Система стабилизации углового движения космического аппарата

Авторы патента:

Камальдинова Рауза Абдулхаковна (RU)

Козлов Анатолий Иванович (RU)

Сыров Анатолий Сергеевич (RU)

Кравчук Сергей Валентинович (RU)

B64G1/24 - управляющие устройства летательного аппарата, например для управления его положением в пространстве (реактивные двигатели F02K; навигация или навигационные приборы см. соответствующие подклассы, например G01C; автопилоты G05D 1/00)

Владельцы патента RU 2481250:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") (RU)

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бортовых системах управления космическими аппаратами. Система стабилизации углового движения космического аппарата содержит три канала управления, каждый канал управления содержит задатчик сигнала управления, датчик угловой скорости, блок периодической коммутации, переключатель, блок реактивных двигателей, последовательно соединенные датчик угла, элемент сравнения, суммирующий усилитель, релейный элемент. Элемент сравнения соединен с задатчиком сигнала управления, суммирующий усилитель соединен с датчиком угловой скорости, блок периодической коммутации соединен с переключателем. Изобретение позволяет снизить энергопотребление, уменьшить массу системы, минимизировать количество используемых реактивных двигателей. 1 табл., 3 ил.

Изобретение относится к бортовым системам управления космическими аппаратами (КА).

Известна система стабилизации, содержащая в каждом канале управления задатчик сигнала управления, датчик угла, датчик угловой скорости, элемент сравнения, суммирующий усилитель и релейный элемент [1].

Наиболее близкой к предлагаемому изобретению является система стабилизации углового движения КА, содержащая три канала управления, каждый канал управления содержит задатчик сигнала управления, датчик угловой скорости, последовательно соединенные датчик угла, элемент сравнения, второй вход которого соединен с задатчиком сигнала управления, суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с датчиком угловой скорости, и релейный элемент [2].

В указанных системах стабилизации традиционно используются в качестве исполнительных органов реактивные двигатели, обеспечивающие управление по трем осям космического аппарата.

Недостатком известных решений является то, что традиционно для реализации 3-х каналов стабилизации КА требуется 6 пар реактивных двигателей. Также при независимом управлении, в отдельные моменты времени, в общем случае, могут быть включены одновременно 6 двигателей, что может быть неприемлемо с точки зрения выполнения требований по энергопотреблению.

Технической задачей, решаемой в предлагаемой системе стабилизации, является снижение энергопотребления и уменьшение веса системы.

Указанная техническая задача достигается тем, что в известную систему стабилизации углового движения космического аппарата, содержащую три канала управления, каждый из которых содержит задатчик сигнала управления, датчик угловой скорости, последовательно соединенные датчик угла, элемент сравнения, второй вход которого соединен с выходом задатчика сигнала управления, суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости, и релейный элемент, дополнительно введены последовательно соединенные блок периодической коммутации, переключатель, три сигнальных входа которого соединены соответственно с выходом релейного элемента каждого канала управления, и блок реактивных двигателей, выход которого является выходом системы стабилизации.

На фиг.1 представлена блок-схема системы стабилизации углового движения КА, на фиг.2 - статическая характеристика релейного элемента с зоной нечувствительности канала управления КА по оси Х (аналогичные характеристики имеют релейные элементы в каналах управления относительно осей У и Z), на фиг.3 представлен один из вариантов схемы расположения реактивных двигателей.

Система стабилизации углового движения КА (фиг.1) содержит три канала управления 1, 2 и 3 относительно 3-х осей КА соответственно. Каждый канал управления, например канал управления 1, имеет задатчик сигнала управления 4 (ЗСУ), датчик угловой скорости 5 (ДУС), последовательно соединенные датчик угла 6 (ДУ), элемент сравнения 7 (ЭС), второй вход которого соединен с выходом задатчика сигнала управления 4, суммирующий усилитель 8 (СУ), второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости 5, и релейный элемент 9 (РЭ), последовательно соединенные блок периодической коммутации 10 (БПК), переключатель 11 (ПК), три сигнальных входа которого соединены соответственно с выходом релейного элемента 9 каждого канала управления, и блок реактивных двигателей 12 (БРД), выход которого является выходом системы.

Система стабилизации углового движения КА работает следующим образом.

В каналах управления 1, 2 и 3 задатчиком сигнала управления 4 задаются соответственно сигналы управления γ_зад(t), Ψ_зад(t), ϑ_зад(t). В каждом канале по соответствующим сигналам управления γ_зад(t), Ψ_зад(t), ϑ_зад(t), текущим сигналам углового положения γ(t), Ψ(t), ϑ(t) и угловой скорости ω_x(t), ω_y(t), ω_z(t) КА формируется закон регулирования (стабилизации). Например, в канале управления 1 этот закон формируется блоками 4÷9.

