Способ управления ориентацией космического транспортного грузового корабля с неподвижными панелями солнечных батарей при проведении работ в условиях вращательного движения

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 области космической техники и может быть использовано при управлении ориентацией космических аппаратов (КА) при проведении работ в условиях вращательного движения.

Вращательное движение КА используется, например, при проведении экспериментов и исследований в области микрогравитации и реализуется закрутками КА вокруг направлений, задаваемых в строительной системе координат КА.

Рассматриваем КА типа транспортных грузовых кораблей (ТГК), совершающих миссии к космической орбитальной станции - например, к международной космической станции. На данных КА исследования удобно проводить на этапе их автономного полета после отстыковки от орбитальной станции.

Известен способ управления ориентацией КА, включающий выставку осей КА и поддержание углового положения с помощью двигателей ориентации (Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. Управление космическими летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1974). Однако для использования данного способа необходимо расходовать рабочее тело, что вызывает, кроме то, непрогнозируемые микроускорения на борту КА.

Известен способ одноосной ориентации КА вытянутой формы (Патент РФ №2457159, приоритет от 30.08.2010, МПК (2006.01) B64G 1/34), включающий гравитационную ориентацию КА, после которой производят закрутку КА вокруг выставленной в центр Земли оси КА с угловой скоростью

ω X = I Y Z 5 I X ω o ,  (1)

где IX- момент инерции КА вокруг продольной оси;

IYZ - среднее значение близких по величине моментов инерции вокруг поперечных осей;

ωo - модуль абсолютной угловой скорости орбитальной системы координат.

Данный способ позволяет повысить точность одноосной ориентации КА и снизить уровень микроперегрузок, действующих на КА в полете, но не обеспечивает учета освещенности СБ для обеспечения необходимого прихода электроэнергии при проведении неэнергоемких экспериментов.

Известен способ управления ориентацией КА с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка (Патент РФ №2457158, приоритет от 22.09.2010, МГЖ (2006.01) B64G 1/24, 1/44 - прототип), включающий гравитационную ориентацию КА и закрутку вокруг его продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции, при нахождении Солнца вблизи к плоскости орбиты совмещают эту плоскость с плоскостью СБ к моменту прохождения утреннего терминатора, измеряют и отслеживают угол между перпендикуляром к активной (рабочей) поверхности СБ и направлением на Солнце, в момент прохождения утреннего терминатора осуществляют закрутку КА в направлении, соответствующем уменьшению указанного угла, причем угловую скорость закрутки выбирают из задаваемого диапазона значений.

Способ-прототип позволяет обеспечить некоторое освещение СБ и приход электроэнергии для проведения неэнергоемких экспериментов. При этом солнечное излучение поступает на СБ с направлений, существенно отстоящих от нормали в рабочей поверхности СБ, вследствие чего генерируемый СБ ток существенно отличается от максимального тока, который способны генерировать СБ. В то же время, при выполнении ряда экспериментов, в том числе, по росту кристаллов, нужно обеспечить большой съем электроэнергии с СБ, т.к. для проведения таких экспериментов используется энергоемкая аппаратура.

С другой стороны, ТГК используется как для доставки грузов на орбитальную станцию, так и для удаления грузов со станции. При этом распределение масс удаляемых грузов внутри ТГК является слабо прогнозируемым и загруженный ТГК имеет неточно известные инерционные характеристики - их фактические значения существенно отличаются от проектных или теоретически прогнозируемых расчетных оценок. Способ-прототип не позволяет учесть рассогласование между проектными и фактическими инерционными характеристиками ТГК, в том числе определить фактические инерционные характеристики ТГК после его загрузки удаляемыми с космической орбитальной станции грузами. Это приводит к использованию при управлении ориентацией ТГК его приближенных (т.е. недостоверных) инерционных характеристик. При этом неуправляемое вращательное движение ТГК в процессе закрутки, выполненной вокруг неточно заданной главной центральной оси инерции, будет иметь возмущения, которые являются нежелательными при проведении экспериментов и исследований в области микрогравитации.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является обеспечение управления ориентацией ТГК с неподвижными панелями СБ при проведении работ в условиях вращательного движения ТГК вокруг его главных центральных осей инерции.

