоставлять свои возможности в кратчайшие сроки, качественно и по низким ценам без снижения целевой эффективности космических систем. Основным препятствием при продвижении на рынке являются высокая стоимость и продолжительность создания КА, средств выведения, а также высокая стоимость запусков и длительное время их подготовки. Одним из вариантов удешевления запусков, по мнению отечественных и зарубежных специалистов, является радикальное уменьшение массы КА [1].

Достижения последних 10 лет в области микроэлектроники и микроэлектромеханики позволили создавать малые КА, ни в чем не уступающие большим по целевым характеристикам. Однако появление и развитие нанотехнологий, микромехатроники и молекулярной электроники уже сейчас делает возможным создание спутников, умещающихся на ладони. Именно на активную разработку и внедрение в космическую технику названных технологий и направлен, например, стратегический план NASA, утверждённый в 1997 году. Причины же, побуждающие обращать всё большее внимание на разработку сверхмалых аппаратов, как и сущность самой указанной программы, можно охарактеризовать одной ключевой фразой: «Быстрее, лучше, дешевле!». Известно, что основным препятствием на пути широкого использования околоземного пространства в интересах общества сегодня являются высокая стоимость как собственно КА, так и выведения его на орбиту. Следующий по значимости фактор — длительное время создания спутника и подготовки к старту. Всё это ведёт к удорожанию конечных результатов космической деятельности. В частности, существующие сегодня программы дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) диктуют столь высокие цены на получаемую информацию, что число ее потребителей ограничивается весьма узким кругом специалистов из развитых стран. Разрешить это противоречие и могли бы малые КА, основными преимуществами которых являются сравнительно низкая стоимость и небольшие сроки разработки.

Применение МКА обеспечивает ряд преимуществ [3,4]:

— возможность экономически более целесообразного решения целого ряда задач в области мониторинга Земли, связи, навигации и управления, отработки новых технологий, требующих оперативного выполнения;

— снижение затрат и времени на разработку, изготовление и развертывание космических аппаратов и систем, позволяющих внедрять наиболее передовые технологии;

— возможность быстрой реализации базовых конструкторско-технических решений с последующей модернизацией благодаря использованию модульной архитектуры;

— малые собственные гравитационный, электромагнитный и газовый фоны;

— низкие стоимостные характеристики наряду с возможностью запуска дешевыми конверсионными ракетами-носителями и перспективными авиакосмическими средствами;

— более высокую живучесть и надежность проектируемых космических систем благодаря более высокой технологической надежности как самих МКА, так и структур проектируемых на их основе систем;

— меньшие финансовые и технические проблемы при развертывании систем на основе МКА;

— возможность более широкого коммерческого использования существующих и внедрения" новых услуг космических систем благодаря их более низкой удельной стоимости.

