Способ управления ориентацией космического аппарата и устройство, его реализующее



Способ управления ориентацией космического аппарата и устройство, его реализующее
Способ управления ориентацией космического аппарата и устройство, его реализующее
Способ управления ориентацией космического аппарата и устройство, его реализующее
Способ управления ориентацией космического аппарата и устройство, его реализующее

 


Владельцы патента RU 2562466:

Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс") (RU)

Группа изобретений относится к управлению угловым движением космического аппарата (КА) с помощью комплекса из трех коллинеарных пар двухстепенных силовых гироскопических приборов (ГП). Способ включает измерение параметров углового движения КА, определение вектора углов прецессии и матрицы состояния. Исходя из требуемого значения управляющего момента рассчитывают функции распределения (ФР) кинетического момента (КМ) между коллинеарными парами гироскопов. С помощью трех ФР определяют значение вектора скоростей прецессии в ГП. Далее используют два варианта управления: с помощью данных ФР и вариант особого управления, соответствующий паре гироскопов с близким к антипараллельному (в пределах допуска) расположением их КМ. В указанной паре определяют скорости прецессии, обеспечивающие прохождение через особое состояние (антипараллельное расположение КМ), а также - создаваемый этими гироскопами КМ. С учетом последнего определяют скорости прецессии в двух других парах гироскопов. После вычисления искомого значения вектора скоростей прецессии с использованием трех ФР производят выдачу управляющих сигналов в управляющий комплекс. Предлагаемое устройство снабжено блоком определения варианта управления, первый выход которого соединен с блоком формирования управления в варианте с тремя ФР, а второй выход - с блоком формирования особого управления в соответствующей паре гироскопов. Выходы блоков формирования управления подключены к входам блока силовых гироскопов. Выходы последнего соединены с входами вычислительного устройства, выходы которого подключены к блоку определения варианта управления и системе сброса кинетического момента. Технический результат группы изобретений состоит в получении возможности создавать управляющий момент в произвольном направлении и расширении области вариации КМ. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Заявляемое техническое решение относится к области космической техники, в частности к системе управления движением космического аппарата, в котором применяется для управления угловым движением космического аппарата комплекс из шести двухстепенных силовых гироскопических приборов.

Известен способ управления ориентацией космического аппарата (Б.В. Раушенбах, Е.Н. Токарь. Управление ориентацией космических аппаратов. - М.: Наука, Гл. ред. физико-математической литературы, 1974. - стр. 33, 34, 42, 379), включающий определение угловой скорости и углового положения космического аппарата, требуемого значения управляющего момента, а также скоростей вращения подвесов гиророторов, которые должны отрабатываться гироскопическими приборами.

Известен способ управления избыточными гиросиловыми системами (статья журнала "Космические исследования", т. 18, вып. 2, Е.Н. Токарь, В.П. Легостаев, М.В. Михайлов, В.Н. Платонов «Управление избыточными гиросиловыми системами", с. 147-156, 1980), включающий определения скоростей вращения подвесов для общего случая гиросиловой системы, состоящей из двухстепенных силовых гироскопов.

Недостатком вышеописанных способов управления является то, что вектор углов разворота подвесов и, следовательно, моментные характеристики гиросиловой системы зависят от предыстории, то есть от траектории вектора скоростей вращения подвесов на предшествующих участках управления. Поэтому указанный способ имеет ограниченные возможности, так как его применение может быть рекомендовано только для частных случаев переориентации, когда влияние предыстории отсутствует.

Известен способ управления ориентацией орбитального космического аппарата с инерционными исполнительными органами при зондировании атмосферы Земли (патент RU №2355605), включающий выполнение разворота космического аппарата, измерение угловой скорости орбитального движения космического аппарата.

Недостатком известного способа являются его ограниченные возможности, так как он является частным случаем управления движением космического аппарата (управление космическим аппаратом при зондировании атмосферы Земли). Кроме того, указанный способ не позволяет использовать располагаемые возможности гиросиловой системы по созданию управляющих моментов в произвольном направлении, так как в нем не рассматриваются проблемы управления космическим аппаратом с помощью силовых гироскопов, заключающиеся в том, что требуемый управляющий момент не всегда может быть создан в произвольном направлении.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к предложенному техническому решению является способ управления разворотом космического аппарата (статья Е.И. Сомова, С.С. Мещерякова. Оценка реализуемости поворотного маневра космического аппарата при неопределенности накопленного кинетического момента силового гирокомплекса. - Известия Самарского научного центра Российской академии наук, т. 10, №3, 2008 г., стр. 799-807; http://www.ssc.smr.ru/media/journals/izvestia/2008/ 2008_3_799_807.pdf), включающий определение вектора углов прецессии, расчет величины требуемого значения управляющего момента, определение матрицы состояния, расчет трех функций распределения кинетического момента между коллинеарными парами гироскопов (fP1, fP2, fP3), определение искомого значения вектора скоростей прецессии с использованием функций fP1, fP2, fP3 и соотношения:

где Мтр - требуемое значение управляющего момента;

А(β) - матрица состояния;

U - искомое значение вектора скоростей прецессии.