Технический результат предлагаемого изобретения заключается в повышении энергоприхода от СБ за счет использования отраженного от Земли излучения в режиме закрутки загруженного удаляемыми с космической орбитальной станции грузами ТГК.

Технический результат достигается тем, что в способе управления ориентацией космического ТГК с неподвижными панелями СБ при проведении работ в условиях вращательного движения, включающем гравитационную ориентацию ТГК и закрутку ТГК вокруг выставленной на центр Земли оси ТГК с угловой скоростью, значение которой определяется из условия устойчивости гравитационной ориентации ТГК, дополнительно производят 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 компонент угловой скорости ТГК определяют направления главных центральных осей инерции ТГК, определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты ТГК, определяют высоту орбиты ТГК, по которой определяют угол полураствора видимого с ТГК диска Земли, и при превышении углом между направлением на Солнце и плоскостью орбиты угла полураствора видимого с ТГК диска Земли осуществляют построение гравитационной ориентации ТГК путем разворота ТГК до совмещения оси минимального момента инерции ТГК, составляющей минимальный угол с нормалью к рабочей поверхности СБ, с направлением в центр Земли, после чего осуществляют поддержание гравитационной ориентации ТГК путем выполнения закрутки ТГК вокруг оси минимального момента инерции с угловой скоростью, значение которой определяется из условия устойчивости гравитационной ориентации ТГК.

Суть предлагаемого изобретения поясняется чертежом, на котором представлена схема ориентации ТГК в процессе закрутки ТГК вокруг оси минимального момента инерции.

На чертеже введены обозначения:

1 - плоскость орбиты ТГК;

2 - область положений нормали к рабочей поверхности СБ в процессе закрутки ТГК;

3 - поверхность Земли;

О - центр Земли;

A1, A2 - положения ТГК на орбите;

L - направление от ТГК в центр Земли;

Q - угол полураствора видимого с ТГК диска Земли;

S - направление на Солнце;

β - угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты ТГК;

Ps - поток солнечного излучения;

Po - поток отраженного от земной поверхности излучения;

N - направление нормали к рабочей поверхности СБ;

x1 - ось минимального момента инерции ТГК, составляющая минимальный угол с нормалью к рабочей поверхности СБ.

Поясним предложенные в способе действия.

Рассматриваем этап автономного полета ТГК. В предлагаемом способе разворачивают ТГК до совмещения направления нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце и производят закрутку ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек.

В данной ориентации обеспечивается максимальный приход электроэнергии от СБ, необходимой для зарядки аккумуляторных батарей системы электроснабжения ТГК.

В течение выполнения закрутки измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат ТГК на интервале времени длительностью не менее одного витка.

По измеренным значениям компонент угловой скорости ТГК определяют текущие фактические значения компонент направлений главных центральных осей инерции ТГК в строительной системе координат.

Определение можно выполнить, например, следующим образом.

Используем следующие системы координат. Строительная система y1y2y3 жестко связана с корпусом ТГК. Считаем, например, что ось y1 параллельна продольной оси корабля и направлена от стыковочного узла к агрегатному отсеку, ось y2 направлена по нормали к рабочей поверхности СБ. Оси системы x1x2x3 параллельны главным центральным осям инерции ТГК. Положение системы x1x2x3 относительно системы y1y2y3 будем задавать углами γ, α и β, которые введем посредством следующего условия. Система y1y2y3 может быть переведена в систему х1х2х3 тремя последовательными поворотами: 1) на угол α вокруг оси y2, 2) на угол β вокруг новой оси у3, 3) на угол γ вокруг новой оси y1, совпадающей с осью х1. Матрицу перехода от системы х1х2х3 к системе y1y2y3 обозначим | | a i j | | i , j = 1 3 , где aij - косинус угла между осями yi и xj. Элементы этой матрицы являются функциями введенных углов.

