Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации

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 управлению нестационарными объектами - космическими аппаратами.

Известен способ ориентации космического аппарата, заключающийся в измерении сигнала угла ориентации 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, первый и второй выходы которого соединены соответственно со входом датчика угловой скорости и входом датчика угла, выход второго усилителя соединен со вторым входом второго сумматора [1].

Известный способ ориентации космического аппарата и устройство для реализации способа имеют недостаток, который заключается в низкой точности ориентации и малой надежности функционирования из-за отказов датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения космического аппарата.

С целью устранения указанных недостатков известных способа ориентации космического аппарата и устройства для его реализации предложенный способ отличается тем, что формируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости вращения космического аппарата, формируют эталонный сигнал угла ориентации и эталонный сигнал угловой скорости, формируют сигнал оценки управления, определяют сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала угла ориентации и эталонного сигнала угла ориентации, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и эталонного сигнала угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определяют сигнал коррекции сигнала задания, сигнал коррекции сигнала задания математической модели и сигнал оценки внешней помехи по формулам соответственно

U к 0 = λ 0 ( ε ˙ 0 + a 1 m ε 0 + a 0 m 0 t ε 0 d t ) ,

U к = λ ( ε ˙ + a 1 ε + a 0 0 t ε d t ) ,

M ¯ в = K m 0 t Δ U d t ,

где λ0, λ, a 0, a 1=const>0, Km - коэффициент усиления, ε0 - сигнал разности сигнала угла ориентации и эталонного сигнала угла ориентации, ε - сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, ΔU - сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления, с учетом которых корректируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости и используют их для ориентации космического аппарата, а устройство, его реализующее, отличается тем, что оно содержит дополнительно эталонную модель основного контура ориентации, блок памяти, девять сумматоров, шесть усилителей, пять интеграторов, два нормально-разомкнутых переключателя, пять нормально-замкнутых переключателей, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные третий усилитель, пятый сумматор, шестой сумматор, первую модель двигателя-маховика, первый интегратор, второй интегратор, седьмой сумматор, первый нормально-замкнутый переключатель, третий интегратор, восьмой сумматор, второй нормально-замкнутый переключатель и блок памяти соединен с первым входом четвертого сумматора, выход датчика угловой скорости через третий нормально-замкнутый переключатель соединен со входом второго усилителя, а через последовательно-соединенные девятый сумматор и четвертый усилитель - со вторым входом восьмого сумматора, третий вход которого соединен со входом третьего интегратора, выход первого интегратора соединен со вторым входом девятого сумматора, а через первый нормально-разомкнутый переключатель - со входом второго усилителя, выход пятого усилителя соединен со вторым входом пятого сумматора, выход второго интегратора соединен со вторым входом четвертого сумматора, а через второй нормально-разомкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, второй вход которого соединен с третьим входом четвертого сумматора, выход датчика угла ориентации соединен со вторым входом седьмого сумматора, а через четвертый нормально-замкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, выход второго сумматора через последовательно соединенные десятый сумматор, пятый нормально-замкнутый переключатель и четвертый интегратор соединен со вторым входом шестого сумматора, выход которого соединен со вторым входом десятого сумматора, второй вход первого сумматора через последовательно соединенные эталонную модель основного контура ориентации, одиннадцатый сумматор, пятый интегратор и шестой усилитель соединен с четвертым входом четвертого сумматора, второй выход эталонной модели основного контура ориентации через последовательно соединенные двенадцатый сумматор и седьмой усилитель соединен с пятым входом четвертого сумматора, выход одиннадцатого сумматора через восьмой усилитель соединен с шестым входом четвертого сумматора, а через девятый усилитель - с третьим входом первого сумматора, выход пятого интегратора через десятый усилитель соединен с четвертым входом первого сумматора, вход второго усилителя соединен со вторым входом двенадцатого сумматора, выход которого через одиннадцатый усилитель соединен с пятым входом первого сумматора.

Суть предложенных способа и устройства поясняется фиг.1, на которой изображена структурная схема устройства, а на фиг.2 - структурная схема эталонной модели основного контура ориентации.