Одной из причин, обуславливающих низкую стоимость сверхмалых КА, является то, что их разработка не требует вовлечения большого количества специалистов. Так, в создании микроспутника «Мегоре» было задействовано 25 человек, а пикоспутники «Artemis» получили путёвку в жизнь благодаря 7 аспиранткам университета Санта — Клара (Северная Калифорния) [4]. Относительно простая форма и конструкция спутников существенно упрощают их проектирование, расчёты и постройку, а малые размеры не требуют использования уникальных испытательных стендов, которые часто оказываются сложнее и дороже самого КА. Кроме того, упрощается и наземный сегмент — оборудование ЦУП, а также средства приёма и обработки информации могут базироваться на обычных персональных компьютерах. На вопросе о стоимости запусков остановимся подробнее. Наиболее широко используемой сегодня экономической характеристикой транспортной космической системы является стоимость выведения на ту или иную орбиту одного килограмма полезной нагрузки. Следовательно, чем меньше спутник, тем ниже цена, которую платит заказчик за его выведение. Однако не всё обстоит столь просто и однозначно, как кажется с первого взгляда. На сегодняшний день наиболее рентабельными средствами выведения малых КА на орбиту являются российские конверсионные ракеты, созданные на базе МБР PC-18 (РН «Стрела» и «Рокот», масса полезной нагрузки, выводимой на низкую околоземную орбиту, составляет соответственно 1,8 и 1,9 т.) и РС-20 (РН «Днепр», 3,75 т) [3]. Стоимость запуска находится в пределах от 8 до 14 млн. долларов, то есть в пересчёте на килограмм полезной нагрузки — от 3 до 5 тысяч долл./кг. Однако величина эта рассчитана для максимально возможной полезной нагрузки, и при дальнейшем снижении массы выводимого на данном носителе аппарата будет возрастать. Снижение грузоподъёмности носителя, как показывает практика, также приводит к увеличению стоимости вывода 1 кг полезной нагрузки. Примером может служить созданная на базе МБР «Minuteman — 2» PH «Minotaur» (0,64 т., 12,5 млн долл.). Поэтому для сверхлёгких аппаратов пока единственным экономически оправданным способом выведения остаётся запуск «piggiback», то есть в качестве попутной нагрузки вместе с более крупным КА. Частным случаем является запуск с пилотируемой орбитальной станции или космического корабля. Так, например, в 1982 году со станции «Салют-7» были запущены советские экспериментальные аппараты «Искра-2» и «Искра-3» массой по 28 кг каждый, в 1997 с борта «Мира» отправился в полёт «Радиоспутник-17», а количество миниаппаратов, выведенных «Шаттлами», сосчитать сложно. Весьма удобными для запуска мини — и микроспутников являются системы воздушного старта. Существующая американская АКС «Pegasus» выводит на низкую орбиту полезную нагрузку массой 0,32 — 0,37 т, правда, при стоимости пуска от 11 до 15 млн. долларов. Но, наверное, наиболее удобной и экономичной была бы система, базирующаяся не на транспортном самолёте или бомбардировщике, а на истребителе. Один из таких проектов, сверхмалая РН «Микрон», стартуя с истребителя МИГ-31, могла бы доставлять на орбиту спутник массой до 200 кг.

Анализ тенденций в рамках развития малой космической техники показывает, что в ближайшей перспективе особое место в космических программах займут микрои наноспутники.

Реализация всего многообразия МКА не возможна без дальнейшей миниатюризации вплоть до наноструктур, создание которых и является областью нанотехнологии, т. е. перехода от исследований в структурах от единиц и сотен нанометров до микроприборов к организации их промышленного производства [7].

В настоящее время США, как мировой лидер в технологии малого аппаратостроения, сосредоточили свои усилия на тех направлениях развития военных космических систем, в которых обеспечивается максимально возможное число альтернативных вариантов развития. Это позволит им:

— обеспечить для конкурентов высокую степень неопределенности представлений о возможных путях развития космического аппаратостроения и целевой аппаратуры;

— обеспечить концентрацию усилий и ресурсов на тех направлениях развития, в которых наметился явный отрыв от других стран (видеоспектроскопия, нанотехнология, нейроинформатика, искусственный интеллект и т. д.);

— обеспечить активное внедрение в • много спутниковые космические коммерческие системы тщательно легендируемые КА военного назначения (анализ разработок подобных КА указывает на постоянное увеличение динамики такого процесса).

Популярности малых КА способствовали и глобальные изменения в мировой космонавтике. Наступивший век характеризуется вступлением в космический клуб все новых стран Азии и Латинской Америки (Корея, Сингапур, Малайзия, Таиланд, Аргентина, Чили и др.). Необходимость разработки собственных КА эти страны рассматривают, исходя, прежде всего из прагматических интересов, а не из соображений престижа. Наступает эра прагматичного космоса — создание экономичных средств, которые должны приносить экономический эффект и в сжатые сроки. Специалисты считают, что к 2010 году более 90% численного состава орбитальных группировок космических систем будут составлять МКА.

Точную величину рыночного спроса на малые КА дать затруднительно, однако можно считать, что при стоимости типового МКА —10 млн. дол. и потребности в -1200 МКА величина спроса в ближайшие десять лет может превысить 10−12 млрд. дол. При этом можно предполагать, что:

— КА будут развиваться по двум направлениям: сверхтяжелые КА и малые КА;

— появление МКА существенно «оживит» рынок легких средств выведения;

— развитие МКА стимулирует развитие и совершенствование принципиально новых технологий, например, молекулярной и атомной нанотехнологии;

— один из перспективных рынков — развивающиеся страны, некоторые из которых уже создали национальные космические агентства;

— наиболее полной реализации возможностей микро-КА можно ожидать в период 2010;2020 гг.