Компоненты угловой скорости ТГК в системе x1x2x3 обозначим ωi (i=1, 2, 3). Для описания зависимости от времени величин ωi используем динамические уравнения Эйлера свободного твердого тела, на которое не действуют внешние механические моменты. Эти уравнения имеют вид

ω ˙ 1 = μ ω 2 ω 3 , ω ˙ 2 = μ ' μ 1 μ μ ' ω 3 ω 1 , ω ˙ 3 = μ ' ω 1 ω 2 ,  (2)

μ = J 2 J 3 J 1 ,   μ ' = J 2 J 1 J 3 ,

где Ji - моменты инерции ТГК относительно осей xi. Параметры µ, µ' и углы γ, α и β для конкретной стадии полета конкретного ТГК имеют некоторые проектные прогнозируемые значения, а их фактические величины определяются из обработки данных измерений угловой скорости, полученных во время выполнения закрутки ТГК.

Решение уравнений (2), описывающее изменение величин ωi во время рассматриваемых закруток, выражается приближенными формулами

ω1=λ[Asin v(t-t0)+В cosv(t-t0)],

ω2=Ω, (3)

ω3=Acosv(t-t0)-Bsinv(t-t0),

λ = μ μ ' ,   v = Ω μ μ ' .

Здесь А, В и Ω - произвольные постоянные. Формулы (3) тем точнее, чем меньше абсолютные величины отношений А/Ω, В/Ω.

Во время закрутки измеряется угловая скорость ТГК. Данные измерений имеют вид

t n ,   Ω 1 (n) ,   Ω 2 (n) ,   Ω 3 (n)   ( n = 1,2, ,N ) ,  (4)

где Ω i ( n ) (i=1, 2, 3), - измеренные значения компонент Ωi угловой скорости в строительной системе координат в момент времени tn: Ω i ( n ) ≈Ωi(tn), t1<t2<…<tN. Обработка этих данных, относящихся к конкретной закрутке ТГК, состоит в поиске решения уравнений (2), наилучшим образом согласующего эти данные с их расчетными аналогами

Ω i = k = 1 3 a i k ω k   ( i = 1,2,3 ) .

Здесь ωk могут задаваться как формулами (3), так и точным решением уравнений (2).

Обработка данных измерений (4) выполняется методом наименьших квадратов и состоит в минимизации выражения

Ф = n = 1 N i = 1 3 [ Ω i ( n ) Ω i ( t n ) ] 2 .

При использовании формул (3) минимизация выполняется по восьми параметрам: А, В, Ω, λ, v, γ, α и β, которые считаются независимыми. После того, как оценки этих параметров найдены, вычисляются µ=λµ/Ω, µ'=v/λΩ. При минимизации Ф на точных решениях уравнений (2) (это дает несколько более точные оценки) используются другие восемь параметров: ωi(t1)(i=1,2,3), µ, µ', γ, α и β. Характеристики точности найденных оценок рассчитываются в рамках стандартных допущений метода наименьших квадратов.

Результатом описанной методики обработки данных измерений (4), полученных для конкретной закрутки конкретного ТГК, загруженного удаляемыми с орбитальной станции грузами и совершающего автономный полет после отстыковки от станции, являются упомянутые наборы из восьми параметров, которые определяют фактические направления главных центральных осей инерции ТГК в строительной системе координат и безразмерные комбинации его главных центральных моментов инерции.

При этом для получения приемлемой точности определения главных центральных осей инерции угловая скорость закрутки ТГК, используемой для определения главных центральных осей инерции, должна быть достаточно большой. Высокая скорость закрутки парирует вредное влияние внешних моментов, т.к. чем выше скорость закрутки, тем на большем интервале времени движение ТГК можно считать свободным и получать необходимые измерения для их последующей целевой обработки. Выполненные расчеты и численные оценки показывают, что нижнее гарантированное значение угловой скорости закрутки, выполняемой для определения главных центральных осей инерции ТГК, составляет 1,5 град/сек при длительности интервала измерений угловой скорости не менее одного витка.