В суммирующем усилителе 8 формируется сигнал управления σ_x(t) в виде:

где Δγ(t) - сигнал рассогласования, формируемый элементом сравнения 7 по сигналам γ_зад(t) от задатчика сигнала управления 4 и γ(t) от датчика угла 6:

K_γ, K_ωх - передаточные числа суммирующего усилителя 8;

ω_x(t) - сигнал угловой скорости КА, поступающий от датчика угловой скорости 5.

Далее сигнал управления σ_x(t) поступает на вход релейного элемента 9, характеристика которого представлена на фиг.2. Величина зоны нечувствительности σ_0х релейного элемента 9 определена требуемой точностью стабилизации. Точность стабилизации γ₀ соответствует:

Полученный на выходе релейного элемента 9 сигнал F_x(σ_x) поступает на 1-й вход переключателя 11.

Аналогичным образом в каналах управления 2 и 3 системы стабилизации формируются соответственно сигналы F_y(σ_y) и F_z(σ_z), поступающие на 2 и 3 входы переключателя 11.

Блок периодической коммутации 10 задает период переключений Т сигналов управления F_x(σ_x), F_y(σ_y) и F_z(σ_z) на входе блока реактивных двигателей 12 для обеспечения требуемой точности по углу.

На фиг.3 представлен один из вариантов схемы расположения реактивных двигателей РД1, РД2, РД3 и РД4, позволяющий реализовать предложенную систему стабилизации углового движения КА. В данном варианте реактивные двигатели расположены относительно друг друга на расстоянии L1=2,9 м (по оси У), L2=1,25 м (по оси Z) и L3=0,75 м (по оси X).

По сигналам управления F_x(σ_x), F_y(σ_y), F_z(σ_z) в блоке реактивных двигателей 12 осуществляется включение соответствующих 2-х двигателей стабилизации, создающих управляющий момент М_упр.

Включение двигателей для варианта расположения реактивных двигателей, представленного на фиг.3, осуществляется в соответствии с таблицей 1.

Таблица 1
№	F_x(σ_x)=1 F_y(σ_y)=0 F_z(σ_z)=0	F_x(σ_x)=-1 F_y(σ_y)=0 F_z(σ_z)=0	Fy(σ_y)=1 F_x(σ_x)=0 F_z(σ_z)=0	F_y(σ_y)=-1 F_x(σ_x)=0 F_z(σ_z)=0	F_z(σ_z)=1 F_x(σ_x)=0 F_y(σ_y)=0	Fz(σ_z)=-1 Fx(σ_x)=0 Fy(σ_y)=0
1	РД3, РД4
2		РД1, РД2
3			РД1, РД4
4				РД2, РД3
5					РД2, РД4
6						РД1, РД3

Таким образом, предложенная система стабилизации углового движения КА позволяет уменьшить энергопотребление и вес системы за счет уменьшения количества используемых реактивных двигателей (вместо 12 двигателей используется 4 двигателя).

Источники информации

1. Б.В.Раушенбах, Е.Н.Токарь. Управление ориентацией космических аппаратов. Москва, 1974, стр.144.

2. Васильев В.Н. Системы ориентации космических аппаратов. Москва, 2009, стр.310.

Система стабилизации углового движения космического аппарата, содержащая три канала управления, каждый канал управления содержит задатчик сигнала управления, датчик угловой скорости, последовательно соединенные датчик угла, элемент сравнения, второй вход которого соединен с выходом задатчика сигнала управления, суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости, и релейный элемент, отличающаяся тем, что система содержит последовательно соединенные блок периодической коммутации, переключатель, три сигнальных входа которого соединены соответственно с выходом релейного элемента каждого канала управления, и блок реактивных двигателей, выход которого является выходом системы стабилизации.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для удержания геостационарного космического аппарата (КА) в заданном диапазоне долгот и широт рабочей позиции на орбите.

Способ регулирования и стабилизации давления в рабочих установках сильфонного типа // 2477245

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для стабилизации заданного уровня тяги двигателей коррекций движения космического аппарата.

Способ определения момента времени окончания маневра и отсечки маршевого двигателя разгонного блока // 2467930

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.

Способ построения орбитальной ориентации пилотируемого космического аппарата // 2467929

Изобретение относится к управлению ориентацией пилотируемого космического аппарата (ПКА) при полете по орбите вокруг планеты. .

Способ калибровки измерителей угловой скорости бесплатформенных инерциальных систем ориентации космических аппаратов и устройство его реализующее // 2466068

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

Способ активно-пассивного успокоения, ориентации и стабилизации космического аппарата // 2463221

Изобретение относится к космическим аппаратам. .

Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка // 2457158

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

Способ управления ракетами космического назначения // 2456217

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.

