Устройство управления положением космического аппарата в пространстве с использованием орбитального гирокомпаса

Изобретение относится к устройству управления положением космического аппарата (КА) в пространстве с использованием орбитального гирокомпаса. Устройство управления содержит построитель местной вертикали, сумматоры, усилительно-преобразовательные блоки, интеграторы, блоки компенсации взаимовлияний каналов и гироскопический измеритель угловой скорости, блок задания положения КА, косинусные преобразователи углов, синусные преобразователи углов, блок управления положением КА по курсу и блок задания положения КА по курсу. Связи между элементами устройства выполнены так, что позволяют управлять поворотом КА по курсу на произвольный угол без потери точности ориентации КА относительно орбитальной системы координат (ОСК). При этом контур коррекции от построителя местной вертикали остаётся в рабочем режиме. КА может либо свободно вращаться по курсу, либо находиться в определенном положении относительно ОСК по курсу без потери точности ориентации. Технический результат заключается в повышении точности ориентации КА в пространстве. 5 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для управления положением космического аппарата (КА) в пространстве с использованием орбитального гирокомпаса (ОГК). Наиболее близким аналогом может служить техническое решение, представленное в статье авторов Кэмпбел, Коффи «Цифровые системы отсчета углов». Журнал «Вопросы ракетной техники», 1971 г., №11, стр.63-88. В нем рассматривается устройство для управления положением космического аппарата (КА) в пространстве с использованием орбитального гирокомпаса (ОГК), в состав которого входит измеритель абсолютной угловой скорости (ГИУС), построитель местной вертикали (ПМВ) и вычислитель, реализующий алгоритм режима орбитального гирокомпасирования относительно орбитальной системы координат (ОСК).

Известно так же устройство управления положением КА с использованием ОГК, в состав которого входят гироприбор ориентации (ГПО) в кардановом подвесе, ПМВ, вычислитель и блок задания путевого угла (БЗП) КА по курсу («Системы управления космических комплексов на базе орбитальной станции «Алмаз»». Эскизный проект. Система ориентации, стр.6, 72, 188. НПО Машиностроения. 1990 г.). Данное устройство работает в режиме трехосного ОГК и в процессе построения приборной ОСК непрерывно управляет положением КА по курсу относительно ОСК. Недостаток устройства заключается в том, что при управлении положением КА по курсу угол курсового поворота КА ограничен. Сохраняя режим орбитального гирокомпасирования, КА возможно повернуть относительно ОСК на углы ≤3÷4°. При дальнейшем повороте КА быстро нарастают погрешности по всем трем каналам ориентации и при углах курсового поворота КА ≥10° ошибки ориентации становятся недопустимо большими, в то время как требуется управление пространственным положением КА на произвольный курсовой угол без потери точности ориентации относительно ОСК по всем каналам. Таким образом, при повороте КА на произвольный курсовой угол требуется выполнение условий:

ψ=ψП, γ=0, ϑ=0,

где ψ, γ, ϑ - углы ориентации КА относительно ОСК по курсу, крену и тангажу соответственно;

ψП - программное значение угла положения КА по курсу.

Для получения возможности такого управления необходимо, чтобы в процессе управления угловым положением КА по курсу непрерывно сохранялся режим ОГК. Такой возможности в известных устройствах управления пространственным положением КА с помощью ОГК нет.

Целью предлагаемого решения является устранение указанных недостатков, т.е. создание устройства для управления пространственным положением космического аппарата (КА) по курсу с сохранением режима орбитального гирокомпаса (ОГК) без потери точности ориентации.

Наиболее близким аналогом может служить техническое решение для управления положением космического аппарата (КА) в пространстве с использованием орбитального гирокомпаса (ОГК), в состав которого входит измеритель абсолютной угловой скорости (ГИУС), построитель местной вертикали (ПМВ), вычислитель, реализующий алгоритм режима ОГК, и блок задания положения (БЗП) КА по курсу.

