Способ построения орбитальной ориентации пилотируемого космического аппарата

Изобретение относится к управлению ориентацией пилотируемого космического аппарата (ПКА) при полете по орбите вокруг планеты. ПКА оснащен прибором наблюдения поверхности планеты. Способ включает построение ориентации ПКА по местной вертикали, после чего осуществляют поворот экранной сетки прибора наблюдения до совмещения ее линий с направлением движения ориентиров. Определяют значение угла поворота сетки и затем задают угловую скорость вращения ПКА вокруг центра масс относительно местной вертикали. Данное вращение завершают по достижении определенного значения угла поворота сетки. Затем возвращают экранную сетку в исходное положение для контроля совпадения направления бега ориентиров подстилающей поверхности с линиями сетки. Техническим результатом изобретения является повышение точности построения ориентации ПКА по движению ориентиров подстилающей поверхности с одновременным уменьшением расхода рабочего тела.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для построения орбитальной ориентации пилотируемого космического аппарата (ПКА) при полете на орбите планеты (например, Земли, Луны).

В настоящее время орбитальная ориентация ПКА используется в качестве основной опорной системы координат для коррекции траектории при полете на орбите Земли (или Луны). Этот вид ориентации применяется и для выдачи тормозного импульса при сходе с орбиты при возвращении экипажа ПКА на Землю. Поскольку надежность выдачи тормозного импульса определяет безопасность экипажа, то принято решение, что космонавты должны контролировать правильность ориентации ПКА перед выдачей тормозного импульса. При неправильной ориентации ПКА или отказе в автоматической системе построения орбитальной ориентации космонавт должен выполнить эту ориентацию, используя средства ручного управления. Эта идеология проведения орбитальной ориентации перед выдачей тормозного импульса, а также при коррекциях орбиты для обеспечения сближения с кооперируемым космическим аппаратом, например с Международной космической станцией, применяется на пилотируемых кораблях «Союз».

Известен способ управления, используемый для построения орбитальной ориентации на транспортных грузовых кораблях «Прогресс» и пилотируемых кораблях «Союз» в автоматическом режиме, для чего используется аппаратура, обеспечивающая выдачу сигналов о положении горизонта Земной поверхности в систему управления движением вокруг центра масс. По этим данным сначала оси корабля ОХ и OZ выставляются в плоскости местного горизонта, а ось ОУ, в результате, оказывается выставленной по местной вертикали. В этом положении, если направление оси OZ не перпендикулярно к плоскости орбиты, то в сигналах угловых скоростей по осям ОХ и OZ будут компоненты угловой орбитальной скорости. Для обнуления компоненты угловой орбитальной скорости, проектируемой на ось ОХ, в канале управления вокруг оси ОУ формируют управляющую функцию δу

δуx+K·ωy

При превышении δу заданного порогового значения будут включены исполнительные органы, и ПКА начнет вращение вокруг оси ОУ для обнуления сигнала ωx. Разворот будет окончен при ωх=0. В этом положении вся величина угловой орбитальной скорости будет проектироваться на ось OZ, что и будет свидетельствовать о том, что ось OZ выставлена перпендикулярно к плоскости орбиты.

При построенной ориентации продольная ось ПКА - ось ОХ будет направлена по или против вектора линейной орбитальной линейной скорости, ось ОУ - по местной вертикали, а ось OZ - перпендикулярно к плоскости орбиты, дополняя систему координат до правой. Выбор направления оси ОХ по или против вектора линейной орбитальной скорости определяется уставками, закладываемыми с Земли и записями в полетной документации ПКА.

Известен способ построения орбитальной ориентации пилотируемого космического аппарата «Союз» при полете вокруг Земли, реализованный ручной системой управления и выбранный в качестве прототипа. При построении ориентации используется прибор наблюдения поверхности планеты, имеющий периферийные поля зрения для наблюдения горизонта Земли и центральное поле зрения для наблюдения ориентиров подстилающей поверхности Земли. Прибор наблюдения установлен так, что оптическая ось центрального поля зрения параллельна оси ОУ корабля. Угловые скорости вращения ПКА вокруг центра масс космонавт задает отклонениями ручки управления.