На чертежах приняты следующие обозначения:

1 - четвертый сумматор;

2 - третий усилитель;

3 - пятый сумматор;

4 - модель двигателя-маховика;

5 - шестой сумматор;

6 - пятый усилитель;

7 - основной контур ориентации (ОКО) космического аппарата;

8 - первый интегратор;

9 - второй интегратор;

10 - второй нормально-разомкнутый переключатель;

11 - первый нормально-разомкнутый переключатель;

12 - второй нормально-замкнутый переключатель;

13 - блок памяти;

14 - четвертый интегратор;

15 - математическая модель ОКО;

16 - восьмой сумматор;

17 - третий интегратор;

18 - седьмой сумматор;

19 - четвертый усилитель;

20 - девятый сумматор;

21 - десятый сумматор;

22 - пятый нормально-замкнутый переключатель;

23 - первый сумматор;

24 - первый усилитель;

25 - второй сумматор;

26 - двигатель-маховик;

27 - третий сумматор;

28 - космический аппарат;

29 - датчик угловой скорости;

30 - второй усилитель;

31 - третий нормально-замкнутый переключатель;

32 - четвертый нормально-замкнутый переключатель;

33 - датчик угла ориентации;

34 - первый нормально-замкнутый переключатель;

35 - эталонная модель ОКО;

36 - пятый интегратор;

37 - одиннадцатый сумматор;

38 - двенадцатый сумматор;

39 - шестой усилитель;

40 - седьмой усилитель;

41 - восьмой усилитель;

42 - одиннадцатый усилитель;

43 - девятый усилитель;

44 - десятый усилитель;

45, 46 - соответственно одиннадцатый и двенадцатый усилители;

47, 48 - первый и второй выходы эталонной модели ОКО соответственно;

50 - тринадцатый сумматор;

51 - тринадцатый усилитель;

52 - четырнадцатый сумматор;

53 - эталонная модель двигателя-маховика;

54 - шестой интегратор;

55 - седьмой интегратор.

Функционирует устройство для реализации способа ориентации космического аппарата следующим образом. Сигнал задания φз(t) поступает одновременно на основной контур управления 7 и математическую модель ОКО 15 (см. фиг.1).

Как видно из фиг.1, ОКО 7 составляют последовательно соединенные первый сумматор 23, первый усилитель 24, второй сумматор 25, двигатель-маховик 26, третий сумматор 27, космический аппарат 28 и датчик угловой скорости 29. Выход датчика угла ориентации 33 через четвертый нормально-замкнутый переключатель 32 соединен с первым сумматором 23, образуя отрицательную обратную связь по углу ориентации φ(t), а с выхода датчика угловой скорости 29 угловая скорость ϕ ˙ ( t ) поступает на вход второго сумматора 25, образуя отрицательную обратную связь по угловой скорости ϕ ˙ ( t ) . На второй вход третьего сумматора 27 поступает внешняя помеха Mв(t). На параметры космического аппарата 28 действует мультипликативная помеха F(t).

Математическая модель ОКО 15 состоит из аналогичных ОКО 7 элементов структурной схемы: последовательно соединенные четвертый сумматор 1, третий усилитель 2, пятый сумматор 3, шестой сумматор 5, модель двигателя-маховика 4 и модель космического аппарата, выполненная в виде последовательно соединенных первого интегратора 8 и второго интегратора 9. В математической модели ОКО 15 также содержатся отрицательные обратные связи по оценке угловой скорости ϕ ¯ ˙ ( t ) и оценке угла ориентации ϕ ¯ ( t ) с выходов первого интегратора 8 на вход пятого сумматора 3 и с выхода второго интегратора 9 на вход четвертого сумматора 1.

Ввиду того что на космический аппарат 28 действуют внешние помехи Mв(t) и F(t), а на математическую модель ОКО 15 космического аппарата 28 внешние помехи F(t) и Mв(t) не действуют, то оценки ϕ ¯ ˙ ( t ) и ϕ ¯ ( t ) не будут совпадать с их реальными значениями соответственно ϕ ˙ ( t ) и φ(t).