Согласно изобретению, технический результат достигается тем, что в известное устройство, содержащее построитель местной вертикали (ПМВ), выход которого по каналу крена подключен к последовательно соединенным первому сумматору, первому усилительно-преобразовательному блоку (УПБ), второму сумматору, третьему сумматору, первому интегратору, выход которого образует выход ОГК по каналу крена. Выход первого же сумматора по каналу курса подключен к последовательно соединенным второму УПБ, четвертому сумматору, пятому сумматору, второму интегратору, выход которого образует выход ОГК по каналу курса. Выход ПМВ по каналу тангажа подключен к последовательно соединенным шестому сумматору, третьему УПБ, седьмому сумматору и третьему интегратору, выход которого образует выход ОГК по каналу тангажа. В состав известного устройства входят так же первый и второй блоки компенсации взаимовлияний каналов (БКВК), гироскопический измеритель угловой скорости (ГИУС) и блок задания путевого угла БЗП, при этом второй вход первого сумматора подключен к выходу первого интегратора, второй вход шестого сумматора подключен к выходу третьего интегратора, а вторые входы второго, четвертого и седьмого сумматоров подключены к выходам ГИУС соответственно по каналам крена, курса и тангажа, а вторые входы третьего и пятого сумматоров подключены соответственно к выходам первого и второго БКВК, входы которых соединены с выходами второго и первого интеграторов соответственно, а выход БЗП подключен к выходу второго интегратора.

Для реализации задачи пространственного поворота КА в известное устройство введены новые блоки и связи, а именно: четвертый УПБ, первый, второй и третий косинусные преобразователи углов (КПУ), первый, второй и третий синусные преобразователи углов (СПУ), восьмой и девятый сумматоры, третий и четвертый БКВК, а также блок управления положением (БУП) КА по курсу. При этом вход четвертого УПБ подключен к выходу шестого сумматора, а его выход и выход второго УПБ подключены соответственно к первым входам первого СПУ и первого КПУ, выходы которых подключены к первому и второму входам восьмого сумматора, выход которого подключен ко второму входу четвертого сумматора. Входы третьего и четвертого БКВК подключены к выходам третьего и второго интеграторов соответственно, а их выходы подключены соответственно к первым входам второго и третьего СПУ, выходы которых подключены к третьему входу пятого и второму входу девятого сумматоров соответственно. Первый, второй и третий выходы БУП подключены к третьим входам соответственного второго, четвертого и седьмого сумматоров, таким образом, что формируют на выходах сигналы углового положения КА в соответствии со следующими выражениями:

- в канале крена: -Ωп·sinψП,

- в канале курса: ψ ˙ П ,

- в канале тангажа: +Ωп·cosψП,

где Ωп - программное значение орбитальной угловой скорости.

При этом вход БУП соединен с выходом БЗП, выход которого подключен так же ко вторым входам каждого СПУ и КПУ.

На фиг.1 показана структурно-функциональная схема устройства управления положением космического аппарата (КА) в пространстве с использованием орбитального гирокомпаса (ОГК).

На фиг.1 обозначено:

1 - построитель местной вертикали (ПМВ) с выходами по крену γПМВ и тангажу ϑПМВ соответственно;

2 - гироскопический измеритель угловых скоростей (ГИВУС); с

3 - БЗП;

4 - БУП;

5-8 - усилительно-преобразовательные блоки (УПБ);

9-17 - сумматоры;

18-20 - интеграторы;

21-24 - блоки компенсации взаимовлияний каналов (БКВК);

25-27 - КПУ;

28-30 - СПУ;

Δβ, Δα, Δθ - выходные углы ОГК по крену, курсу и тангажу соответственно;

ψП, ψ ˙ П - программный угол и программная угловая скорость поворота КА по курсу;

К1, К23, K4 - коэффициенты коррекции;

ωX, ωY, ×Z - выходные сигналы ИАУС, соответствующие угловым скоростям КА по крену, курсу и тангажу;

Ω=const - орбитальная угловая скорость (рассматриваются околокруговые орбиты КА).

На фиг.2 показаны результаты моделирования полных уравнений движения КА при задании пространственного положения КА по курсу на 45°.