Недостатком способа, принятого за прототип, являются его ограниченные возможности по созданию управляющих моментов в произвольном направлении вследствие ограничения используемой области вариации кинетического момента гиросиловой системы.

Из аналогов уровня техники известно устройство, реализующее способ управления ориентацией космического аппарата и представляющее собой бесплатформенную инерциальную систему управления (патент на изобретение RU №2375269 - прототип). Устройство содержит центральный блок управления, измерители угловой скорости, датчики внешней информации и исполнительные органы.

Устройство, реализующее способ управления ориентацией космического аппарата, принятое за прототип, имеет существенный недостаток - ограниченные возможности по реализации предложенного технического решения.

С целью практической реализации предложенного способа управления ориентацией космического аппарата известное устройство должно быть модифицировано для решения задач заявляемого технического решения. Для этого в состав устройства введены следующие блоки:

- блок определения варианта управления;

- блок формирования управления в варианте с использованием трех функций распределения кинетического момента;

- блок формирования управления в варианте с особым управлением в одной паре гироскопов;

- блок силовых гироскопов;

- система сброса кинетического момента.

Техническим результатом заявляемого изобретения является расширение располагаемых возможностей гиросиловой системы по созданию управляющих моментов в произвольном направлении при увеличении размеров используемой области вариации кинетического момента.

Технический результат способа управления ориентацией космического аппарата достигается тем, что измеряют параметры углового движения космического аппарата, определяют вектор углов прецессии, определяют матрицу состояния, определяют требуемое значение управляющего момента, производят расчет трех функций распределения кинетического момента между коллинеарными парами гироскопов, определяют искомое значение вектора скоростей прецессии с использованием трех функций распределения кинетического момента, при этом перед расчетом функций распределения кинетического момента между коллинеарными парами гироскопов, определяют необходимость формирования скоростей прецессии в гироскопических приборах без трех функций распределения кинетического момента исходя из выполнения неравенства:

Cij<-1+ε1,

где Cij - косинус разности углов прецессии в первой, второй или третьей паре гироскопов;

i=1, 3, 5 при соответствующих j=2, 4, 6;

ε1 - константа, назначаемая по результатам моделирования управления ориентацией космического аппарата,

при этом находят пару гироскопов, определяют их скорости прецессии, обеспечивающие прохождение через антипараллельное расположение кинетических моментов в гироскопах, определяют создаваемый ими кинетический момент, определяют скорости прецессии в двух других парах с учетом кинетического момента, создаваемого первой парой, а после вычисления искомого значения вектора скоростей прецессии с использованием трех функций распределения кинетического момента производят выдачу управляющих сигналов в комплекс из трех коллинеарных пар двухстепенных силовых гироскопических приборов.

Технический результат устройства управления ориентацией космического аппарата достигается тем, что оно содержит вычислительное устройство, блок датчиков угловой скорости, блок датчиков внешней информации, систему сброса кинетического момента, блок силовых гироскопов, при этом оно снабжено блоком определения варианта управления, первый выход которого соединен с блоком формирования управления в варианте с использованием трех функций распределения кинетического момента, а второй выход подключен к блоку формирования управления в варианте с особым управлением в одной паре гироскопов, при этом выходы блока формирования управления в варианте с использованием трех функций распределения кинетического момента и блока формирования управления в варианте с особым управлением в одной паре гироскопов подключены к входам блока силовых гироскопов, выходы которого, в свою очередь, соединены с входами вычислительного устройства, причем вычислительное устройство первым выходом соединено с блоком определения варианта управления, а вторым - с входом системы сброса кинетического момента, при этом выходы блока датчиков внешней информации и блока датчиков угловой скорости соединены с входами вычислительного устройства.

Суть предлагаемого изобретения поясняется фигурой, на которой приведена функциональная блок-схема устройства для осуществления способа управления ориентацией космического аппарата.