Таким образом, по вышеописанному вычислительному алгоритму определяются фактические значения компонент направлений главных центральных осей инерции ТГК в строительной системе координат.

После определения фактических значений компонент направлений главных центральных осей инерции ТГК в строительной системе координат определяют ось минимального момента инерции ТГК, составляющую минимальный угол с направлением нормали к рабочей поверхности СБ.

Определяют угол β между направлением на Солнце и плоскостью орбиты ТГК. Значение угла β в полете изменяется от 0 (Солнце в плоскости орбиаты) до его максимального значения, определяемого наклонением орбиты ТГК.

Определяют высоту орбиты ТГК, по которой определяют угол Q полураствора видимого с ТГК диска Земли. Определение может быть выполнено, например, по соотношению

Q = arcsin R Z R Z + H o r b ,  (5)

где Rz - радиус Земли,

Horb - высота орбиты ТГК.

Определяем момент времени, в который выполняется условие

β<Q. (6)

Данное условие соответствует нахождению ТГК на «солнечной» орбите - орбите, при которой в течение всего витка ТГК освещен Солнцем.

В момент времени, удовлетворяющий условию (6), осуществляют построение гравитационной ориентации ТГК путем разворота ТГК до совмещения вышеопределенной оси минимального момента инерции ТГК с направлением в центр Земли.

После этого осуществляют поддержание гравитационной ориентации ТГК путем выполнения закрутки ТГК вокруг оси минимального момента инерции с угловой скоростью, значение которой определяется из условия устойчивости гравитационной ориентации ТГК. Например, скорость такой закрутки может быть выбрана равной значению (1).

Поскольку ТГК находится на «солнечной» орбите, то в течение ½ каждого оборота вращения ТГК Солнце будет освещать рабочую поверхность СБ и в это время регулярно будет обеспечиваться приход электроэнергии от СБ. В моменты отсутствия достаточного освещения СБ электропитание систем ТГК осуществляется в соответствии с принятой схемой электроснабжения от аккумуляторных батарей.

Поскольку вышеопределенная ось минимального момента инерции ТГК, направленная в центр Земли, определена так, что составляет минимальный угол с направлением нормали к рабочей поверхности СБ, то в данной гравитационной ориентации ТГК нормаль к рабочей поверхности СБ будет повернута в сторону земной поверхности. Т.к. на «солнечной» орбите в течение всего витка часть видимой с ТГК земной поверхности всегда освещена Солнцем, то отраженное от земной поверхности излучение также будет поступать на СБ, увеличивая приход электроэнергии.

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.

Предлагаемое техническое решение обеспечивает повышение энергоприхода от СБ загруженного удаляемыми с космической орбитальной станции грузами ТГК при выполнении режима закрутки ТГК вокруг фактической оси минимального момента инерции при поддержании гравитационной ориентации ТГК, причем фактические главные центральные оси инерции ТГК предварительно определяются по измерениям угловой скорости вращения ТГК.

Выполнение закрутки ТГК вокруг фактической главной центральной оси инерции обеспечивает отсутствие возмущений вращательного движения ТГК, что требуется для проведения экспериментов и исследований в области микрогравитации, причем полученные фактические оси инерции могут существенно отличаться от их проектных оценок.

Повышение энергоприхода от СБ обеспечивается за счет использования отраженного от Земли излучения при поддержании гравитационной ориентации ТГК на «солнечной» орбите.