Следовательно, управление U(t) в ОКО 7 на выходе второго сумматора 25 будет отличаться от управления Um(t) в модели ОКО 15 на выходе шестого сумматора 5. Будем имитировать действие внешней помехи Mв в ОКО 7 в виде оценки внешней помехи M ¯ в в модели ОКО 15.

С этой целью с помощью десятого сумматора 21 пятого нормально-замкнутого переключателя 22 и четвертого интегратора 14 сформируем значение оценки M ¯ в в виде

M ¯ в = K g m ( U U m ) ,

где Kgm - передаточная функция модели двигателя-маховика 4. При этом достаточно скорректировать значение Um(t) на выходе шестого сумматора 5. Кроме того, момент инерции J(t) космического аппарата в общем случае отличается от его оценки J ¯ . Для определения истинного значения момента инерции J(t) сформируем с помощью метода покомпонентного формирования управлений, основанного на использовании функций Ляпунова, сигнал подстройки ΔJ(t), который, как показано в [2], будет иметь вид

Δ J ( t ) = λ ϕ з ( ε ˙ + a 1 ε + a 0 0 t ε d t ) ,

что соответствует сигналу коррекции Uк оценки угла ϕ ¯ ( t ) и угловой скорости ϕ ¯ ˙ ( t ) , равного

U к ( t ) = Δ J ( t ) ϕ з = λ ϕ з 2 ( ε ˙ + a 1 ε + a 0 0 t ε d t ) ,

где λ, а 0, а 1=const>0.

Для обеспечения устойчивости системы ориентации, включающей математическую модель ОКО 15 и ОКО 7, требуется определенный знак сигнала коррекции Uк(t). Знак сигнала Uк(t) определяет только составляющая ε ˙ + a 1 ε + 0 t ε d t , т.к. значение ϕ з 2 всегда больше или равно нулю.

Поэтому, используя правило знаков при построении адаптивных систем управления согласно методу покомпонентного формирования управлений [2], можно принять значение сигнала коррекции Uк(t) в виде

U к ( t ) = λ ( ε ˙ + a 1 ε + a 0 0 t ε d t ) .

Ввиду того, что Uк(t) зависит от интеграла ошибки ε(t), то очевидно, что выход третьего интегратора 17 будет непрерывно меняться до тех пор, пока на его входе не будет величина, равная нулю. Это означает, что при ε(t)=0 устанавливаются равенства

ϕ ( t ) = ϕ ¯ ( t ) и ϕ ˙ ( t ) = ϕ ¯ ˙ ( t ) .

Для реализации сигнала коррекции используются седьмой сумматор 18, первый нормально-замкнутый переключатель 34, третий интегратор 17, восьмой сумматор 16, девятый сумматор 20, четвертый усилитель 19, второй нормально-замкнутый переключатель 12 и блок памяти 13, выход которого соединен с третьим входом четвертого сумматора (см. фиг.1).

Согласно предложенному способу ориентации сигнал задания φз(t) является входным сигналом для основного контура ориентации 7 и математической модели ОКО 15. Сигнал управления U(t) формируется на выходе второго сумматора 25, а сигнал оценки управления Um(t) - на выходе шестого сумматора 5. На выходах датчика угловой скорости 29 и датчика угла ориентации 33 формируются соответственно угловая скорость ϕ ˙ ( t ) вращения космического аппарата 28 и угол ориентации φ(t).

Сигнал приращения ΔJ(t) значения момента инерции J(t) космического аппарата 28 является функцией рассогласования ε(t):

ε ( t ) = ϕ ( t ) ϕ ¯ ( t )

и сигнала задания φз(t).

Сигнал оценки внешнего момента (помехи) M ¯ в ( t ) формируется с помощью десятого сумматора 21, пятого нормально-замкнутого переключателя 22, четвертого интегратора 14, шестого сумматора 5 и модели двигателя-маховика 4.

Теперь можно использовать математическую модель ОКО 15 в качестве датчика угловой скорости 29 и датчика угла 33, если одновременно разомкнуть нормально-замкнутые переключатели 22, 37, 34, 31 и 32 и замкнуть нормально-разомкнутые переключатели 10 и 11.

