Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации

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.

 

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способам и системам ориентации космического летательного аппарата.

Известен способ ориентации космического аппарата, заключающийся в измерении сигнала угла и сигнала угловой скорости, формировании сигнала задания и формировании сигнала управления космическим аппаратом [1].

Известно устройство для реализации способа ориентации космического аппарата, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, двигатель-маховик, третий сумматор, космический аппарат, датчик угловой скорости и датчик угла, а выход второго усилителя соединен со вторым входом второго сумматора [1].

Недостатками известных способа и устройства для его реализации является низкая точность и надежность процесса ориентации и системы ориентации в случае ограниченного ресурса времени нормального функционирования датчиков угла и угловой скорости космического аппарата.

С целью исключения указанных недостатков известного способа и устройства его реализации способ ориентации космического аппарата отличается тем, что формируют сигнал оценки угла и сигнал оценки угловой скорости космического аппарата, 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 соответственно по формулам

φ ¯ c = φ ¯ + 0 t ε d t ,

φ ¯ ˙ c = φ ¯ ˙ + 0 t ε ˙ d t ,

ε - сигнал разности угла и сигнала оценки угла;

ε ˙ - сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости;

ϕ ¯ c - скорректированный сигнал оценки угла;

ϕ ¯ ˙ c - скорректированный сигнал оценки угловой скорости;

ϕ ¯ - сигнал начальной оценки угла;

ϕ ¯ ˙ - сигнал начальной оценки угловой скорости,

и формируют сигнал управления с использованием скорректированного сигнала оценки угла и скорректированного сигнала оценки угловой скорости.

Устройство, реализующее способ ориентации космического аппарата, отличается тем, что оно 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 нормально замкнутый переключатель, третий интегратор соединен со вторым входом пятого сумматора, выход которого соединен через первый нормально разомкнутый переключатель со вторым входом первого сумматора, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные седьмой сумматор, второй нормально замкнутый переключатель и четвертый интегратор подключен ко второму входу четвертого сумматора, выход которого через второй нормально разомкнутый переключатель соединен с третьим входом второго сумматора, выход датчика угловой скорости соединен со вторым входом седьмого сумматора и через третий нормально-замкнутый переключатель - со входом второго усилителя.

На чертеже представлено устройство для коррекции параметров математической модели космического аппарата, на котором приняты следующие обозначения:

1, 2 - первый и второй нормально разомкнутые переключатели соответственно,

3 - модель двигателя-маховика,

4 - первый интегратор,

5 - четвертый сумматор;

6 - второй интегратор,

7 - пятый сумматор,

8 - четвертый интегратор,

9 - седьмой сумматор,

10 - третий интегратор,

11 - шестой сумматор,

12 - первый сумматор,

13 - первый усилитель,

14 - второй сумматор,

15 - двигатель-маховик,

16 - третий сумматор,

17 - космический аппарат,

18 - датчик угловой скорости,

19 - датчик угла,

20 - второй усилитель,

21, 22, 23, 24 - второй, первый, третий нормально замкнутые переключатели соответственно,

25 - модель космического аппарата.

Функционирует устройство для ориентации космического аппарата согласно заявленному способу ориентации следующим образом.

На входы первого сумматора 12 поступает сигнал угла φ(t) поворота космического аппарата (КА) и сигнал задания φз(t), разность φз(t)-φ(t) через первый усилитель 13 поступает на вход второго сумматора 14, на другой вход которого с датчика угловой скорости 18 через последовательно соединенные третий нормально замкнутый переключатель 24 и второй усилитель 20 поступает сигнал угловой скорости ϕ ˙ . При этом на выходе второго сумматора 14 получается сигнал управления U(t), который через исполнительное устройство - двигатель-маховик - 15 воздействует на космический аппарат 17, изменяя его ориентацию в пространстве.

Кроме того, на космический аппарат 17 действует аддитивная внешняя помеха MB и мультипликативная помеха F(t). Последняя сказывается на изменении во времени момента инерции J(t) космического аппарата.

Параллельно последовательно соединенным двигателю-маховику 15, космическому аппарату 17, датчику угловой скорости 18 и датчику угла 19 включены модель двигателя-маховика 3 и два интегратора 4 и 6 с сумматорами 5 и 7 на их выходах.

При условии, что датчик угловой скорости 18 и датчик угла 19 точно и мгновенно измеряют соответственно угловую скорость ϕ ˙ и угол φ, то можно считать, что на выходах первого интегратора 4 и второго интегратора 6 получаем некоторые оценки угловой скорости ϕ ¯ ˙ 0 и угла ϕ ¯ 0 соответственно. При этом пунктиром на чертеже обведена модель 25 космического аппарата 17 совместно с датчиком угловой скорости 18 и датчиком угла 19.

Ввиду того, что на модель 25 космического аппарата аддитивная помеха MB и F(t) не действуют, то ϕ ¯ ˙ 0 на выходе первого интегратора 4 не равна ϕ ˙ на выходе датчика угловой скорости 18, а ϕ ¯ 0 на выходе второго интегратора 6 не равна φ на выходе датчика угла 19.

Для получения скорректированного сигнала оценки угловой скорости ϕ ¯ ˙ ϕ ˙ используются седьмой сумматор 9, второй нормально-замкнутый переключатель 21 и четвертый интегратор 8. В результате получаем

φ ¯ ˙ c = φ ¯ ˙ 0 + 0 t ε ˙ d t ,

где ε ˙ = φ ˙ φ ¯ ˙ c ,

ϕ ¯ ˙ 0 - начальная оценка угловой скорости,

аналогично действует шестой сумматор 11, первый нормально-замкнутый переключатель 22 и третий интегратор 10, которые на выходе пятого сумматора 7 позволяют получить скорректированный сигнал оценки угла ϕ ¯ c ϕ

φ ¯ c = φ ¯ 0 + 0 t ε d t ,

где ε = φ ˙ φ ¯ c .

