Способ ориентации искусственного спутника земли


 


Владельцы патента RU 2544021:

Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" (RU)

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.

 

Изобретение относится к области построения искусственных спутников Земли (ИСЗ), стабилизированных по положению их геометрических осей относительно заданной системы координат.

Известен способ ориентации искусственного спутника Земли, включающий ориентацию аппарата относительно направления на Солнце, определение углов между направлением на Солнце и осями орбитальной системы координат, поворот аппарата вокруг направления на Солнце до совпадения оси визирования датчика местной вертикали с местной вертикалью планеты, отличающийся тем, что перед поворотом вокруг направления на Солнце фиксируют ось аппарата, проекции единичного вектора направления которой на оси, связанной с аппаратом системы координат, равны проекциям единичного вектора направления на Солнце на оси орбитальной системы координат, и поворачивают аппарат в плоскости фиксирования ось - направление на Солнце до совмещения указанной фиксированной оси аппарата с направлением на Солнце (патент №2021173, RU).

Наиболее близким техническим решением является способ ориентации искусственного спутника Земли, реализованный спутником с трехосной стабилизацией углового положения, содержащим корпус, имеющий ось тангажа, ориентируемую строго перпендикулярно плоскости орбиты, и содержащий по меньшей мере одну поверхность, предназначенную главным образом для того, чтобы на нее воздействовало солнечное излучение, и простирающуюся от корпуса в заданном направлении, бортовой компьютер и подключенную к нему систему определения углового положения, предназначенную для определения углового положения корпуса по меньшей мере относительно оси тангажа, активные средства контроля углового положения, предназначенные для приложения моментов сил, корректирующих угловое положение по меньшей мере по тангажу, средства контроля орбиты, предназначенные для приложения к спутнику импульсов реактивной силы тяги, средства управления качанием указанной поверхности поперечно по отношению к солнечному излучению с амплитудой, регулируемой бортовым компьютером или с Земли, причем средства управления качанием расположены между упомянутой поверхностью и корпусом спутника, отличающийся тем, что упомянутая поверхность проходит от корпуса параллельно оси тангажа, а средства управления качанием вместе с упомянутой поверхностью представляют собой исполнительные органы активных средств контроля углового положения (патент №2114770, RU), выбранный в качестве прототипа.

Однако решения, заявленные в известных патентах, не решают вопроса обеспечения высокой живучести ИСЗ при возникновении в процессе эксплуатации ИСЗ каких-либо сбоев в работе системы ориентации, в том числе сбоев в работе бортового компьютера.

Задачей заявляемого изобретения является обеспечение живучести ИСЗ при его длительной автономной эксплуатации в условиях космического пространства.

Эта задача решается тем, что при ориентации искусственного спутника Земли с использованием бортового компьютера, связанного с системой определения угловых положений корпуса аппарата относительно осей ориентации и активного управления угловыми положениями, включающей ориентацию искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце и на Землю, дополнительно предусматривают автономный контур управления ориентацией искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце и при нарушении текущей точности ориентации искусственного спутника Земли на Солнце ориентацию искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце и направления на Землю с использованием бортового компьютера временно прекращают, при этом включают в работу автономный контур управления ориентацией искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце, с соответствующей установкой солнечных батарей в фиксированное положение относительно корпуса искусственного спутника Земли для получения максимальной их освещенности, а последующее возобновление ориентации искусственного спутника Земли с использованием бортового компьютера осуществляют по радиокоманде с Земли. При этом точность ориентации искусственного спутника Земли на Солнце оценивают по текущим параметрам его системы электропитания с учетом наличия/отсутствия орбитальных теневых участков. Кроме того, за признак нарушения ориентации искусственного спутника Земли на Солнце принимают начало работы системы электропитания в режиме разряда бортовых аккумуляторных батарей, при отсутствии орбитальных теневых участков.

Предлагаемое изобретение обеспечивает следующие преимущества.