Современная ситуация такова, что создание космических платформ и полезной нагрузки перспективного малого спутника невозможно без широкой кооперации с ведущими производителями космической техники по всему миру. Только использование последних достижений космических технологий позволит создать действительно конкурентоспособный малый космический аппарат.

В Федеральной космической программе (ФКП) России, утвержденной Постановлением Правительства Российской Федерации № 288 от 30 марта 2000 г., создание малых КА и особенно научно-технического и технологического задела для них отнесено к приоритетным работам и представлено как целевое направление на предстоящую перспективу. Ожидается, что более широкое развитие и применение МКА будет возможным в ФКП на период 2010;2015 гг. на основе создаваемого задела.

Актуальность.

Разработка малых космических аппаратов (МКА) требует применения таких управляющих воздействий (как в движении центра масс, так и в движении относительно центра масс), которые бы обеспечивали аппарату требуемое качество переходных процессов в каналах управления.

Это значит, что уровень развиваемых управляющих ускорений должен быть того же порядка, что и в случае больших космических аппаратов (КА), для которых эти задача является успешно решенной.

Выдерживание этого параметра для МКА требует существенного снижения уровня тяги применяемых ЖРД МТ, поскольку существенное уменьшение моментов инерции МКА относительно осей ориентации, требует применения значительно более низких управляющих моментов.

Отсюда возникает проблема создания на борту МКА малых и сверхмалых управляющих тяг, которые становятся подверженными целому ряду неидеальностей работы двигателей на импульсных режимах с минимальной длительностью импульса.

Таким образом, реализация высокоточных (прецизионных) режимов поддержания ориентации МКА напрямую зависит от возможности ЖРД МТ генерировать высокоточные тяговые импульсы минимальной величины.

В указанной связи исследование влияния рабочего импульса ЖРД МТ на динамику МКА становится актуальной научно-технической задачей.

Анализом и расчетом термодинамических процессов в ЖРД МТ в разное время занимались следующие специалисты: Левин В. Я. [22], Кочетков Ю. Н. [32], Нигодюк В. Е., Березанская А. П. [30], Дубинкин Ю. М., Рыжков В. В., Забатин В. Г., Волкова Е. JI. [31]. Проблемой оптимизации двигательных установок на базе ЖРД МТ, а также вопросами динамики КА с двигателями этого типа занимались: Годлевкий В. Е., Рутовский Н. Б. [15], Бебенин В. А. [19], Кокорин В. В. [21], Разыграев М. В. [39], Соловьев Е. В, Козлов А. А. [26, 27], Гришин Б. В., Харламов Н. П. [11]. Анализ динамики КА с ЖРД МТ в контурах управления в разных постановках рассматривался в работах: Беляева Н. М., Уварова Е. И. [9], Гаушуса Э. В., Раушенбаха Б. В. [10], Смольянинова Н. Д. В 1976 г. Вышла монография Гаушуса Э. В. «Исследование динамичских систем методом точечных преобразований» [16], где была рассмотрена динамика КА с идеальной П-образной моделью импульса двигателя.

Теоретические основы анализа нелинейных колебаний (метод точечных преобразований) был заложен академиком Андроновым A.A. и его учениками Виттом А. А. [33] и Хайкиным С. Э., также работы по нелинейным системам управления вели Пономарев В. М. [20], Артюхин Ю. П. [25], В. М. Кудрявцев [28], К. Б. Алексеев, К. С. Колесников и Н. Г. Киреев [40−42]. Из иностранцев в этой области работали: Ф. Меш, Г. Швейцер, К. Стопфкахен (Германия), В. Мангер, Р. Фишер (США), Р. Сфорзини [36], Д. Скул, Е. Блекборн, Р. Хемминг [46], Р. Чилтон, Р. Кларк (NASA, США). Также свой вклад в исследование динамики КА с ЖРД МТ внесли работы Вьюжанин А. И. [18], Горелова Ю. Н. [13], Белоконова В. М. и Титова Б. А. [12, 13].

Целью диссертационной работы является параметрический анализ влияния неидеальностей рабочего импульса ЖРД МТ на точностные и расходные характеристики МКА для режима поддержания заданной ориентации.

Для достижения сформулированной цели в работе решаются следующие задачи:

1.Построение уточненной математической модели тягового импульса ЖРД МТ путем учёта временных запаздываний при запуске и останове двигателя, импульса выхода на режим и импульса последействия тяги влияющих на динамику полета МКА.