В результате при условии, что датчик угловой скорости 18 и датчик угла 19 исправны, на выходах четвертого сумматора 5 и пятого сумматора 7 получаем сигналы оценки ϕ ¯ ˙ c = ϕ ˙ и ϕ ¯ c = ϕ соответственно. Другими словами, модель 25 космического аппарата будет повторять измерения реальных датчика угловой скорости 18 и датчика угла 19.

Теперь можно одновременно подать команду (не указаны) на переключатели 1, 2, 21, 22, 23 и 24, чтобы переключатели 1 и 2 замкнулись, а переключатели 21, 22, 23 и 24 разомкнулись. При этом информация о состоянии космического аппарата 17 будет получаться с выходов модели 25 космического аппарата 17, т.е. с выходов четвертого 5 и пятого 7 сумматоров, а интеграторы 8 и 10 запомнят те смещения для ϕ ¯ ˙ 0 и ϕ ¯ 0 соответственно, которые обеспечивают равенства

ϕ ¯ ˙ ϕ ˙ и φ ¯ c φ .

Эти равенства могут поддерживаться достаточно долго при условии, что помеха MB и J(t) имеют малые скорости изменения.

Следовательно, использование модели 25 космического аппарата 17 при отказах датчика угловой скорости 18 и датчика угла 19 позволят обеспечить точное ориентирование космического аппарата 17 и надежность устройства, реализующего способ ориентации.

Изобретательский уровень изобретения по способу и устройству его реализации подтверждается отличительными частями формулы изобретения.

Технический результат от использования изобретения заключается в повышении точности и надежности ориентации космического аппарата.

Литература

1. Васильев В.Н. Системы ориентации космических аппаратов. / В.Н.Васильев. - М.: ФГУП «НПП ВНИИЭМ», 2009 г. С.149-156.

1. Способ ориентации космического аппарата, заключающийся в измерении сигнала угла и сигнала угловой скорости, формировании сигнала задания и формировании сигнала управления космическим аппаратом, отличающийся тем, что формируют сигнал оценки угла и сигнал оценки угловой скорости космического аппарата, 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 соответственно по формулам


ε - сигнал разности угла и сигнала оценки угла;
- сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости;
- скорректированный сигнал оценки угла;
- скорректированный сигнал оценки угловой скорости;
- сигнал начальной оценки угла;
- сигнал начальной оценки угловой скорости,
и формируют сигнал управления с использованием скорректированного сигнала оценки угла и скорректированного сигнала оценки угловой скорости.

2. Устройство для реализации способа ориентации космического аппарата по п.1, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, двигатель-маховик, третий сумматор, космический аппарат, датчик угловой скорости и датчик угла, а выход второго усилителя соединен со вторым входом второго сумматора, отличающееся тем, что оно 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 нормально замкнутый переключатель, третий интегратор соединен со вторым входом пятого сумматора, выход которого соединен через первый нормально разомкнутый переключатель со вторым входом первого сумматора, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные седьмой сумматор, второй нормально замкнутый переключатель и четвертый интегратор подключен ко второму входу четвертого сумматора, выход которого через второй нормально разомкнутый переключатель соединен с третьим входом второго сумматора, выход датчика угловой скорости соединен со вторым входом седьмого сумматора и через третий нормально замкнутый переключатель - со входом второго усилителя.



 

Похожие патенты:

(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.

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.

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.

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 управлению ориентацией искусственного спутника Земли (ИСЗ) с панелями солнечных батарей (ПСБ). Согласно предложенному способу осуществляют необходимые развороты ИСЗ вместе с ПСБ и, отдельно, ПСБ - вокруг первой и второй осей. При этом антенну ИСЗ ориентируют на Землю, а нормаль к ПСБ - на Солнце. В интервалах неопределенности ориентации ИСЗ на теневых орбитах производят независимые упреждающие программные развороты вокруг первой и второй осей ИСЗ. В разных вариантах этих разворотов после первого из них удерживают ИСЗ в промежуточном положении, а затем восстанавливают штатную ориентацию ИСЗ. Этим достигается повышение точности прогнозирования движения ИСЗ на теневых орбитах и точности измерения дальности до ИСЗ. Техническим результатом изобретения является повышение точности определения потребителями навигационно-временных данных по навигационным ИСЗ. 3 з.п. ф-лы, 12 ил.

Группа изобретений относится к управлению угловым движением космического аппарата (КА). Способ включает дополнительное формирование сигналов оценки угла ориентации и угловой скорости вращения КА. Также формируют эталонные сигналы угла ориентации, угловой скорости и сигнал оценки управления. Для указанных угла ориентации и угловой скорости определяют их разности с сигналами их оценки, а также разности с их эталонными значениями. Определяют разность сигнала управления и его оценки и, наконец, сигнал коррекции сигнала задания математической модели и сигнал оценки внешней помехи по соответствующим формулам. На этой основе корректируют сигналы оценки угла ориентации и угловой скорости КА, которые используют для управления КА. Устройство дополнительно содержит эталонную модель основного контура ориентации КА и другие необходимые элементы и связи. Технический результат группы изобретений заключается в повышении точности ориентации и надежности функционирования при отказах датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения КА. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам и устройствам ориентации космического аппарата. 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.

Наверх