Способ определения параметров движения центра масс космического аппарата с инерционными исполнительными органами и реактивными исполнительными органами с нецентральной тягой и система определения вектора состояния орбитального низколетящего, снабженного гидросистемой космического аппарата с выступающими подвижными элементами конструкции

 

Использование: для определения параметров движения центра масс орбитального космического аппарата при наличии возмущений. Сущность: способ включает проведение навигационных измерений, определение действующих возмущений, прогноз параметров движения, определение действующих на КА гравитационных и аэродинамических моментов, определение моментов проведения разгрузки инерционных исполнительных органов, учет действия реактивных двигателей во время разгрузки при прогнозе движения и уточнение баллистического коэффициента по результатам определения ориентации КА. Система содержит генератор импульсов, задатчик плотности атмосферы, блок задания шага интегрирования, блок суммирования приращений вектора состояний КА, блок учета возмущающего воздействия атмосферы, блок измерения кинетического момента гиросистемы, блок измерения орбитальной координаты Солнца, блок определения положения Солнца, блок задания площади солнечных батарей, блок задания площади сечения КА, блок определения баллистического коэффициента, блок задания предельно допустимого значения кинетического момента гиростабилизатора, блок задания длительности импульса при включении двигателей КА для разгрузки ГС, блок определения канала разгрузки, блок задания возмущающего воздействия срабатывания двигателей по каналам, блок суммирования возмущающего воздействия разгрузки, блок определения угловой скорости орбитального движения КА, блок задания плечей двигателей по каналам, блок определения кинетического момента ГС КА, блоки памяти, элементы НЕ, И, ключи, переключатель. 2 с. п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при определении движения центра масс (ЦМ) орбитального космического аппарата, для случая возмущенного движения.

Известен способ определения движения ЦМ КА, включающий навигационные измерения положения ЦМ КА и определение параметров орбиты КА по полученным измерениям и по действующим на КА возмущающим силам от нецентральности гравитационного поля Земли.

Известна система, содержащая блок навигационных измерений (БНИ), блок памяти с линией задержки (БПЛЗ), блок определения ускорения КА (БОУ), блок задания шага интегрирования (БЗШИ), генератор импульсов (ГИ), ключ (К), блок определения движения (БД).

Однако эти способ и система не учитывают возмущающего действия на КА атмосферы Земли.

Наиболее близким к предлагаемому является способ, включающий навигационные измерения и определение параметров орбиты по полученным измерениям и действующим на КА возмущающим силам от атмосферы и нецентральности гравитационного поля Земли.

Известна система, реализующая способ и содержащая все блоки вышеуказанной системы и кроме этого блок задания баллистического коэффициента КА (БЗБК), блок задания плотности атмосферы (БЗПА), блок учета возмущающего воздействия атмосферы на КА (БУВА), блок определения модуля вектора, блоки умножения, блоки вычитания.

Этот способ не обеспечивает достаточную точность определения движения низколетящего, снабженного гиросиловыми стабилизаторами (ГС) КА с выступающими подвижными элементами конструкции, потому что не учитывает воздействие на движение КА двигателей ориентации и истинное торможение аппарата в атмосфере, зависящее от его ориентации относительно вектора скорости набегающего потока.

Целью изобретения является повышение точности.

Для этого в способе, включающем проведение навигационных измерений, определение действующих возмущений, прогноз параметров движения центра масс КА и его баллистического коэффициента с учетом результатов навигационных измерений и определенных возмущений в соответствии с моделью движения объекта, дополнительно определяют ориентацию КА и выступающих элементов конструкции и определяют в соответствии с полученной ориентацией действующие на КА гравитационный и аэродинамический моменты, определяют моменты проведения разгрузки инерционных исполнительных органов (ИО) по достижению интегралом от полученных возмущающих моментов с учетом начального значения кинетического момента системы порогового значения на интервале прогноза, определяют силу, приложенную к центру масс КА в процессе разгрузки при помощи реактивных двигателей с нецентральной тягой, и учитывают полученное значение силы при прогнозе движения центра масс КА, а значения баллистического коэффициента непрерывно уточняют по результатам определения ориентации КА и выступающих элементов его конструкции.