Способ коррекции параметров программы ориентации при терминальном управлении наведением разгонного блока на заданную орбиту // 2454357

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

Способ старта ракеты // 2446081

Изобретение относится к сфере эксплуатации ракет с многодвигательной установкой первой ступени. .

Способ управления движением центра масс космического корабля при причаливании // 2482033

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления космическим кораблем при причаливании

Способ удержания геостационарного космического аппарата на заданной орбитальной позиции // 2486111

Изобретение относится к области космической техники и предназначено для удержания на заданной геостационарной орбитальной позиции космического аппарата (КА)

Устройство контроля ориентации пассивных космических аппаратов // 2486112

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при выполнении в космосе операций сближения, облета, зависания, причаливания со стыковкой космических аппаратов (КА), в авиации для обеспечения посадки летательных аппаратов в условиях ограниченной видимости, а также для позиционирования исполнительных механизмов при выполнении монтажно-сборочных работ и других операций с помощью робототехнических средств

Способ адаптивного управления движением центра масс космического аппарата // 2487823

Изобретение относится к управлению движением группы космических аппаратов (КА) и м.б

Ракета-носитель // 2489329

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам-носителям для выведения в космос космических аппаратов

Комбинированный способ управления расходованием топлива ракетной двигательной установки с многократным включением и комбинированная система управления расходованием топлива // 2492122

Способ формирования информационного пространственно-временного поля // 2492517

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано при создании глобальной системы единого времени, а также при создании единого пространственно - временного поля, которое может быть использовано при навигации космических аппаратов (КА) в космическом пространстве, включая определения их эфемерид - альманахов, содержащих информацию о координатах КА в любой момент времени, в системах GPS, ГЛОНАСС и других

Способ коррекции орбитального движения космического аппарата // 2496688

Изобретение относится к области космической техники и предназначено для высокоточного определения ускорения поступательного движения космического аппарата (КА). Проводят коррекции параметров орбитального движения КА и засылают на борт КА. Параллельно слежению за работой двигателя коррекции на каждом шаге коррекций фиксируют начало и окончание свободного движения на борту КА инерционной массы в имеющей сферическую форму замкнутой емкости и управляющее ускорение определяют из уравнения равноускоренного движения без начальной скорости по заранее известному пути в этой емкости с помощью акселерометра высокой точности определения линейного ускоряющего воздействия в условиях невесомости. Инерционная масса представляет собой магнитовосприимчивый шарик. Изобретение позволяет повысить точность расчета управляющих ускорений, сузить области удержания КА и повысить качество коллокации. 1 ил.

Способ коррекции орбитального движения космического аппарата // 2496689

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для коррекции орбитального движения космического аппарата (КА). На КА прикладывают тестовое и корректирующее воздействие путем включения двигателей коррекции (ДК), проводят траекторные изменения, определяют параметры движения центра масс КА, рассчитывают коррекцию, формируют командно-программную информацию с начальными условиями движения, планом коррекции и управляющими ускорениями, засылают массивы на борт КА для дальнейшей работы. Изобретение позволяет с высокой точностью определять управляющие ускорения, повысить точность удержания геостационарного КА, увеличить срок управления центром масс КА в неавтономном режиме. 1 ил.

Способ ориентации космического аппарата в путевой системе координат с приводом поворота аппаратуры наблюдения наземных объектов и устройство для его осуществления // 2497728

Изобретения относятся к управлению угловым движением космических аппаратов (КА) и, в частности, к гироскопическим системам ориентации КА, снабженным аппаратурой наблюдения (АН) наземных объектов, на околокруговой орбите. При работе таких КА требуется исключение бокового сдвига изображения наземных объектов, например, в фокальной плоскости АН, вызванного суточным вращением Земли. Для этого КА разворачивают на путевой курсовой угол по закону косинуса с круговой частотой, равной орбитальной угловой скорости. Согласно предлагаемому способу одновременно с поворотом КА по курсу поворачивают КА на путевой угол крена по закону синуса с той же частотой. В результате приборная путевая плоскость, образованная осями крена и курса, оказывается повернутой относительно линии узлов орбиты на постоянный угол, равный амплитуде путевого угла. Поэтому в установившемся режиме энергия затрачивается не на повороты по курсу и крену, а лишь на угловую стабилизацию КА для противодействия внешним возмущающим воздействиям. Поворот визирной оси АН по крену относительно орбитальной системы координат в сторону наблюдаемых наземных объектов выполняют с учетом текущего программного угла поворота по крену. Предлагаемое устройство включает в себя приборное обеспечение для реализации описанного выше способа. Техническим результатом изобретений является исключение колебательного движения КА по курсу относительно плоскости орбитальной системы координат, а также запаздывания отработки программного угла курса и снижение тем самым расхода энергии, потребного для работы КА на орбите. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.