В процессе эксплуатации ИСЗ он подвергается воздействию различных факторов космического пространства, например локальным статическим разрядам, что может привести к сбою в работе бортового компьютера («зависанию»). При этом процесс удержания ИСЗ в пространстве будет прерван. В итоге ИСЗ начнет терять исходную ориентацию, в том числе на Солнце и Землю.

Отследить этот факт можно по текущим телеметрическим параметрам системы электропитания (с учетом наличия/отсутствия орбитальных теневых участков), например по снижению тока солнечных батарей, снижению токов заряда аккумуляторных батарей, включению разрядных преобразователей и появлению токов разряда аккумуляторных батарей.

Однако, если ИСЗ эксплуатируется в автономном режиме (без постоянного контроля с Земли), нарушение в ориентации ИСЗ может привести к полному разряду аккумуляторных батарей и потере ИСЗ.

Радикальной защитой от аварийной ситуации на ИСЗ, связанной с потерей ориентации на Солнце, может быть автоматический переход на резервный вариант ориентации ИСЗ - переход на автономный контур управления ориентацией искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце. Такой режим работы не может обеспечить в полной мере функциональные возможности ИСЗ, но он гарантирует положительный энергобаланс, что обеспечивает живучесть ИСЗ. Переход на автономный контур управления ориентацией следует провести по «жесткой» логике (без использования бортового компьютера). Для этого в системе электропитания формируют команду по включению режима разряда аккумуляторных батарей, которая используется для автоматического перехода на автономный контур управления ориентацией. Данная команда блокируется на время прохождения ИСЗ орбитального теневого участка. Блокировка-разблокировка может быть реализована как вручную, по радиокомандам с Земли, так и автоматически - с бортового компьютера. В последнем случае должны быть предусмотрены программные меры на снятие блокировки при «зависании» компьютера.

При очередном сеансе связи с ИСЗ, в случае нахождения его в режиме автономной ориентации, определяют по телеметрическим параметрам и устраняют по радиокомандам возникшие неисправности (например, перезапускают бортовой компьютер) и дают команду на возврат к штатной схеме ориентации ИСЗ.

На фиг.1 представлен схематично вид ИСЗ 3, стабилизированного по трем осям на круговой, например геостационарной, орбите 4 вокруг Земли 1.

При этом спутник содержит три оси ориентации:

- ось X, касательная к орбите и имеющая такое же направление, что и вектор линейной скорости ИСЗ 3,

- ось Y, перпендикулярная плоскости орбиты 4 и ориентированная в направлении Север-Юг (С-Ю) Земли 1,

- ось Z, перпендикулярная осям Х и Y и ориентированная на Землю 1.

Спутник также содержит солнечные батареи, имеющие два крыла 5/1 и 5/2, направленных соответственно к Северу и Югу по своим продольным осям, здесь совпадающим с осью Y и ориентируемых относительно корпуса вокруг оси вращения, приблизительно совпадающей с осью Y, под действием двух приводных двигателей (не показано), управляемых раздельно. Эти приводные двигатели предназначены для удержания крыльев БС в направлении на Солнце перпендикулярно его лучам.

При нарушении текущей точности ориентации ИСЗ 3 на Солнце 2 ориентацию ИСЗ относительно направления на Солнце 2 и направления на Землю 1 с использованием бортового компьютера (не показано) временно прекращают, при этом включают в работу автономный контур управления ориентацией ИСЗ 3 относительно направления на Солнце 2 по оси Х или оси Z. Направление двух оставшихся осей может дрейфовать и определяется текущими моментами инерции ИСЗ. При этом солнечные батареи 5/1 и 5/2 постоянно ориентированы на Солнце 2 благодаря указанным приводным двигателям, которые обеспечивают каждые сутки (для геостационарной орбиты) поворот солнечных батарей относительно корпуса ИСЗ на 360 градусов.

