Способ определения вектора угловой скорости собственного вращения космического аппарата вокруг его центра масс

Изобретение относится к системам управления движением космических аппаратов (КА) вокруг центра масс. Способ заключается в том, что в течение заданного интервала времени (Δ), не менее двух раз, определяют проекции на связанные оси КА единичного вектора, направленного из центра масс КА на звезду, например Солнце. При этом используют рабочие характеристики бортового прибора ориентации на Солнце и факт равенства единице модуля указанного вектора. Рассчитывают углы между этим вектором и осями КА, а также разность величин этих углов на заданном интервале времени Δ. В результате деления этой разности углов на Δ определяют значения и знаки проекций вектора собственной средней угловой скорости КА на его связанные оси. Техническим результатом изобретения является возможность определения вектора угловой скорости собственного вращения КА по результатам измерения направления на Солнце или другие звезды в связанной системе координат. 1 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в системах управления движением (СУД) вокруг центра масс космических аппаратов (КА).

Известно, что направление на звезды, и как частный случай на Солнце, практически неизменно по отношению к центру масс КА для околоземных орбит.

Из патентной литературы известны способы определения относительной угловой скорости движения КА при колебательном процессе управления ориентацией объекта на подвижный ориентир, позволяющие определить относительную угловую скорость движения КА вокруг его центра масс по отношению к подвижному ориентиру (см. например, авторские свидетельства СССР №1819832 от 1990 года, №1819831 от 1990 года).

Однако эти способы не позволяют определять СОБСТВЕННУЮ угловую скорость вращения КА вокруг своего центра масс без использования специальных приборов, выполняющих эти измерения.

Задачей данного изобретения является создание способа с достижением технического результата - без использования специальных приборов, непосредственно измеряющих вектор угловой скорости вращения КА вокруг его центра масс, рассчитывать величину вектора угловой скорости собственного вращения КА вокруг его центра масс по результатам измерений направления на Солнце или на другую звезду в связанной с КА системе координат.

Эта задача решается тем, что в способе определения вектора угловой скорости собственного вращения космического аппарата вокруг его центра масс, заключающемся в том, что в течение интервала времени Δ, не менее двух раз, определяют проекции на связанные оси космического аппарата ХКА; YКА; ZКА единичного вектора, направленного из центра масс на звезду, по формулам:

;

;

где βПОС - проекция на ось ХКА космического аппарата единичного вектора направления на звезду,

αПОС - проекция на ось ZКА космического аппарата единичного вектора направления на звезду,

γКА - проекция на ось YКА космического аппарата единичного вектора направления на звезду,

β и α - результаты измерения текущего направления на звезду, например Солнце,

ХПОС - максимальная величина β, измеряемая прибором ориентации на Солнце по оси XКА,

ZПОС - максимальная величина α, измеряемая указанным прибором по оси ZКА,

рассчитывают углы φКА(t); ψКА(t); ϑКА(t) между проекциями единичного вектора на плоскости связанных с космическим аппаратом осей и этими осями, рассчитывают разность величин этих углов на интервале времени Δ и в результате деления их на величину Δ определяют значения и знаки проекций ωX, ωY, ωZ вектора собственной средней угловой скорости (ωКА) космического аппарата на его связанные оси ХКА, YКА, ZКА.

Далее изобретение поясняется с использованием фигуры, показывающей положение Солнца в поле обзора прибора ориентации на Солнце (ПОС), установленного определенным образом по отношению к связанным осям космического аппарата, а также расположение его измерительных осей относительно осей XКА, YКА, ZКА космического аппарата (КА).

Для простоты изложения способ рассмотрен на примере использования прибора ориентации на Солнце (ПОС).

При этом введены следующие обозначения:

- единичный вектор направления на Солнце, модуль которого равен единице (безразмерная величина);

XКА, YКА, ZКА - связанные оси с началом в центре масс КА;

φКА - угол, образованный плоскостью XКА, 0, YКА и проекцией единичного вектора на плоскость YКА, 0, ZКА;

ψКА - угол, образованный плоскостью XКА, 0, YКА и проекцией единичного вектора на плоскость ZКА, 0, XКА;

ϑКА - угол, образованный плоскостью YКА, 0, ZКА и проекцией единичного вектора на плоскость XКА, 0, YКА;

ХПОС - измерительная ось ПОС, ориентированная по оси XКА, позволяющая измерить максимальную величину ХПОС направления на Солнце;

ZПОС - измерительная ось ПОС, ориентированная по оси ZКА, позволяющая измерить максимальную величину ZПОС направления на Солнце;

ХПОС - максимальная величина β, измеряемая ПОС по приборной оси ХПОС, при ориентации единичного вектора направления на Солнце по этой оси;

ZПОС - максимальная величина α, измеряемая ПОС по приборной оси ZПОС, при ориентации единичного вектора направления на Солнце по этой оси;

αПОС - проекция единичного вектора направления на Солнце по осям ZПОС и ZКА;

βпос - проекция единичного вектора направления на Солнце по осям ХПОС и XКА;

γКА - рассчитанная проекция единичного вектора направления на Солнце на ось YКА;

γ - рассчитанный угол между осью γКА космического аппарата и единичным вектором.

Учитывая, что направления на Солнце и звезды практически неизменны по отношению к центру масс КА для околоземных орбит, следовательно, изменение значения углов φКА, ψКА, ϑКА (см. чертеж) за интервал времени Δ соответствует проекциям вектора угловой скорости собственного вращения КА (ωКА) вокруг центра масс. Плоскость измерения ПОС, образованная осями ХПОС и ZПОС, совпадает с плоскостью, образованной осями XКА и ZКА КА. Оси ХПОС, ZПОС измерительных устройств ПОС совпадают по направлению со связанными с КА осями XКА и ZКА соответственно. Из чертежа следует равенство:

следовательно:

Значения проекций «единичного» вектора на связанные оси КА XКА и ZКА можно получить из равенств:

где β и α результаты измерения ПОС текущего направления на Солнце;

1/ХПОС - нормировочный коэффициент по оси ХПОС;

1/ZПОС - нормировочный коэффициент по оси ZПОС.