Математическую модель ОКО 15 при этом целесообразно использовать в качестве датчиков угловой скорости 29 и угла ориентации 33 до тех пор, пока ошибка ε(t) будет в пределах допустимых значений, что определяется, очевидно, изменениями внешней помехи Mв(t) и значения момента инерции J(t) космического аппарата 28.

Таким образом, соединение ОКО 7 и математической модели ОКО 15 позволяет сформировать сигнал коррекции Uк(t)для математической модели ОКО 15 и сигнал ΔU(t), имитирующий действие сигнальной помехи в виде момента Mв(t).

В результате выходы φ и ϕ ¯ на выходах соответственно ОКО 7 и математической модели ОКО 15 в конце переходного процесса совпадают. Это позволяет использовать математическую модель ОКО в качестве идентификатора параметра J(t) и фазовых координат φ(t) и ϕ ˙ ( t ) .

Однако в этом случае ОКО 7 работает с ошибкой ε0(t)=φ-φm, где φ - выход ОКО 7, а φm - выход эталонной модели ОКО 35.

Выход φ(t) содержит статическую ошибку ε1(t), как это отмечается в [1]. Ошибка эта вызвана действием возмущающего момента Mв(t), которая на вход эталонной модели ОКО 35 не поступает.

Формирование сигнала коррекции U к 1 ( t )

U к 0 ( t ) = λ 0 ( ε ˙ 0 + a 1 m ε 0 + a 0 m 0 t ε 0 d t ) ,

где λ0, a 1 m , a 0 m = c o n s t > 0 , определяют качество переходных процессов и ошибку устройства ориентации.

При этом сигналом U к 0 ( t ) корректируются сигналы задания как ОКО 7, так и математической модели ОКО 15, чтобы в них компенсировать ошибку ε0(t).

Реализуется эталонная модель ОКО (показана на фиг.2) в виде соединения элементов схемы 45, 46, 50, 51, 52, 53, 54 и 55, полностью повторяющих ОКО 7 при условии, что передаточные функции датчика угловой скорости 29 и датчика угла ориентации 33 близки к единице.

Реализация коррекции сигналом U к 0 ( t ) осуществляется с помощью элементов схемы, изображенных на фиг.1: 35÷42.

Эталонная модель ОКО 35 функционирует аналогично ОКО 7. Отличие в том, что на него не действует помеха MB(t).

Формирование сигнала коррекции U к 0 ( t ) для ОКО 7 и математической модели ОКО 15 и его реализация осуществлены подобно коррекции математической модели ОКО 15 сигналом Uк(t).

Использование в способе ориентации космического аппарата и устройства для его реализации канала оценки ϕ ¯ ( t ) и ϕ ¯ ˙ ( t ) - математической модели ОКО 15 - позволяет получить технический эффект, который заключается в повышении точности ориентации и надежности функционирования при отказах датчика угла ориентации 33 и датчика угловой скорости 29 вращения космического аппарата 28.

Изобретательский уровень предложенного технического решения подтверждается отличительными частями формулы изобретения по пп.1 и 2.

Литература

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

2. Лащев А.Я. Метод синтеза адаптивных систем управления с эталонной моделью. Приборы и системы. Управление, контроль, диагностика. 2007. №1. С.2-6.

1. Способ ориентации космического аппарата, заключающийся в измерении сигнала угла ориентации и сигнала угловой скорости, формировании сигнала задания и формировании сигнала управления космическим аппаратом, отличающийся тем, что формируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости вращения космического аппарата, формируют эталонный сигнал угла ориентации и эталонный сигнал угловой скорости, формируют сигнал оценки управления, определяют сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала угла ориентации и эталонного сигнала угла ориентации, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и эталонного сигнала угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определяют сигнал коррекции сигнала задания, сигнал коррекции сигнала задания математической модели и сигнал оценки внешней помехи по формулам соответственно
,
,
,
где λ0, λ, a 0, a 1 = const > 0, Km - коэффициент усиления, ε0 - сигнал разности сигнала угла ориентации и эталонного сигнала угла ориентации, ε - сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, ΔU - сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления, с учетом которых корректируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости и используют их для ориентации космического аппарата.