Как и при автоматическом построении орбитальной ориентации, сначала выполняется ориентация по местной вертикали, для чего космонавт, наблюдая Земную поверхность через периферийные поля зрения, задает угловые скорости вращения ПКА вокруг центра масс по осям ОХ и OZ. После построения этой ориентации горизонт Земли будет симметрично расположен в периферийных полях зрения. В этом положении ПКА ось визирования центрального поля зрения прибора наблюдения будет направлена по местной вертикали.

При построенной орбитальной ориентации в центральном поле зрения космонавт будет видеть бег ориентиров подстилающей поверхности планеты. Причем направление бега ориентиров должно быть в соответствии с записью в полетной документации, с тем чтобы направление тяги корректирующего двигателя ПКА в пространстве было в соответствии с требуемым. Направление бега ориентиров подстилающей поверхности задается линиями экранной сетки прибора наблюдения.

Если после построения ориентации по местной вертикали движение ориентиров подстилающей поверхности в центральном поле зрения не будет совпадать с линиями экранной сетки, то космонавт будет разворачивать ПКА вокруг оси ОУ и добиваться требуемого направления движения ориентиров подстилающей поверхности.

Сложность выполнения ориентации по движению ориентиров подстилающей поверхности заключается в том, что скорость выбранного сюжета при полете вокруг Земли на высотах 200-400 км около 1.5 град/сек. А угловые скорости вокруг оси ОУ, задаваемые от ручки управления, значительно меньше ≈0.5-0.7 град/сек, что диктуется экономией расхода рабочего тела исполнительных органов. При центральном поле зрения 15 градусов время движения выбранного сюжета по экрану ≈10 секунд. За это время при скорости вокруг центра масс 0.5-0.7 град/сек ПКА развернется лишь на ≈5-7 градусов, притом что начальное рассогласование может достигать 180 градусов. Поэтому космонавту после выхода выбранного ориентира из поля зрения прибора наблюдения необходимо выбрать другой ориентир. При этом может оказаться, что в данный момент времени другого удобного для управления ориентира в поле зрения нет. А тогда возникает проблема, что делать дальше - продолжать вращение с той же скоростью в ожидании появления нового ориентира в поле зрения, то есть управлять «вслепую», или остановить вращение ПКА и ждать нового удобного сюжета.

Затруднения с выбором ориентиров при ориентации по движению подстилающей поверхности и ограниченные скорости вращения ПКА при построении ориентации приводят к тому, что до завершения построения ориентации космонавт неоднократно возвращает ручку управления в нейтральное положение, чтобы оценить фактическое рассогласование. Затем следует повторяющийся процесс доворотов ПКА, который сопровождается повторными отклонениями ручки управления и возвратами ее в нейтраль. Неудобство построения ориентации по движению предметов подстилающей поверхности приводит к большей ошибке ориентации - до 5 градусов, по сравнению с ошибкой выполнения ориентации по местной вертикали - не более 3-х градусов.

Процесс выполнения ориентации по движению ориентиров подстилающей поверхности усложняется и тем, что угловая скорость вращения ПКА при выполнении ориентации искажает наблюдаемую картину. Причем, чем выше угловая скорость вращения ПКА, тем большее искажение она вносит при определении текущего рассогласования, а потому также необходимо возвращать ручку управления в нейтральное положение для уточнения рассогласования. Маленькие угловые скорости устранения рассогласования приводят к большему количеству смены сюжетов, по которым ведется определение рассогласования. Но даже и небольшие угловые скорости разворота ПКА вносят искажение в наблюдаемую картину движения ориентиров и вызывают необходимость постановки ручки управления в нейтральное положение для определения фактического рассогласования.

Построение ориентации серией последовательных доворотов ПКА увеличивает расход рабочего тела из-за набора угловой скорости и ее гашения при каждом отклонении и возвращении ручки управления в нейтральное положение. Кроме увеличения расхода рабочего тела сложность оценки рассогласования увеличивает длительность построения ориентации.

Техническим результатом предлагаемого решения является повышение точности построения ориентации по движению ориентиров подстилающей поверхности с одновременным уменьшением расхода рабочего тела.