2.Разработка компьютерной модели одноканальной системы ориентации МКА с ЖРД МТ в контуре управления как инструментальной основы исследования динамики аппарата и эффективности его двигательной установки.

3. Анализ влияния временных запаздываний при запуске и останове двигателя, импульсов выхода на режим и последействия тяги на динамические характеристики режима поддержания ориентации МКА.

4.Оценка влияния разбросов параметров тягового импульса ЖРД МТ на точностные и расходные характеристики режима поддержания заданной ориентации МКА.

Научная новизна работы:

1. Разработана математическая модель тягового импульса ЖРД МТ, учитывающая наличие временных запаздываний при запуске и останове, импульса выхода на режим и импульса последействия тяги.

2. Созданы инструментальные средства исследования различных режимов ориентации МКА, включающие в себя компьютерную модель собственно системы ориентации, модель двигателя и модель внешних воздействий.

3. Получены оценки параметров предельных циклов при различных законах изменения внешних возмущающих воздействий и при различных значениях параметров импульсного режима ЖРД МТ, показывающие влияние неидеальностей функционирования двигателя на режиме поддержания заданной ориентации МКА.

4. Выявлена степень влияния основных неидеальностей тягового импульса ЖРД МТ на динамику МКА с учетом его инерционно-массовых характеристик, в том числе с участками скользящих режимов.

5. Построены области рационального применения ЖРД МТ в системе ориентации МКА.

6. Оценена чувствительность предельного цикла системы ориентации МКА с ЖРД МТ к разбросу параметров тягового импульса.

Практическая ценность работы:

1.Тема диссертации соответствует потребности в исследованиях данного характера, обусловленной, в частности, предстоящей разработкой серии МКА специального назначения в ГНП РКЦ «ЦСКБ-Прогресс» (г. Самара).

2.Полученные в диссертации результаты позволяют осуществить оценку альтернативных проектных решений по МКА для выбора наиболее рационального решения.

3 .Разработанные инструментальные средства моделирования позволяют рассчитывать любые режимы ориентации КА с учетом функционирования произвольного набора двигателей ориентации на базе ЖРД МТ.

4.0пределены зависимости степени влияния неидеальностей тягового импульса ЖРД МТ на динамику МКА, что позволяет при проектировании заранее учитывать степень этого влияния.

Положения, выносимые на защиту:

1. Уточненная математическая модель тягового импульса ЖРД МТ, учитывающая влияние основных термодинамических неидеальностей на точностные и расходные характеристики режима поддержания заданной ориентации.

2. Области рационального использования в системе ориентации МКА двигательных установок на базе ЖРД МТ.

3. Оценка чувствительности предельного цикла системы ориентации МКА с ЖРД МТ к разбросу параметров тягового импульса.

Личный вклад автора:

1. Анализ проблем и особенностей управления малых космических аппаратов, связанных с их инерционно-массовыми характеристиками.

2. Разработка уточненной математической модели тягового импульса ЖРД МТ, учитывающей влияние основных термодинамических неидеальностей тягового импульса двигателя на точностные и расходные характеристики режима поддержания заданной ориентации.

3. Разработка компьютерной модели системы ориентации МКА с ЖРД МТ в каналах управления.

4. Проведение серии испытаний по моделированию режима поддержания заданной ориентации МКА с учетом основных неидеальностей импульса двигателя.

5. Анализ полученных результатов и выработка рекомендаций по выбору рациональных параметров ЖРД МТ используемых для МКА.

Задачи исследования динамических свойств и выявления наиболее оптимальных параметров систем управления МКА, являются в настоящее время одними из приоритетных задач в плане дальнейшего развития космической техники.

При построении адаптивных систем управления объектами ракетно-космической техники с двухкомпонентными жидкостными ракетными двигателями малой тяги (ЖРД МТ) в контуре управления возникает целый ряд сложных проблем, связанных не в последнюю очередь с неидеальностями импульсных режимов включения подобных двигателей. С точки зрения динамики движения объекта, например, космического аппарата, подлежат детальному изучению и учету такие неидеальности тягового импульса двигателей, как:

— временные запаздывания при запуске и останове двигателя;

— наличие импульса выхода на режим установившейся тяги;

— наличие импульса последствия тяги;

— тепловое и массовое взаимодействие импульсов тяги двигателя на высоких частотах включения;

— сложность регулировки тяги двигателя при реализации адаптивных режимов управления и ряд других.