На фиг.2 обозначено:

ψП - заданное (программное) значение угла поворота КА;

γ, ψ, ϑ - углы ориентации КА относительно ОСК соответственно по крену, курсу и тангажу в процессе изменения положения КА по курсу;

ωX, ωY, ωZ - угловые скорости КА по курсу, крену и тангажу относительно ОСК.

На фиг.3 показаны результаты моделирования полных уравнений движения КА при задании пространственного положения КА по курсу на 90°.

На фиг.3 обозначено:

ψП - заданное (программное) значение угла поворота КА;

γ, ψ, ϑ - углы ориентации КА относительно ОСК соответственно по крену, курсу и тангажу в процессе изменения положения КА по курсу;

ωX, ωY, ωZ - угловые скорости КА по курсу, крену и тангажу относительно ОСК.

На фиг.4 показаны результаты моделирования полных уравнений движения КА при задании пространственного положения КА по курсу на 180°.

На фиг.4 обозначено:

ψП - заданное (программное) значение угла поворота КА;

γ, ψ, ϑ - углы ориентации КА относительно ОСК соответственно по крену, курсу и тангажу в процессе изменения положения КА по курсу;

ωX, ωY, ωZ - угловые скорости КА по курсу, крену и тангажу относительно ОСК.

На фиг.5 показаны результаты моделирования полных уравнений движения КА при задании пространственного положения КА по курсу при отработке путевого угла: ψП=-4°sinΩt и ψ ˙ П = 4 Ω cos Ω t .

На фиг.5 обозначено:

ψП - заданное (программное) значение угла поворота КА;

Ω - орбитальная угловая скорость;

t - текущее время, отсчитываемое от момента прохождения восходящего узла орбиты;

γ, ψ, ϑ - углы ориентации КА относительно ОСК соответственно по крену, курсу и тангажу в процессе изменения положения КА по курсу;

ωX, ωY, ωZ - угловые скорости КА по курсу, крену и тангажу относительно ОСК.

Уравнения движения орбитального гирокомпаса в процессе управления угловым положением КА имеют вид (см. фиг.1):

Δ β ˙ + Δ α Ω п cos ψ П = к 1 ( γ П Δ β ) + ω X Ω п sin ψ П ;

Δ α ˙ Ω п ( Δ β cos ψ П + Δ θ sin ψ П ) = к 2 ( γ П Δ β ) cos ψ П к 2 ( ϑ П Δ θ ) sin ψ П + ω Y ψ ˙ П ;

Δ θ ˙ + Δ α Ω п sin ψ П = к 3 ( ϑ П Δ θ ) + ω Z + Ω п cos ψ П ;

ψ=α+Δα;

γ=β+Δβ;

ϑ=θ+Δθ,

где ψп - программное значение курсового положения КА относительно ОСК.

ψп, γп, ϑп - углы, определяющие положение программной системы координат (ПСК) углового положения КА относительно ОСК соответственно по курсу, крену и тангажу, в рассматриваемом изобретении γпп=0;

α, β, θ - углы ориентации приборных осей ОГК относительно ПСК соответственно по курсу, крену и тангажу.

Для более полного представления движения КА в процессе пространственного поворота приведены выражения для показаний ГИУС по крену ωX, курсу ωY и тангажу ωZ:

ω X = γ ˙ + ψ Ω c o s ψ П + Ω s i n ψ П ;

ω Y = ψ ˙ γ Ω c o s ψ П ϑ Ω s i n ψ П + ψ ˙ П ;

ω z = ϑ ˙ + ψ Ω s i n ψ П + Ω c o s ψ П ,

где γ, γ ˙ , ψ, ψ ˙ , ϑ, ϑ ˙ - углы и угловые скорости КА относительно ПСК;

Если ОГК строит ПСК без ошибок, т.е. α=ψп, θ=0, β=0, то угол курса ψ КА будет точно соответствовать программному углу курса ψП.

