METHOD OF DETERMINING MANEUVER TERMINATION INTERVAL AND SHUTTING DOWN OF ACCELERATION UNIT SUSTAINER ENGINE

FIELD: transport.SUBSTANCE: invention relates to termination control of rocket acceleration unit uncontrolled-thrust sustainer engines. Proposed method comprises forecasting sustainer engine shutdown in changing over to termination control before spaceship separation when functional reaches preset power. For this, during said transition determined is conditional time of rocket propellant combustion (propellant consumption) and difference between said conditional time and preset time specified in flight mission. Said difference describes sustainer engine operation available time to be compared with calculated on the basis of flight mission. Is calculated time exceeds preset time then maneuver termination moment (engine shutdown) is defined as the sum of the interval of changing to termination control available time of engine operation. Said summed time is memorised to forecast acceleration unit motion at every interval of termination control with constant integration step. Said step equals relation of period to termination of maneuver to preset number of integration steps in acceleration unit motion model. Acceleration fuel propellant and final maneuver may terminate at shortage of power functional. In this case, knowledge of the moment of maneuver termination allows setting the spaceship orbit required inclination.EFFECT: higher accuracy.1 tbl Изобретение относится к области терминального управления траекторным движением разгонных блоков (РБ), выводящих космические аппараты (КА) на заданные орбиты с помощью маршевого двигателя с нерегулируемой тягой. В данном способе при переходе на терминальное управление на последнем маневре, перед отделением КА, прогнозируют момент отсечки маршевого двигателя при достижении функционалом энергии заданного значения. Для этого в момент указанного перехода определяют условное время сгорания массы РБ (израсходования топлива) и разность между этим временем и заданным (из полетного задания) его значением. Данная разность характеризует располагаемую длительность работы маршевого двигателя, которую сравнивают с рассчитанной на основе полетного задания. Если расчетная длительность превышает располагаемую, то момент окончания маневра (отсечки двигателя) определяют как сумму момента времени перехода на терминальное управление и располагаемой длительности работы двигателя. Это суммарное время запоминают и выполняют прогноз движения РБ на каждом такте терминального управления с постоянным шагом интегрирования. Данный шаг равен отноше