2. Устройство ориентации космического аппарата, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, двигатель-маховик, третий сумматор, космический аппарат, первый и второй выходы которого соединены соответственно со входом датчика угловой скорости и входом датчика угла ориентации, выход второго усилителя соединен со вторым входом второго сумматора, отличающееся тем, что оно содержит дополнительно эталонную модель основного контура ориентации, блок памяти, девять сумматоров, шесть усилителей, пять интеграторов, два нормально-разомкнутых переключателя, пять нормально-замкнутых переключателей, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные третий усилитель, пятый сумматор, шестой сумматор, первую модель двигателя-маховика, первый интегратор, второй интегратор, седьмой сумматор, первый нормально-замкнутый переключатель, третий интегратор, восьмой сумматор, второй нормально-замкнутый переключатель и блок памяти соединен с первым входом четвертого сумматора, выход датчика угловой скорости через третий нормально-замкнутый переключатель соединен со входом второго усилителя, а через последовательно-соединенные девятый сумматор и четвертый усилитель - со вторым входом восьмого сумматора, третий вход которого соединен со входом третьего интегратора, выход первого интегратора соединен со вторым входом девятого сумматора, а через первый нормально-разомкнутый переключатель - со входом второго усилителя, выход пятого усилителя соединен со вторым входом пятого сумматора, выход второго интегратора соединен со вторым входом четвертого сумматора, а через второй нормально-разомкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, второй вход которого соединен с третьим входом четвертого сумматора, выход датчика угла ориентации соединен со вторым входом седьмого сумматора, а через четвертый нормально-замкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, выход второго сумматора через последовательно соединенные десятый сумматор, пятый нормально-замкнутый переключатель и четвертый интегратор соединен со вторым входом шестого сумматора, выход которого соединен со вторым входом десятого сумматора, второй вход первого сумматора через последовательно соединенные эталонную модель основного контура ориентации, одиннадцатый сумматор, пятый интегратор и шестой усилитель соединен с четвертым входом четвертого сумматора, второй выход эталонной модели основного контура ориентации через последовательно соединенные двенадцатый сумматор и седьмой усилитель соединен с пятым входом четвертого сумматора, выход одиннадцатого сумматора через восьмой усилитель соединен с шестым входом четвертого сумматора, а через девятый усилитель - с третьим входом первого сумматора, выход пятого интегратора через десятый усилитель соединен с четвертым входом первого сумматора, вход второго усилителя соединен со вторым входом двенадцатого сумматора, выход которого через одиннадцатый усилитель соединен с пятым входом первого сумматора.



 

Похожие патенты:

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.

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.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) и, конкретно, к удержанию геосинхронного КА в заданной области стояния и коллокации с другими геостационарными КА.

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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты с использованием аэродинамического маневра.

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.

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.