В системе определения вектора состояния орбитального низколетящего, снабженного гиросистемой КА с выступающими подвижными элементами конструкций, содержащей генератор импульсов, первый управляемый ключ, задатчик плотности атмосферы, блок определения ускорений, блок суммирования возмущающего воздействия атмосферы, первый блок памяти с линией задержки, блок суммирования возмущающего воздействия атмосферы, первый блок памяти с линией задержки, блок суммирования приращений вектора состояния, шесть компараторов, переключатель, блок задания шага интегрирования и блок измерения вектора состояний КА, дополнительно введены четыре компаратора, блок измерения кинетического момента гиросистемы, два блока памяти с линией задержки, восемь управляемых ключей, блок определения модуля вектора, две схемы сравнения, блок задания предельно допустимого значения кинетического момента, три логических элемента НЕ, блок задания длительности импульса двигателей для разгрузки гиросистемы, два логических элемента И, блок определения баллистического коэффициента, блок задания площади (солнечных батарей, блок задания площади сечения КА, блок определения положения Солнца, блок измерения орбитальной координаты Солнца, блок определения угловой скорости орбитального движения КА и блок задания плечей двигателей по каналам.

На чертеже представлена блок-схема системы.

Блок-схема содержит блок 7 измерения вектора состояния КА или блок навигационных измерений (БНИ) 1, первый блок памяти с линией задержки (БПЛЗ) 2, блок определения ускорения КА (БОУ) 3, блок задания шага интегрирования (БЗШИ) 4, генератор импульсов (ГИ) 5, первый ключ 6, блок суммирования приращений вектора состояния КА (БОД), задатчик плотности атмосферы (БЗПА) 72, блок суммирования (учета) возмущающего воздействия атмосферы (БУВА) 73, блок измерения кинетического момента гиросистемы КА (БИКМ) 83, блок измерения орбитальной координаты Солнца (БИОКС) 84, блок определения положения Солнца (БОПС) 85, блок задания площади солнечных батарей (БЗПБ) 86, блок задания площади сечения КА (БЗПС) 87, блок определения баллистического коэффициента (БОБК) 88, блок задания предельно допустимого значения КМ ГС кинетического макета (БЗПКМ) 89, блок задания длительности импульса двигателей КА для разгрузки гиросистемы (БЗДИ) 90, блок определения канала разгрузки (БОКР) 91, блок задания возмущающего воздействия срабатывания двигателей по каналам (БЗВДК) 92, блок суммирования возмущающего воздействия разгрузки (БУВР) 93, блок определения угловой скорости орбитального движения КА (БОУС) 94, блок задания плечей двигателей по каналам (БЗП) 95, блок определения кинетического момента ГС КА (БОКМ) 96, второй и третий блоки памяти с линией задержки (БПЛЗ) 97 и 98, блок определения модуля вектора (БОМВ) 99, схема сравнения (ССР) 102, элемент НЕ 105, второй-седьмой ключи 108-110, 113-115, первый-десятый компараторы 186-195, задатчик единичного сигнала (ЗЕС) 196, элемент И 197, переключатель (П) 198.

Система начинает работать с момента переключения переключателя (П) 198. В исходном положении переключателя на 4-й вход каждого компаратора 186-195 через переключатель поступает сигнал от ЗЕС 196, в результате чего на выход компаратора поступает сигнал с его 1-го входа. Таким образом из БНМ 1 измеренные в начальный момент t^о значения V_j^о, j=1, 2, 3, R_j^o=1, 2, 3 через компараторы 186-191 поступают в БПЛЗ 2, из БИКМ 83 измеренные значения G_j^о, j= 1, 2, 3 через компараторы 192-194 поступают в БПЛЗ 97, из БИОКС 84 измеренное значение через компаратор 195 поступает в БПЛЗ 98.

После переключения переключателя на 3-й вход каждого компаратора 186-195 через переключатель поступает сигнал от ЗЕС 196, в результате чего на выход компаратора поступает сигнал с его 2-го входа. Далее осуществляются итерации для i 1,2,3, На каждой i-ой итерации выполняются следующие действия.

С выходов БПЛЗ 2 значения V_j^i-1, j=1, 2, 3. R_j^i-1, j=1, 2, 3 поступают на 1-6 входы БОД 7, БОУС 94, 4-9 входы БУВР 93, значения R_j^i-1 j=1, 2, 3, V_j^i-1=1, 2 поступают на 1-5 входы БОУ 3, значения V_j^i-1, j=1, 2, 3 поступают на 5-7 входы БУВА 73.

С выходов БПЛЗ 97 значения G_j^i-1, j=1, 2, 3 поступают на 1-3 входы ключа 108, БОКМ 96 и БОМВ 99. Из БОМВ 99 модуль вектора КМ ГС G^i-1 поступает на ССР 102, в которой сравнивается с поступающим на нее из БЗПКМ 89 предельно допустимым значением КМ ГС Gⁿ.

При G^i-1<G<SUP>пt из БЗШИ 4.