Работа устройства совершается следующим образом (см. фиг.1). В исходном положении устройство ориентирует КА в ОСК с использованием свойств ОГК при ψ П = ψ ˙ П = 0 . При этом сигналы ПМВ (1) по крену γПМВ и тангажу ϑПМВ сравниваются с соответствующими им выходными сигналами ОГК по крену Δβ и тангажу Δθ, усиливаются в УПБ (5, 6, 8) и поступают на сумматоры 12, 14, 16 для коррекции сигналов ГИВУС (2). Выходные сигналы сумматоров 12, 14, 16, после устранения перекрестных связей на сумматорах 13 и 14 с помощью БКВК 21 и 22, поступают на интеграторы 18, 19 и 20, выходы которых являются выходами ОГК соответственно по крену, курсу и тангажу. ОГК принимает известную структуру, соответствующую аналогу при cosψП=1, sinψП=0 и описываемую следующими уравнениями:

Δ β ˙ + Ω Δ α = к 1 ( γ П Δ β ) + ω X ;

Δ α ˙ Ω Δ β = к 2 ( γ П Δ β ) + ω Y ;

Δ θ ˙ Ω = к 3 ( ϑ П Δ θ ) + ω Z ;

ψ=α+Δα;

γ=β+Δβ;

ϑ=θ+Δθ,

где ψ, ϑ, γ - углы отклонения связанных осей КА относительно ОСК по курсу, тангажу и крену соответственно;

α, θ, β - углы приборных осей ОГК относительно ОСК по курсу, тангажу и крену соответственно.

Таким образом, в начальный период с помощью ОГК строится приборная ОСК, а КА с помощью исполнительных органов (ИО) отслеживает положение приборных осей ОГК, непрерывно устраняя относительно них ошибки стабилизации (αΔ→0, Δβ→0, Δθ→0) и, следовательно, так же ориентируется в ОСК.

Для управления пространственным положением КА по курсу из блока БЗП в блок БУП подается значение программного угла курса ψП. БУП формирует сигналы управления положением КА по курсу: -ΩsinψП, ψ ˙ П , ΩcosψП, которые поступают на входы сумматоров соответственно 12, 14 и 16. Одновременно программный угол ψП подается на вторые входы КПУ (25-27) и СПУ (28-30) для компенсации дополнительных перекрестных связей межу каналами, возникающих при повороте КА.

При поступлении сигналов от БУП на выходы ГИУС (через третьи входы сумматоров 12, 14, 16) КА поворачивается по курсу на угол ψП. В процессе поворота КА начнут преобразовываться сигналы коррекции за счет введения УПБ (7), КПУ (25), СПУ (28) и сигналы компенсации перекрестных связей БКВК (21-24), а положение приборных осей ОГК относительно программной системы координат (ПСК) сохранится без изменения. В соответствии с фиг.1 уравнения ОГК примут вид:

Δ β ˙ + Δ α Ω cos ψ П = к 1 ( γ П Δ β ) cos ψ П + к 3 ( ϑ П Δ θ ) sin ψ П + ω X Ω sin ψ П ;

Δ α ˙ Ω ( Δ β cos ψ П + Δ θ sin ψ П ) = к 2 ( γ П Δ β ) cos ψ П к 2 ( ϑ П Δ θ ) sin ψ П + ω Y ψ ˙ П ;

Δ θ ˙ + Δ α Ω sin ψ П = к 3 ( ϑ П Δ θ ) cos ψ П к 1 ( γ П Δ β ) sin ψ П + ω Z + Ω cos ψ П ;

ψ=α+Δα;

γ=β+Δβ;

ϑ=θ+Δθ,

где α, β, θ - углы ориентации приборных осей ОГК относительно программной системы координат (ПСК) соответственно по курсу, крену и тангажу.

Если ОГК строит приборную орбитальную систему координат (ПрОСК) относительно ПСК без ошибок, т.е. α=ψПР, θ=0, β=0, то угол курса КА ψ будет точно соответствовать программному значению угла курса ψП.

Примеры. Повороты КА на 45°, 90° и 180°

1. ψп=45° (фиг.2)

Уравнения движения принимают вид:

Δ β ˙ + Δ α Ω 2 2 = к 1 ( γ П Δ β ) 2 2 + к 3 ( ϑ П Δ θ ) 2 2 + ω X Ω 2 2 ;

Δ α ˙ Ω ( Δ β 2 2 + Δ θ 2 2 ) = к 2 ( γ П Δ β ) 2 2 к 2 ( ϑ П Δ θ ) 2 2 + ω Y ψ ˙ П ;

Δ θ ˙ + Δ α Ω 2 2 = к 3 ( ϑ П Δ θ ) 2 2 к 1 ( γ П Δ β ) 2 2 + ω Z + Ω 2 2 .