Последующее возобновление ориентации ИСЗ 3 с использованием бортового компьютера осуществляют по радиокоманде с Земли 1 через командно-измерительную радиолинию (не показано).

Точность ориентации ИСЗ 3 на Солнце 2 оценивают по текущим параметрам его системы электропитания (не показано), с учетом наличия/отсутствия орбитальных теневых участков, при этом за признак нарушения ориентации искусственного спутника Земли 1 на Солнце 2 принимают начало работы системы электропитания ИСЗ 3 в режиме разряда бортовых аккумуляторных батарей (не показано), при отсутствии орбитальных теневых участков.

Совмещение двух способов ориентации на одном ИСЗ (в качестве основного и резервного), с учетом конкретных рекомендаций перехода с одного режима ориентации на другой и обратно, позволяет получить дополнительный положительный эффект - обеспечение живучести ИСЗ.

Таким образом, заявляемый способ ориентации искусственного спутника Земли обеспечивает живучесть ИСЗ при его длительной автономной эксплуатации его в условиях космического пространства.

1. Способ ориентации искусственного спутника Земли с использованием бортового компьютера, связанного с системой определения угловых положений корпуса аппарата относительно осей ориентации и активного управления угловыми положениями, включающий ориентацию искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце и на Землю, отличающийся тем, что дополнительно предусматривают автономный контур управления ориентацией искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце и при нарушении текущей точности ориентации искусственного спутника Земли на Солнце ориентацию искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце и направления на Землю с использованием бортового компьютера временно прекращают, при этом включают в работу автономный контур управления ориентацией искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце, с соответствующей установкой солнечных батарей в фиксированное положение относительно корпуса искусственного спутника Земли для получения максимальной их освещенности, а последующее возобновление ориентации искусственного спутника Земли с использованием бортового компьютера осуществляют по радиокоманде с Земли.

2. Способ ориентации искусственного спутника Земли по п.1, отличающийся тем, что точность ориентации искусственного спутника Земли на Солнце оценивают по текущим параметрам его системы электропитания, с учетом наличия/отсутствия орбитальных теневых участков.

3. Способ ориентации искусственного спутника Земли по п.1, отличающийся тем, что за признак нарушения ориентации искусственного спутника Земли на Солнце принимают начало работы системы электропитания в режиме разряда бортовых аккумуляторных батарей, при отсутствии орбитальных теневых участков.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к средствам крепления на космическом аппарате (КА) элементов оборудования, в частности солнечных батарей (СБ). КА содержит корпус (1) и панель (6) СБ, закрепленную на раме (2) в виде стержневой ферменной конструкции, имеющей форму скошенной пирамиды.

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, 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.

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 ракетно-космической технике и может быть использовано для управления программным разворотом разгонного блока (РБ) с помощью неподвижных двигателей ориентации постоянной тяги.

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, 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.

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 космической технике и может быть использовано для коррекции космического аппарата (КА) с помощью электрореактивных плазменных двигателей (ЭРПД). Выбирают ЭРПД для включения, определяют необходимое время работы ЭРПД, выбирают используемые и неиспользуемые электроды двигателей, подключают выбранные электроды к источникам питания с помощью контакторов, включают и выключают источники питания для запуска и работы ЭРПД в течение необходимого времени, формируют высокоомную резистивную сеть стока электрического заряда с электродов ЭРПД на корпус КА, формируют два режима коммутации электрических цепей двигателя, подключают к электродам неработающих ЭРПД основные и резервные источники питания с емкостными фильтрами, оставляют электрические цепи выбранного ЭРПД подключенными к используемым источникам питания, отключают электрические цепи остальных двигателей от используемых источников питания и оставляют подключенными к неиспользуемым источникам питания, включают и отключают в соответствии с определенным алгоритмом используемые источники питания. Изобретение позволяет повысить надежность системы коррекции КА. 4 ил.
Наверх