Технический результат достигается тем, что в способе построения орбитальной ориентации при полете вокруг планеты пилотируемого космического аппарата, оснащенного прибором наблюдения поверхности планеты, содержащим построение ориентации пилотируемого космического аппарата по местной вертикали, задание угловой скорости пилотируемому космическому аппарату вокруг центра масс, в отличие от прототипа, после выполнения ориентации пилотируемого космического аппарата по местной вертикали определяют направление движения ориентиров подстилающей поверхности планеты посредством прибора наблюдения, затем осуществляют поворот экранной сетки прибора наблюдения до совмещения ее линий с направлением движения ориентиров, после чего определяют значение ее угла поворота, затем задают угловую скорость вращения пилотируемому космическому аппарату вокруг центра масс относительно местной вертикали вокруг центра масс и поддерживают заданное вращение до достижения определенного значения угла поворота, после чего обнуляют угловую скорость разворота пилотируемого космического аппарата вокруг центра масс и возвращают экранную сетку в исходное положение для контроля совпадения направления бега ориентиров подстилающей поверхности с линиями экранной сетки прибора наблюдения.

Процесс построения орбитальной ориентации выполняется в следующей последовательности. Как и в прототипе, сначала выполняется ориентация по местной вертикали. Ориентация по местной вертикали может выполняться как в ручном режиме, так и в автоматическом, например, как это осуществляется в аналоге. При выполнении в ручном режиме возможно использование такого же оптического прибора, который используется в аналоге, а именно с периферийными полями зрения для наблюдения горизонта Земной поверхности при построении ориентации по местной вертикали.

После выполнения ориентации по местной вертикали оси ОХ и OZ ПКА будут расположены в плоскости местного горизонта, а ось ОУ - по местной вертикали. После построения ориентации по местной вертикали производится определение направления движения ориентиров подстилающей поверхности в поле зрения прибора относительно его экранной сетки.

Определив направление, космонавт производит поворот экранной сетки до совмещения ее линий с направлением движения ориентиров подстилающей поверхности. Эту процедуру совмещения линий экранной сетки с направлением движения ориентиров космонавт выполняет, имея в качестве исполнительного органа безынерционный, не требующий расхода рабочего тела, поворотный экран. Вследствие этого вращение экранной сетки может производиться многократно и со скоростями, удобными космонавту, что уменьшает время оценки углового рассогласования и повышает точность совмещения линий экранной сетки с движением ориентиров. Использование вращения экранной сетки при совмещении ее линий с направлением движения ориентиров исключает влияние переходных процессов гашения и набора угловых скоростей вокруг центра масс ПКА на оценку рассогласования, что уменьшает время выставки экранной сетки.

Убедившись, что линии экранной сетки совпадают с направлением движения ориентиров подстилающей поверхности, космонавт считывает величину угла поворота экранной сетки по ее шкале. Затем отклонением ручки управления задает ПКА угловую скорость вокруг оси ОУ и контролирует величину угла разворота, который определяется интегрированием угловой скорости вращения ПКА вокруг оси ОУ, а величина угла выводится на пульт управления космонавта. При значении угла разворота ПКА вокруг центра масс, равного углу поворота экранной сетки, космонавт возвращает ручку управления в нейтральное положение. После окончания переходного процесса гашения угловой скорости разворота, космонавт должен повернуть экранную сетку в исходное положение и проконтролировать совпадение направления движения ориентиров подстилающей поверхности с линиями сетки. Если по какой-либо причине результат контроля не удовлетворителен, процесс подстройки ориентации может быть повторен. При совпадении направления движения ориентиров подстилающей поверхности с линиями экранной сетки процесс построения орбитальной ориентации завершен.

Необходимое направление бега ориентиров подстилающей поверхности относительно линий экранной сетки прибора наблюдения поверхности планеты задается в полетной документации.