В установившемся режиме КА повернулся на 45°

2. ψп=90° (фиг.3)

Уравнения движения принимают вид:

Δ β ˙ = к 3 ( ϑ П Δ θ ) + ω X Ω ;

Δ α ˙ Ω Δ θ = к 2 ( ϑ П Δ θ ) + ω Y ψ ˙ П ;

Δ θ ˙ + Δ α Ω = к 1 ( γ П Δ β ) + ω Z ;

таким образом, в установившемся режиме КА повернулся на 90°, ОГК сохранил ориентацию относительно ПСК, т.к. β=θ=0, α=ψПР=90°, при этом каналы крена и тангажа поменялись местами, в канале тангажа поменялся знак перед коэффициентом коррекции из-за изменения полярности сигнала ПМВ относительно ОСК при повороте КА.

3. ψп=±180° (фиг.4)

Уравнения движения принимают вид:

Δ β ˙ Δ α Ω = к 1 ( γ П Δ β ) + ω X ;

Δ α ˙ + Ω Δ β = + к 2 ( γ П Δ β ) + ω Y ψ ˙ П ;

Δ θ ˙ = к 3 ( ϑ П Δ θ ) + ω Z Ω ;

ψ=α+Δα;

γ=β+Δβ;

ϑ=θ+Δθ,

получаем ψКА=180°, в установившемся режиме β=θ=0, α=ψПР=180°, знаки перед коэффициентами коррекции поменялись из-за изменения полярности сигнала ПМВ относительно ОСК при повороте КА.

4. Ориентация КА в путевой системе координат (фиг.5)

ψПР=-A·cosΩt, ψ ˙ П Р = A Ω sin Ω t для А=4°, Ω = 0,001 1 c

Из представленных результатов видно, что путевой угол отрабатывается с высокой точностью, ошибки по крену и тангажу практически отсутствуют.

Таким образом, ОГК управляет пространственным положением КА по каналу курса в пределах 0°±360°, при этом сохраняется режим орбитального гирокомпасирования относительно программной системы координат без потери точности ориентации.

Устройство управления положением космического аппарата (КА) в пространстве с использованием орбитального гирокомпаса (ОГК), содержащее построитель местной вертикали (ПМВ), выход которого по каналу крена подключен к последовательно соединенным первому сумматору, первому усилительно-преобразовательному блоку (УПБ), второму сумматору, третьему сумматору, первому интегратору, выход которого образует выход ОГК по каналу крена, выход первого же сумматора по каналу курса подключен к последовательно соединенным второму УПБ, четвертому сумматору, пятому сумматору, второму интегратору, выход которого образует выход ОГК по каналу курса, выход ПМВ по каналу тангажа подключен к последовательно соединенным шестому сумматору, третьему УПБ, седьмому сумматору и третьему интегратору, выход которого образует выход ОГК по каналу тангажа, а также первый и второй блоки компенсации взаимовлияний каналов (БКВК) и гироскопический измеритель угловой скорости (ГИУС), при этом второй вход первого сумматора подключен к выходу первого интегратора, второй вход шестого сумматора подключен к выходу третьего интегратора, а вторые входы второго, четвертого и седьмого сумматоров подключены к выходам ГИВУС соответственно по крену, курсу и тангажу, а вторые входы третьего и пятого сумматоров подключены соответственно к выходам первого и второго БКВК, входы которых соединены с выходами второго и первого интеграторов соответственно, а также блок задания положения (БЗП) КА, отличающееся тем, что в него введены четвертый УПБ, первый, второй и третий косинусные преобразователи углов (КПУ), первый, второй и третий синусные преобразователи углов (СПУ), восьмой и девятый сумматоры, третий и четвертый БКВК, а так же блок управления положением (БУП) КА по курсу и блок задания положения (БЗП) КА по курсу, причем вход четвертого УПБ подключен к выходу шестого сумматора, а выход четвертого УПБ и выход второго УПБ подключены соответственно к первым входам первого СПУ и первого КПУ, выходы которых подключены к первому и второму входам восьмого сумматора, выход которого подключен ко второму входу четвертого сумматора, входы третьего и четвертого БКВК подключены к выходам третьего и второго интеграторов соответственно, а их выходы подключены соответственно к первым входам второго и третьего СПУ, выходы которых подключены к третьему входу пятого и второму входу девятого сумматоров соответственно, первый, второй и третий выходы БУП подключены к третьим входам соответственного второго, четвертого и седьмого сумматоров, а вход - к выходу БЗП, выход которого подключен так же ко вторым входам каждого СПУ и КПУ.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для спуска отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН) с орбит полезных нагрузок.