Достижение технического результата обеспечивается за счет построения предложенной ориентации ТГК, при которой нормаль к рабочей поверхности СБ направлена на Солнце, и выполнения предложенной закрутки ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ, выполнения предложенных измерений угловой скорости ТГК в предложенные моменты времени в процессе данной закрутки и определения по ним текущих фактических значений инерционных характеристик ТГК, построения в предложенный момент времени предложенной гравитационной ориентации ТГК и последующего выполнения предложенной закрутки ТГК.

В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа на таком ТГК, как корабль «Прогресс». Для реализации разворотов, закрутки ТГК и необходимых вычислений могут использоваться штатные средства системы управления корабля «Прогресс» - штатные датчики угловой скорости (ДУС), система управления ориентации корабля «Прогресс», двигатели ориентации, бортовой вычислитель. Для измерения и отслеживания угла между плоскостью орбиты и Солнцем и угла между нормалью к поверхности СБ и направлением на Солнце могут использоваться штатные солнечные датчики и вычислительные устройства. Закрутка корабля производится на время, необходимое для проведения экспериментов, и может достигать десятки витков.

Способ управления ориентацией космического транспортного грузового корабля с неподвижными панелями солнечных батарей при проведении работ в условиях вращательного движения, включающий гравитационную ориентацию транспортного грузового корабля и его закрутку вокруг выставленной на центр Земли оси с угловой скоростью, значение которой определяется из условия устойчивости гравитационной ориентации транспортного грузового корабля, отличающийся тем, что производят закрутку транспортного грузового корабля вокруг направления нормали к рабочей поверхности солнечных батарей, 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 транспортного грузового корабля в строительной системе координат, по измеренным значениям компонент угловой скорости транспортного грузового корабля определяют направления главных центральных осей инерции транспортного грузового корабля, определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты транспортного грузового корабля, определяют высоту орбиты транспортного грузового корабля, по которой определяют угол полураствора видимого с транспортного грузового корабля диска Земли, и при превышении углом между направлением на Солнце и плоскостью орбиты угла полураствора видимого с транспортного грузового корабля диска Земли осуществляют построение гравитационной ориентации транспортного грузового корабля путем разворота транспортного грузового корабля до совмещения оси минимального момента инерции транспортного грузового корабля, составляющей минимальный угол с нормалью к рабочей поверхности солнечных батарей, с направлением в центр Земли, после чего осуществляют поддержание гравитационной ориентации транспортного грузового корабля путем выполнения закрутки транспортного грузового корабля вокруг оси минимального момента инерции с угловой скоростью, значение которой определяется из условия устойчивости гравитационной ориентации транспортного грузового корабля.



 

Похожие патенты:

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.

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 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 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 электротехнике, в частности к устройствам для генерирования электрической энергии путем преобразования светового излучения в электрическую энергию, и может быть использовано при создании и производстве малоразмерных космических аппаратов с солнечными батареями (СБ).

Изобретение относится к системам электроснабжения космического аппарата (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает определение заданного угла ориентации СБ на Солнце по измеренному угловому положению нормали к рабочей поверхности СБ и вычисление расчетного угла относительно указанного положения нормали.

Изобретение относится к системам электроснабжения космического аппарата (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает определение заданного и текущего углов ориентации СБ и угловой скорости (ωСБ) СБ.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с использованием солнечных батарей (СБ). Способ заключается в том, что определяют заданный угол СБ, измеряют ее текущий угол и вычисляют расчетный угол по угловой скорости СБ и времени ее вращения.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании выносных конструкций космических аппаратов, преимущественно антенн и солнечных батарей.

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.

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.

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).

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.

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 космическим тросовым системам (КТС) и может быть использовано для перевода КТС в ротационный режим в плоскости орбиты без использования реактивных двигателей.

Группа изобретений относится к управлению угловым движением космического аппарата (КА). Способ включает дополнительное формирование сигналов оценки угла ориентации и угловой скорости вращения КА.

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 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 управлению движением космического, в частности транспортного грузового корабля с неподвижными панелями солнечных батарей. Способ включает закрутку ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 градсек. 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.

Наверх