Знаки αПОС, βПОС и γКА присваиваются согласно компоновке ПОС в осях КА.

Направление единичного вектора в связанной с КА системе координат можно задать и через направляющие косинусы:

cos βx=βПОС, где βХ - угол, образованный единичным вектором и осью ХКА;

cos αZПОС, где αZ - угол, образованный единичным вектором и осью ZКА;

cos γ=γКА, где γ - угол, образованный единичным вектором и осью YКА.

Используя равенства (2, 3, 4), можно получить значения:

- угла φКА, образованного плоскостью ХКА, 0, YКА и проекцией единичного вектора на плоскость YКА, 0, ZКА.

- угла ψКА, образованного плоскостью ХКА, 0, YКА и проекцией единичного вектора на плоскость ZКА, 0, ХКА:

- угла ϑКА образованного плоскостью YКА, 0, ZКА и проекцией единичного вектора на плоскость «ХКА», 0, «YКА» КА:

Значения проекций вектора ωКА на связанные с КА оси ХКА, YКА, ZКА можно рассчитать на основании (5), (6), (7) следующим образом:

Используя значения ωх, ωY, ωZ, полученные по измерениям αПОС, βПОС и рассчитанному γКА, можно проводить как демпфирование угловой скорости КА, так и его ориентацию в заданной системе координат.

Описанный в качестве примера вариант реализации способа определения характеристик вектора угловой скорости собственного вращения космического аппарата вокруг его центра масс при использовании в качестве звезды Солнца может быть использован только на «солнечной» части витка. В общем случае, когда используются другие звезды, никаких ограничений на применение способа нет, и описанный способ позволяет получать значения ωX, ωY, ωZ без использования специальных приборов непосредственного измерения вектора угловой скорости вращения КА вокруг его центра масс.

Изобретение позволяет также уменьшить массу и упростить конструкцию КА за счет уменьшения количества приборов, устройств и кабелей, их соединяющих, а также расширить номенклатуру технико-методических средств в этой области техники.

Способ определения вектора угловой скорости собственного вращения космического аппарата вокруг его центра масс, заключающийся в том, что в течение интервала времени Δ не менее двух раз определяют проекции на связанные оси космического аппарата (ХКА, YКА, ZКА) единичного вектора, направленного из центра масс на звезду, по формулам



где βПОС - проекция на ось ХКА космического аппарата единичного вектора направления на звезду,
αПОС - проекция на ось ZКА космического аппарата единичного вектора направления на звезду,
γКА - проекция на ось YКА космического аппарата единичного вектора направления на звезду,
β и α - результаты измерения текущего направления на звезду, например Солнце,
ХПОС - максимальная величина β, измеряемая прибором ориентации на Солнце по оси ХКА;
ZПОС - максимальная величина α, измеряемая указанным прибором по оси ZКА, рассчитывают углы φКА(t), ψКА(t), ϑКА(t) между проекциями единичного вектора на плоскости связанных с космическим аппаратом осей и этими осями, рассчитывают разность величин этих углов на интервале времени Δ и в результате деления их на величину Δ определяют значения и знаки проекций ωХ, ωY, ωZ вектора собственной средней угловой скорости (ωКА) космического аппарата на его связанные оси XКА, YКА, ZКА.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к способам воздушного старта баллистических ракет, выводящих на орбиту полезные грузы. .

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) при действии возмущающего момента, например, от включения исполнительных органов при сближении и причаливании.

Изобретение относится к космической технике, в частности к технике энергосберегающих систем управления ориентацией космических аппаратов (КА), преимущественно для малых космических аппаратов (МКА).

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов. .

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов. .

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) и может быть применено на борту различных геостационарных спутников. .

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к конструкции несущего блока летательного аппарата. .

Изобретение относится к области, связанной с управлением движением разгонного блока при выведении его на опорную орбиту после отделения от ракеты-носителя. .

Изобретение относится к области воздушно-космической техники и может быть использовано при полетах в атмосфере и в космосе. .

Изобретение относится к электроснабжению космических аппаратов (КА) посредством солнечных батарей (СБ), дающих полезную мощность как с рабочей, так и с тыльной их поверхности.

Изобретение относится к системам управления движением космических аппаратов (КА) вокруг центра масс

Изобретение относится к области управления движением космического аппарата (КА)

Изобретение относится к управлению космическим аппаратом (КА), в частности к управлению положением линии визирования при сближении и причаливании КА
Изобретение относится к управлению движением и положением космического аппарата (КА) и может быть использовано для поддержания его ориентации

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам управления угловым движением космических аппаратов (КА)

Изобретение относится к управлению движением разгонного блока (РБ) при его выведении на орбиту

Изобретение относится к области, связанной с управлением движением разгонного блока при выведении его на заданную орбиту

Изобретение относится к средствам аэродинамического торможения спутника, используемым для снятия спутников с орбиты после окончания срока их службы

Изобретение относится к сфере эксплуатации ракет с многодвигательной установкой первой ступени

Изобретение относится к области терминального управления траекторным движением разгонных блоков, выводящих космические аппараты на заданную орбиту с помощью маршевого двигателя с нерегулируемой тягой

Изобретение относится к системам управления движением космических аппаратов вокруг центра масс

Наверх