Группа изобретений относится к управлению движением космических объектов, в частности стабилизации относительного (вокруг собственного центра масс) движения фрагментов космического мусора.

Изобретение относится к космической технике, а именно к системам управления космическим аппаратом (КА). Устройство для ориентации космического аппарата содержит одиннадцать сумматоров, пять усилителей, два нормально разомкнутых переключателя, пять нормально замкнутых переключателей, четыре интегратора, два умножителя, КА, двигатель-маховик, модель двигателя-маховика, датчики угловой скорости и угла ориентации, блок задания постоянной величины, блок памяти.

Изобретение относится к космической технике, преимущественно к космическим тросовым системам. Способ доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата с использованием пассивного развертывания космической тросовой системы включает расстыковку двух соединенных тросом объектов, сообщение спускаемому аппарату начальной скорости расхождения, свободный выпуск троса при удалении спускаемого аппарата, фиксацию длины троса в конце реверсного участка, попутное маятниковое движение и отрезание троса в момент прохождения спускаемым аппаратом линии местной вертикали орбитальной станции.

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.

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 относится к области космической техники и предназначено для высокоточного определения ускорения поступательного движения космического аппарата (КА).

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.

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

(57) Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам и устройствам ориентации космического аппарата (КА). Способ ориентации КА заключается в формировании сигнала оценки угла и сигнала оценки угловой скорости вращения КА, формировании сигнала оценки управления, определении сигнала разности сигнала угла и сигнала оценки угла, определении сигнала разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определении сигнала разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определении скорректированного сигнала оценки угла, скорректированного сигнала оценки угловой скорости и сигнала оценки внешней помехи. Затем формируют сигнал управления с использованием скорректированного сигнала оценки угла, скорректированного сигнала оценки угловой скорости и сигнала оценки внешней помехи. Устройство для реализации способа содержит пять нормально замкнутых переключателей, два нормально разомкнутых переключателя, семь сумматоров, модель двигателя-маховика, два усилителя, пять интеграторов. Повышается точность и надежность ориентации КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам и устройствам ориентации космического аппарата (КА). Способ ориентации космического аппарата заключается в том, что формируют сигнал оценки угла и сигнал оценки угловой скорости КА, определяют сигнал разности сигнала угла и сигнала оценки угла, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости и определяют скорректированный сигнал оценки угла и скорректированный сигнал оценки угловой скорости и формируют сигнал управления с использованием скорректированного сигнала оценки угла и скорректированного сигнала оценки угловой скорости. Устройство для реализации способа ориентации КА содержит модель двигателя-маховика, четыре интегратора, четыре сумматора, четыре нормально замкнутых переключателя, два нормально разомкнутых переключателя, выход второго сумматора через последовательно соединенные модель двигателя-маховика, первый интегратор, четвертый сумматор, второй интегратор, пятый сумматор, шестой сумматор, первый переключатель, третий интегратор соединен со вторым входом пятого сумматора, выход которого соединен через первый переключатель со вторым входом первого сумматора, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные седьмой сумматор, второй переключатель и четвертый интегратор подключен ко второму входу четвертого сумматора, выход которого через второй переключатель соединен с третьим