В противном случае при G^i-1 ≥G^п (КМ ГС превысил допустимое значение и должны отработать двигатели КА для разгрузки ГС) ССР 102 вырабатывает сигнал, открывающий ключи 108 и 109, элемент НЕ 105 сигнал не вырабатывает и ключ 110 закрыт, на элемент И 197 через ключ 108 поступает значение Δ tg из БЗДИ 90. При этом через ключ 108 значения G_j,^i-1 j=1, 2, 3 поступают на входы БОКР 91, в котором определяется канал разгрузки ГС (определяется ось ССК, соответствующая максимальному значению компонент G_j^i-1, j=1, 2, 3). Один из выходов БОКР 91 вырабатывает сигнал, открывающий один из ключей 113-115, при этом другие два ключа закрыты. Из БЗВДК 92 одно из значений Т_j, j=1, 2, 3 через один из ключей 113-115 и через ключ 109 поступает на входы БУВР 93 и БОКМ 96.

Поступление импульса от ГИ 5 через переключатель 198 на управляющий вход ключа 6 открывает ключ 6 и значение шага времени Δt от элемента И 197 через ключ 6 поступает на 7 вход БОКМ 96, 2 вход БОПС 85 и 10 (7 по нумерации, приведенной в формуле изобретения) вход БОД 7.

Из БПЛЗ 98 значение δ^i-1 поступает на первый вход БОПС 85.

Из БОУС 94 значение ω поступает на 3 вход БОПС 85 и 8 вход БОКМ 96. Из БОПС 85 значение δⁱ поступает на 3 вход БОБК 88 и через компаратор 195 на вход БПЛЗ 98. На 1 и 2 входы БОБК 88 поступают значения Пб и Пс с выходов БЗПБ 86 и БЗПС 87. Из БОБК 88 значение S поступает на 8 вход БУВА 73. Из БОУ 3 значения V_j^зi, j=1, 2, 3 поступают на 1-3 входы БУВА 73. Из БУВА 73 V_j^ai, j=1, 2, 3 поступают на 10-12 входы БУВР 93. Из БУВР 93 V_j^c=1, 2, 3 поступают на входы БОД 7.

Из БОД 7 значения V_jⁱ, j1, 2, 3, R_jⁱ, j=1, 2, 3, соответствующие положению КА на момент времени tⁱ=t^i-1+ Δt, через компараторы 186-191 поступают в БПЛЗ 2.

Из БЗП 95 значения l_j, j=1, 2, 3 обобщенных плечей установки двигателей КА по каналам поступают на 9-11 входы БОКМ 96. Из БОКМ 96 значения G_jⁱ, j= 1,2, 3 вектора КМ ГС КА через компараторы 192-194 поступают в БПЛЗ 97. Конец i-ой итерации.

Формула изобретения

1. Способ определения параметров движения центра масс космического аппарата (КА) с инерционными исполнительными органами и реактивными исполнительными органами с нецентральной тягой, включающий проведение навигационных измерений, определение действующих возмущений, прогноз параметров движения центра масс КА и его баллистического коэффициента с учетом результатов навигационных измерений и определенных возмущений в соответствии с моделью движения объекта, отличающийся тем, что, с целью повышения точности, определяют ориентацию КА и выступающих элементов конструкции и определяют в соответствии с полученной ориентацией действующие на КА гравитационный и аэродинамический моменты, определяют моменты проведения разгрузки инерционных исполнительных органов по достижению интегралом от полученных возмущающих моментов с учетом начального значения кинетического момента системы порогового значения на интервале прогноза, определяют силу, приложенную к центру масс КА в процессе разгрузки при помощи реактивных двигателей с нецентральной тягой, и учитывают полученное значение силы при прогнозе движения центра масс КА, а значения баллистического коэффициента непрерывно уточняют по результатам определения ориентации КА и выступающих элементов его конструкции.