В настоящей работе проводится исследование динамики движения космического аппарата по одному из каналов управления с учетом перечисленных первых трех типов неидеальностей тягового импульса двигателей. Исследование проводится методами структурного моделирования с применением современной программной среды «МУТи» (моделирование в технических устройствах), используемой для детального анализа и синтеза нестационарных процессов в технических системах, описание динамики которых может быть реализовано нелинейными дифференциальными уравнениями высокого порядка и нелинейными функциями с точками разрыва первого рода, а также нелинейностями логического типа (различными функциональными ключами).

Диссертация состоит из введения, четырех глав, выводов, заключения и приложения.

6. Результаты работы использовались в проектных разработках Центра космической энергетики Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика С. П. Королёва.

В качестве дальнейшего развития вышеизложенной проблематики целесообразно рассмотреть другие имеющиеся алгоритмы поддержания заданной ориентации, например, использующие не аналоговую, а цифровую, более гибкую, обработку измеренной информации и цифровое управляющее устройство. При этом необходимо рассмотрение таких режимов включения управляющих двигателей, которые были бы реализованы на минимально допустимых импульсах или на близких к минимально допустимым. В этом случае следует ожидать минимальных значений амплитуд колебаний предельного цикла по углу и по угловой скорости.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

.

В работе выполнено исследование влияния неидеальностей тягового импульса ЖРД МТ на динамику МКА, направленное на совершенствование одного из главных режимов движения — поддержания заданной ориентации.

В результате проведенных исследований получены следующие выводы и практические результаты:

1. Уточнена математическая модель тягового импульса ЖРД МТ с учетом временных запаздываний при запуске и останове, импульса выхода на режим и импульса последействия тяги, влияющих на динамику полета МКА.

2. Построена компьютерная модель одноканальной системы ориентации МКА на базе ЖРД МТ, учитывающая основные особенности тягового импульса двигателя, измерительный и преобразовательный тракты, и позволяющая рассчитывать точностные и расходные характеристики различных режимов движения МКА.

3. Выполнен анализ влияния временных запаздываний при запуске и останове двигателя, импульсов выхода на режим и последействия тяги на динамические характеристики режима поддержания ориентации МКА. Получены оценки параметров предельных циклов при различных законах изменения внешних возмущающих воздействий и при различных значениях параметров импульсного режима ЖРД МТ, показывающие влияние неидеальностей функционирования двигателя на режиме поддержания заданной ориентации МКА. По результатам структурного моделирования динамики системы ориентации космического аппарата в настоящей работе представлены оценки временных и динамических характеристик режима поддержания заданной ориентации, обусловленные неидеальностыо тягового импульса управляющих двигателей, доказано, что наличие временных запаздываний приводит к увеличению амплитуд предельного цикла по углу и угловой скорости, что определяет увеличение средневременного расхода рабочего тела и, следовательно, снижение эффективности режима поддержания заданной ориентации и времени активного существования МКА. Получен диапазон предельных величин временных запаздываний в двигателе, обеспечивающий заданный средневременной расход рабочего тела в предельном цикле.

4. Получены области рационального применения ЖРД МТ в контуре управления МКА, зависящие от инерционно-массовых характеристик аппарата и уровня временных запаздываний в двигателе. Данные области позволяют на этапе проектировании двигательной установки учесть негативное влияние запаздываний и провести настройку системы управления на оптимальный режим работы для данного двигателя, либо, руководствуясь полученными областями применения, совсем отказаться от использования ЖРД МТ на данном МКА и начать искать альтернативные решения.

5. Проведена оценка чувствительности системы ориентации МКА к разбросу параметров тягового импульса ЖРД МТ при реализации режимов прецизионной ориентации, которая показала, что тот разброс параметров, который раннее мог не учитываться в классе больших КА, оказывает существенное влияние на точностные и расходные характеристики режима поддержания заданной ориентации в случае с МКА. Таким образом, при решении задач, требующих высокой точности параметров предельного цикла, следует наибольшее внимание уделить стабильности воспроизведения системой ориентации параметров минимальных тяговых импульсов.