входом второго сумматора, выход датчика угловой скорости соединен со вторым входом седьмого сумматора и через третий переключатель - со входом второго усилителя. Повышается точность и надежность ориентации КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к способам и системам ориентации космического аппарата (КА). В предлагаемом способе формируют сигналы оценки: угла ориентации, угловой скорости вращения КА и управления. Определяют разности сигналов указанных параметров и их оценок. По некоторым формулам вычисляют коррекции сигналов задания и оценки внешней помехи. С учетом данных коррекций корректируют сигналы оценки угла ориентации и угловой скорости. Последние используют в контуре управления ориентацией КА. Предлагаемое устройство содержит дополнительные блоки: памяти, сумматоров, усилителей, интеграторов, связанные друг с другом и прочими элементами через систему переключателей. В устройстве использованы модели основного контура ориентации КА и двигателя-маховика. Технический результат группы изобретений заключается в повышении точности и надежности системы ориентации КА при отказах датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты с использованием аэродинамического маневра. На этапе аэродинамического торможения прогнозируют значения скорости КА, угла ее наклона к местному горизонту и высоты апоцентра переходной орбиты - на момент выхода КА из атмосферы планеты. При этом в каждый из последовательных моментов прогноза рассматривают движение КА на оставшихся участках полета в атмосфере при углах крена γ = 0 рад и γ = π. Для каждого из этих углов находят указанные выше прогнозируемые параметры маневра. Их значения используются при управлении углом атаки КА (вблизи его значения, отвечающего максимальному качеству) и выдачей импульса скорости КА в апоцентре переходной орбиты. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности аэродинамического маневра КА вследствие указанного управления. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в автоматах стабилизации ракет, управление угловым движением которых осуществляется путем поворота нескольких камер сгорания двигателей с помощью рулевых приводов. Способ защиты от аварии многоканальных систем управления ракет включает формирование в каждом канале, соответствующем определенной камере сгорания, информативного сигнала в виде разности командного сигнала и сигнала обратной связи, формирование сигнала отключения соответствующего канала системы управления в виде сигнала установки штока рулевого привода этого же канала в среднее положение. Сигнал отключения канала формируют в случае превышения вычисленным на временном промежутке определенной длительности интегралом от модуля информативного сигнала заранее выбранного порогового значения, при этом командные сигналы остальных каналов формируют в виде сумм или разностей управляющих сигналов по тангажу, рысканию и крену и сигнала обратной связи отключенного канала с коэффициентами, зависящими от номера отключенного канала, таким образом, чтобы обеспечить создание требуемых суммарных управляющих моментов по тангажу, рысканию и крену. Техническим результатом является повышение вероятности успешного продолжения полета при отказе рулевого привода одного из каналов системы управления. 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для увода с рабочих орбит объектов космического мусора (ОКМ) на орбиты утилизации. Способ включает выведение космического аппарата-буксира (КАБ) и автономного стыковочного модуля (АСМ) в области орбит, предназначенных для очистки от ОКМ. Выбор последовательности увода ОКМ осуществляют путем сравнения критерия, например вероятности столкновения ОКМ с другими космическими объектами, для каждого ОКМ. Компенсацию накопленных ошибок параметров движения КАБ при предыдущих маневрах, а также системы целеуказания распределяют между корректирующими импульсами КАБ на этапе дальнего наведения и АСМ на участке самонаведения. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности проведения операций по удалению ОКМ с рабочих орбит.