2. Система определения вектора состояния орбитального низколетящего, снабженного гиросистемой КА с выступающими подвижными элементами конструкции, содержащая генератор импульсов, первый управляемый ключ, задатчик плотности атмосферы, блок определения ускорений, блок суммирования возмущающего воздействия атмосферы, первый блок памяти с линией задержки, блок суммирования приращений вектора состояния, шесть компараторов, переключатель, блок задания шага интегрирования и блок измерения вектора состояния КА, выходы которого с первого по шестой соединены соответственно с первыми входами каждого из шести компараторов, выходы которых соединены с входами с первого по шестой блока суммирования приращений вектора состояния, выходы которого с первого по шестой соединены с вторыми входами компараторов с первого по шестой, третьи и четвертые входы каждого из которых соединены соответственно с первым и вторым выходами переключателя, вход которого соединен с задатчиком единичного сигнала, первый, второй, четвертый, пятый и шестой выходы блока памяти с линией задержки соединены соответственно с входами с первого по пятый блока определения ускорений, выходы которого с первого по третий совместно с выходом блока задания плотности атмосферы и с первым, вторым и третьим выходами блока памяти с линией задержки соединены с входами с первого по седьмой блока суммирования возмущающего воздействия атмосферы соответственно, выход генератора импульсов соединен с управляющим входом первого управляемого ключа, выход которого соединен с седьмым входом блока суммирования приращений вектора состояния, отличающаяся тем, что, с целью повышения точности, в нее введены седьмой, восьмой, девятый и десятый компараторы, блок измерения кинетического момента гиросистемы, второй и третий блоки памяти с линией задержки, управляемые ключи с второго по девятый, блок определения кинетического момента, блок определения модуля вектора, две схемы сравнения, блок задания предельно допустимого значения кинетического момента, первый, второй и третий логические элементы НЕ, блок задания длительности импульса двигателей для разгрузки гиросистемы, первый и второй логические элементы И, блок определения баллистического коэффициента, блок задания площади солнечных батарей, блок задания площади сечения КА, блок определения положения Солнца, блок измерения орбитальной координаты Солнца, блок определения угловой скорости орбитального движения КА и блок задания плеч двигателей по каналам, причем выходы с первого по третий блока измерения кинетического момента гиросистемы соединены с первыми входами соответственно седьмого, восьмого и девятого компараторов, выходы которых соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами второго блока памяти с линией задержки, первый, второй и третий выходы которого соединены с первыми тремя входами второго управляемого ключа, блока определения кинетического момента и блока определения модуля вектора, выход блока определения модуля вектора соединен с первым входом первой схемы сравнения, второй вход которой соединен с выходом блока задания предельно допустимого значения кинетического момента, а выход непосредственно с управляющими входами второго и третьего ключей и через первый логический элемент НЕ с управляющим входом четвертого ключа, сигнальный вход которого соединен с выходом блока задания шага интегрирования, а выход с сигнальным входом первого ключа, который соединен также с четвертым выходом второго ключа, четвертый вход которого соединен с первым выходом блока задания длительности импульса двигателей для разгрузки гиросистемы, второй и третий выходы которого соединены с входами соответственно пятого и шестого ключей и первым и вторым входами второй схемы сравнения, выход которой соединен с управляющим входом пятого ключа, первым входом первого логического элемента И и входом второго логического элемента НЕ, выход которого соединен с первым входом второго логического элемента И и управляющим входом шестого ключа, выход которого соединен с выходом пятого ключа и первым входом третьей схемы сравнения, второй вход которой соединен с первым выходом второго ключа, а выход соединен с входом третьего логического элемента НЕ и вторыми входами первого и второго логических элементов И, выходы которых соединены с управляющими входами соответственно седьмого, восьмого и девятого ключей, входы которых соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами блока задания возмущающего воздействия срабатывания двигателей по каналам, а выходы соединены через третий ключ соответственно с четвертым, пятым и шестым входами блока определения кинетического момента и соответственно с первым, вторым и третьим входами блока суммирования возмущающего воздействия разгрузки, входы которого с четвертого по двенадцатый соединены соответственно с выходами первого блока памяти с линией задержки с первого по шестой и выходами с первого по третий блока суммирования возмущающего воздействия атмосферы, восьмой вход которого соединен с выхода блока определения баллистического коэффициента, первый, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходами блока задания площади солнечных батарей, блока задания площади сечения КА и блока определения положения Солнца, первый вход которого соединен с выходом третьего блока памяти с линией задержки, вход которого соединен с выходом десятого компаратора, первый и второй входы которого соединены с выходами соответственно блока измерения орбитальной координаты Солнца и блока определения положения Солнца, второй и третий входы которого соединены соответственно с седьмым и восьмым входами блока определения кинетического момента, а также с выходами соответственно первого ключа и блока определения угловой скорости орбитального движения КА, входы которого с первого по шестой соединены соответственно с выходами с первого по шестой первого блока памяти с линией задержки, вторые входы седьмого, восьмого и девятого компараторов соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами блока определения кинетического момента, девятый, десятый и одиннадцатый входы которого соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами блока задания плеч двигателей по каналам, а третьи и четвертые входы седьмого, восьмого, девятого и десятого компараторов соединены соответственно с первым и вторым выходами переключателя, причем первый, второй и третий выходы блока суммирования возмущающего воздействия разгрузки соединены соответственно с восьмым, девятым и десятым входами блока суммирования приращений вектора состояния.

РИСУНКИ

Рисунок 1