Изобретение относится к космическим тросовым системам (КТС) и может быть использовано для перевода КТС в ротационный режим в плоскости орбиты без использования реактивных двигателей. Развертывание КТС производят из ее начального компактного состояния на круговой орбите путем расталкивания объектов с малой относительной скоростью. Концевые массы КТС соединены тросом, длина которого может изменяться с помощью установленного на одном из концевых объектов связки устройства подачи-выборки троса. Разделение объектов производится по вектору местной круговой скорости, например, толкателем. Под действием стартового импульса разделения объекты удаляются друг от друга по практически свободным траекториям при свободной подаче троса. Процесс развертывания троса завершается переводом КТС в устойчивый режим попутного маятникового движения на натянутом тросе фиксированной длины. В определенном диапазоне угловых фаз данного режима начинают стягивание объектов КТС путем выборки троса с определенной постоянной скоростью. В результате КТС переходит в ротационный режим с заданным значением интеграла энергии при фиксированной конечной длине троса. Техническим результатом изобретения являются ослабление массово-габаритных ограничений на КТС и расширение функциональных возможностей. 8 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 максимальное значение угла между вектором скорости КА и перпендикуляром к поперечной оси вращения СБ, проходящим через поверхность радиатора. Определяют высоту орбиты КА и угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. По данным высоте орбиты и углу определяют витки орбиты, на которых длительность освещенной части витка превышает разность периода обращения КА и необходимой длительности времени сброса тепла радиатором на витке. На таких витках орбиты при прохождении КА освещенной части витка поворачивают СБ вокруг поперечной оси вращения до пересечения прямой, проходящей через обращенную к Солнцу область поверхности радиатора и направленной на Солнце, с СБ. Поворачивают СБ вокруг продольной оси вращения до достижения углом между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце минимального значения. Данные повороты СБ выполняют в пределах расчетного интервала времени. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности функционирования радиатора путем создания условий его естественного охлаждения при затенении СБ для любой высоты околокруговой орбиты КА. 5 ил.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). Способ заключается в выборе условий переключения угла крена на нулевое значение, с обеспечением перевода КА с изотемпературного участка (ИТУ) спуска на рикошетирующую траекторию. При движении КА по ИТУ сначала увеличивают угол крена (γ), снижая АК и поддерживая постоянную температуру в критической области поверхности КА. Затем, по мере снижения скорости полета, угол γ уменьшают от его максимального значения. На ИТУ увеличение АК не приводит к последующему росту температуры сверх ее первого максимума. Поэтому выбором момента переключения на γ=0 можно достичь эффективного гашения скорости КА на последующем этапе полета. Наилучшим является сход КА с ИТУ в момент достижения углом γ максимального значения. В этот момент устанавливают угол атаки КА соответствующим максимальному АК. Этим увеличивают продолжительность заключительного участка полета и интенсивность торможения КА. Возрастание угла атаки после схода КА с ИТУ и завершения набора высоты полета приводит к увеличению коэффициента лобового сопротивления и, тем самым, к большему снижению скорости на момент ввода системы мягкой посадки КА. Техническим результатом изобретения является минимизация конечной скорости КА и максимальной температуры в критической области его поверхности, и снижение тем самым массы теплозащитного покрытия КА и потребных энергетических затрат. 2 ил.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). На начальном участке полета скорость КА в атмосфере увеличивается (КА движется к условному перицентру орбиты). Плотность атмосферы еще мала и не вызывает значительного торможения КА. При достижении КА плотных слоев атмосферы его скорость начинает уменьшаться, и в момент достижения ею скорости входа в атмосферу переключают угол крена (γ) со значения γ=π на γ=0. Этим маневром обеспечивают перевод КА на траекторию движения с максимальным АК. В режиме полета с γ=0 реализуют продолжительную рикошетирующую траекторию, на которой скорость КА монотонно уменьшается. При достижении максимальной высоты рикошета происходит увеличение угла атаки КА и, следовательно, более интенсивное торможение КА. Техническим результатом изобретения является снижение конечной скорости КА при вводе системы мягкой посадки и сокращение тем самым расхода топлива на осуществление мягкой посадки КА. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических летательных аппаратов (КЛА). ДУ КЛА содержит криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией и каналом с теплообменником, расходный клапан, бустерный насос, заборное устройство с накопителем капиллярного типа с теплообменником и дроссельным устройством, пневмогидравлическую систему с трубопроводом. Размеры поперечного сечения канала соответствуют максимальным наружным размерам поперечного сечения теплообменника. Изобретение позволяет охладить криогенный компонент в накопителе капиллярного типа. 3 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек. На интервале времени не менее одного витка измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат. По измеренным значениям определяют направления главных центральных осей инерции ТГК. Разворачивают ТГК до совмещения главной центральной оси инерции, составляющей миним. угол с нормалью к рабочей поверхности СБ, с направлением на Солнце. Производят закрутку ТГК вокруг этой оси и измеряют ток от СБ. При достижении током минимально-допустимого значения вновь разворачивают ТГК до совмещения указанной оси инерции с направлением на Солнце. Вновь производят закрутку ТГК вокруг этой оси. Технический результат изобретения состоит в максимизации энергоотдачи СБ в режиме закрутки вокруг одной из фактических главных центральных осей инерции ТГК. 1 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек. В течение данной закрутки на интервале времени длительностью не менее одного витка измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат. По измеренным значениям определяют направления главных центральных осей инерции ТГК. Определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты ТГК. Определяют высоту орбиты ТГК и по ней - угол полураствора видимого с ТГК диска Земли. При превышении данным углом указанного угла полураствора осуществляют построение гравитационной ориентации ТГК, совмещая ось его миним. момента инерции, составляющую миним. угол с нормалью к рабочей поверхности СБ, с направлением на центр Земли. Поддерживают гравитационную ориентацию ТГК, закручивая его вокруг оси миним. момента инерции с угловой скоростью, определяемой из условия устойчивости данной гравитационной ориентации ТГК. Технический результат изобретения состоит в повышении энергоотдачи СБ за счет отраженного от Земли излучения в режиме гравитационной ориентации ТГК с закруткой, учитывающем фактические главные центральные оси инерции ТГК. 1 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек. При этом на интервале времени не менее одного витка измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат. По измеренным значениям определяют направления главных центральных осей инерции ТГК. Среди этих осей находят ось, отличную от оси минимального момента инерции и составляющую минимальный угол с нормалью к рабочей поверхности СБ. Определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты ТГК. Если данный угол превышает некоторое значение, зависящее от указанного минимального угла, а также - минимального и максимального токов СБ, производят разворот ТГК. При этом совмещают указанную найденную ось инерции с направлением, перпендикулярным к плоскости орбиты и составляющим острый угол с направлением на Солнце. Производят закрутку ТГК вокруг этой оси в направлении против орбитального вращения. В течение закрутки измеряют ток от СБ. При достижении током минимального значения вновь разворачивают ТГК до совмещения указанной найденной оси инерции ТГК с указанным перпендикулярным направлением и вновь производят указанную закрутку ТГК. Технический результат изобретения состоит в обеспечении необходимой энергоотдачи СБ в режиме закрутки ТГК вокруг одной из его фактических главных центральных осей инерции при поддержании оси минимального момента инерции в плоскости орбиты. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для управления программным разворотом разгонного блока (РБ) с помощью неподвижных двигателей ориентации постоянной тяги. Набирают угловую скорость при разгоне и движении по инерции, уменьшают угловую скорость до нуля при торможении и импульсном включении двигателей ориентации, измеряют уровень наиболее влияющего на динамику разворота компонента топлива в баке, в процессе разворота периодически измеряют рассогласования по углам и угловые скорости разворота РБ и отклонения поверхности компонента топлива в баке от продольной оси РБ, выключают двигатели ориентации в конце участка разгона, включают двигатели ориентации в начале участка торможения. Изобретение позволяет обеспечить на участке работы двигателей поджатия разворот РБ с одновременным гашением колебаний компонентов топлива в баках. 6 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственных спутников Земли (ИСЗ) с солнечными батареями (СБ). В составе ИСЗ (3) дополнительно предусматривают автономный контур (АК) управления ориентацией ИСЗ относительно направления на Солнце (2). При нарушении точности данной ориентации прекращают ориентацию ИСЗ с использованием бортового компьютера одновременно относительно направлений на Солнце и на Землю (1). При этом включают указанный АК, а СБ (5) устанавливают в фиксированное положение относительно корпуса ИСЗ для получения максимальной их освещенности. Возобновление ориентации ИСЗ с использованием бортового компьютера осуществляют по радиокоманде с Земли. Точность ориентации ИСЗ на Солнце м.б. оценена по текущим параметрам системы электропитания ИСЗ. Признаком нарушения данной ориентации может служить начало работы системы электропитания в режиме разряда бортовых аккумуляторных батарей, при полете вне теневых участков орбиты (4). Техническим результатом изобретения является обеспечение живучести ИСЗ при его длительной автономной эксплуатации в космосе. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к управлению угловым движением космического аппарата. 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.

Наверх