Использование предлагаемого технического решения повышает точность ориентации по бегу предметов подстилающей поверхности. Фактически точность ориентации зависит от точности определения угла разворота по экрану прибора и точности отработки этого угла при развороте ПКА. Если принять, что определение направления движения ориентира относительно линий экранной сетки оптического прибора, используемого на кораблях «Союз», производится на базе 10 см (экран прибора наблюдения имеет масштаб 1 см - 1 градус, поле зрения 15 градусов) и при этом фиксируется отклонение от линии сетки на 5 мм, то ошибка определения угла не более 3-х градусов. Считывание угла разворота по шкале прибора, имеющего деления с шагом 1 градус, может выполняться с ошибкой не более 1 градуса. Считывание угла разворота на пульте управления космонавта возможно с ошибкой не более 0.1 градуса. Суммарная ошибка не более 3-х градусов. Практически отклонение движения ориентира от линии сетки может быть определено с меньшей ошибкой, чем 5 мм, например с ошибкой 2.5 мм, и тогда ошибка построения ориентации по движению ориентиров подстилающей поверхности, определяемая работой космонавта, не более 2-х градусов.

Приведенные данные по оценке ошибки построения ориентации по бегу ориентиров подстилающей поверхности показывают, что введение поправки ориентации после разворота ПКА требоваться не должно, а потому расход рабочего тела в канале управления вокруг оси ОУ определяется только набором и гашением угловой скорости разворота, что и даст уменьшение расхода рабочего тела и сокращение длительности построения орбитальной ориентации по сравнению с аналогом, как на этапе определения рассогласования по бегу предметов подстилающей поверхности, так и по окончании разворота.

Способ построения орбитальной ориентации при полете вокруг планеты пилотируемого космического аппарата, оснащенного прибором наблюдения поверхности планеты, включающий построение ориентации пилотируемого космического аппарата по местной вертикали, задание угловой скорости пилотируемому космическому аппарату вокруг центра масс, отличающийся тем, что после выполнения ориентации пилотируемого космического аппарата по местной вертикали определяют направление движения ориентиров подстилающей поверхности планеты посредством прибора наблюдения, затем осуществляют поворот экранной сетки прибора наблюдения до совмещения ее линий с направлением движения ориентиров, после чего определяют значение ее угла поворота, затем задают угловую скорость вращения пилотируемому космическому аппарату вокруг центра масс относительно местной вертикали и поддерживают заданное вращение до достижения определенного значения угла поворота, после чего обнуляют угловую скорость разворота пилотируемого космического аппарата вокруг центра масс и возвращают экранную сетку в исходное положение для контроля совпадения направления бега ориентиров подстилающей поверхности с линиями экранной сетки прибора наблюдения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области оптических средств измерения параметров относительного сближения космических аппаратов. .

Изобретение относится к области оптических средств измерения параметров относительного сближения космических аппаратов. .

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг его центра масс. .

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг центра масс с использованием прибора, измеряющего направление на Солнце. .

Изобретение относится к области комплексной пассивной и активной защиты от внешних динамических воздействий чувствительной аппаратуры, а именно к способам и устройствам оптимизации динамических условий функционирования гравитационно-чувствительных систем, таких как технологические установки по производству материалов в космосе и предназначено для использования в условиях остаточных микроускорений на борту орбитальных космических аппаратов.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в системах управления ориентацией спутников связи, снабженных бортовым радиотехническим комплексом, для выполнения своей целевой задачи.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления ориентацией космических аппаратов. .

Изобретение относится к оптической технике и может быть использовано в летательных аппаратах, предназначенных для съемки земной поверхности с целью картографирования.

Изобретение относится к области автоматики и может быть использовано для управления движением космических аппаратов. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано как управляющее средство космических аппаратов, солнечных батарей, стабилизированных навигационных платформ и т.п.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано в бесплатформенных инерциальных системах ориентации КА, построенных на базе измерителей угловой скорости (ИУС).

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными относительно корпуса КА панелями солнечных батарей (СБ). .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при расчете энергетически оптимальных программ управления выведением первых ступеней ракет космического назначения (РКН) исходя из снижения влияния ограничений, обусловленных обеспечением падения отделяющихся частей (ОЧ) в существующие зоны отчуждения земель под поля падения ОЧ.

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 сфере эксплуатации ракет с многодвигательной установкой первой ступени. .

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

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

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

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

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

Изобретение относится к управлению ориентацией пилотируемого космического аппарата при полете по орбите вокруг планеты

Наверх