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА) с использованием сил давления солнечного излучения, распределенных по рабочим зонам КА. Последние формируют в виде плоских параллельных оптически прозрачных капельных потоков. Расстояние между каплями радиусом R в каждом потоке вдоль него (Sx) и в его фронтально-поперечном направлении (Sy) кратно . Число потоков составляет . Смещением потоков относительно друг друга по направлению их движения на расстояние формируют потоки капельной пелены числом . Каждый из указанных потоков смещен относительно предыдущего во фронтально-поперечном направлении на расстояние . Этим создают непрозрачность во фронтально-поперечном направлении и прозрачность в направлении плоскости, перпендикулярной потоку. Единичную распределенную силу светового давления регулируют изменением радиуса и количества капель, приходящих в точку ее приложения в единицу времени. Величину суммарного воздействия регулируют изменением числа капельных струй. Технический результат изобретения направлен на повышение эффективности использования распределенных внешних сил светового давления путем уменьшения их возмущающего действия на относительное движение КА. 3 ил., 1 табл.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА). Согласно предложенному способу определяют тяги двигателей коррекции (ДК)(управляющих ускорений) по суммарным изменениям периода обращения КА от коррекции к коррекции. Последние проводят одними и теми же ДК и судят об уровне тяги этих ДК. Для достоверного знания тяг пары взаимно противоположных ДК время от времени проводят последовательные контрольные включения этой пары равными импульсами. Невязку по суммарному импульсу тяги вносят поровну с противоположным знаком в реализованные импульсы. В результате получают достоверные уровни тяг работавших ДК. Техническим результатом изобретения является уменьшение затрат и повышение точности определения тяги ДК по данным траекторных измерений, а также повышение точности коррекций орбиты КА.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) и, конкретно, к удержанию геосинхронного КА в заданной области стояния и коллокации с другими геостационарными КА. Способ включает определение и коррекцию начальных наклонений и долготы восходящего узла орбиты выведения с учетом эпохи запуска КА на орбиту и срока его активного существования. При этом уточняют время начала функционирования на геостационарной орбите, когда наклонение орбиты КА достигнет предельно допустимого значения iпред. Последнее отвечает предельному выходу по широте на границе номинальной области стояния КА по долготе. Определяют значения устойчивого и минимального эксцентриситетов. Корректируют вектор эксцентриситета так, чтобы он равнялся номинальному для коллокации КА, а линия апсид орбиты КА совпала с линией узлов. Проводят активную коллокацию КА в период изменения наклонения от 0 до iпред без взаимодействия с центрами управления смежными КА. При наклонении, большем iпред, увеличивают эксцентриситет до минимального с установкой вектора Лапласа в направлении от Солнца. При этом до окончания срока активного существования КА коррекции вектора эксцентриситета не проводят. При наклонениях, меньших iпред, вектор эксцентриситета равен по модулю и максимально разнесен относительно векторов эксцентриситета других КА. Техническим результатом изобретения является уменьшение энергозатрат на удержание в области стояния и коллокацию геостационарных КА. 9 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце. Строят орбитальную ориентацию КА, при которой плоскость вращения СБ параллельна плоскости орбиты КА и СБ расположена относительно плоскости орбиты со стороны Солнца. Определяют высоту орбиты КА и угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. Определяют значение (β*) данного угла, при котором длительность теневой части витка равна необходимому времени сброса тепла радиатором на витке. Определяют витки орбиты, на которых текущее значение данного угла больше β*. На этих витках выполняют повороты СБ вокруг поперечной и продольной осей вращения до достижения условий затенения радиатора СБ. При этом обеспечивают минимальное отклонение ориентации рабочей поверхности СБ на Солнце. Орбитальный полет КА выполняют по околокруговой орбите высотой не более некоторого расчетного значения. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности функционирования радиатора путем создания условий его естественного охлаждения при затенении СБ в любом положении КА на витке орбиты. 3 ил.

Изобретение относится к устройству управления положением космического аппарата в пространстве с использованием орбитального гирокомпаса. Устройство управления содержит построитель местной вертикали, сумматоры, усилительно-преобразовательные блоки, интеграторы, блоки компенсации взаимовлияний каналов и гироскопический измеритель угловой скорости, блок задания положения КА, косинусные преобразователи углов, синусные преобразователи углов, блок управления положением КА по курсу и блок задания положения КА по курсу. Связи между элементами устройства выполнены так, что позволяют управлять поворотом КА по курсу на произвольный угол без потери точности ориентации КА относительно орбитальной системы координат. При этом контур коррекции от построителя местной вертикали остаётся в рабочем режиме. КА может либо свободно вращаться по курсу, либо находиться в определенном положении относительно ОСК по курсу без потери точности ориентации. Технический результат заключается в повышении точности ориентации КА в пространстве. 5 ил.

Наверх