Устройство включает вычислительное устройство 1, блок датчиков угловой скорости 2, блок датчиков внешней информации 3, систему сброса кинетического момента 4, блок силовых гироскопов 5, блок определения варианта управления 6, первый выход которого соединен с блоком формирования управления в варианте с использованием трех функций распределения кинетического момента 7, а второй выход подключен к блоку формирования управления в варианте с особым управлением в одной паре гироскопов 8, при этом выходы блока формирования управления в варианте с использованием трех функций распределения кинетического момента 7 и блока формирования управления в варианте с особым управлением в одной паре гироскопов 8 подключены к входам блока силовых гироскопов 5, выходы которого соединены с входами вычислительного устройства 1, причем вычислительное устройство 1 первым выходом соединено с блоком определения варианта управления 6, а вторым - с входом системы сброса кинетического момента 4, при этом выходы блока датчиков внешней информации 3 и блока датчиков угловой скорости 2 соединены с входами вычислительного устройства 1.

В качестве примера осуществления способа управления ориентацией космического аппарата рассмотрим реализацию указанного назначения для гиросиловой системы с равномерным расположением по конусу осей вращения подвеса трех коллинеарных пар гироскопов. Формирование вектора скоростей вращения подвесов обеспечивается с помощью комбинации двух вариантов:

1) Управление с применением трех функций распределения кинетического момента с адаптацией функций к рассматриваемой установке гироскопов;

2) Особое управление в одной паре гироскопов и управление двумя другими парами гироскопов так, чтобы суммарный момент соответствовал требуемому значению момента.

Интервал решения функциональных задач космического аппарата на витке состоит из последовательности двух участков:

а) участка программного углового движения космического аппарата на маршруте наблюдения (участка непосредственной работы целевой аппаратуры), далее по тексту - участок наблюдения;

б) участка пространственного углового маневра, где реализуется программное угловое движение для перехода от одного участка наблюдения к следующему, далее по тексту - участок углового маневра.

В общем случае управление на участке углового маневра реализуется в три этапа.

Управляющие сигналы в виде значений компонент вектора скоростей прецессии для гиросиловой системы на первом этапе (начальный участок набора скорости космического аппарата) и на третьем этапе (оставшаяся часть участка гашения скорости) рассчитывают с применением трех функций распределения кинетического момента.

Второй этап включает оставшуюся часть участка набора скорости, участок движения почти с постоянной скоростью (этот участок может отсутствовать) и начальную часть участка гашения скорости. На втором этапе управляющие моменты формируют с особым управлением в одной паре гироскопов и управлением двумя другими парами гироскопов так, чтобы суммарный момент, создаваемый всеми гироскопами, соответствовал требуемому значению управляющего момента.

Необходимость перехода от участка формирования управления с применением трех функций распределения кинетического момента к участку с особым управлением в одной паре гироскопов определяется с помощью неравенства:

где Cij - косинус разности углов прецессии в первой, второй или третьей паре гироскопов;

i=1, 3, 5 при соответствующих j=2, 4, 6;

ε1 - константа, назначаемая по результатам моделирования управления ориентацией космического аппарата.

где βi, βj - векторы углов поворота осей подвеса гиророторов в силовых гироскопах СГПi и CГПj.

Необходимость обратного перехода к участку формирования управления с применением трех функций распределения кинетического момента определяется с помощью условий вида:

где ε2 - константа, назначаемая по результатам моделирования управления ориентацией космического аппарата, 0<ε12;

Sij - синус разности углов прецессии в первой, второй или третьей паре гироскопов;

Sij - расчитывают по формуле:

S i j - значение Sij перед переходом от участка формирования управления с применением трех функций распределения кинетического момента к участку с особым управлением в одной паре гироскопов.

Необходимость перехода от участка формирования управления с применением трех функций распределения кинетического момента к участку с особым управлением в одной паре гироскопов, например для первой пары гироскопов, следует из того факта, что при косинусе разности углов прецессии для первого и второго гироскопа C12=-1 применение функций распределения кинетического момента неэффективно: одно и то же значение суммарного кинетического момента гиросиловой системы kg обеспечивается при различных значениях векторов углов поворота осей подвесов гиророторов в силовых гироскопах СГП1 и СГП2, удовлетворяющих условию

где β1 - вектор углов поворота осей подвеса гиророторов в силовом гироскопе СГП1;

β2 - вектор углов поворота осей подвеса гиророторов в силовом гироскопе СГП2.

В то же время, возможности гиросиловой системы по созданию управляющего момента не исчерпаны при выполнении условия (6).

Возможность выделения одной пары гироскопов с особым состоянием (близость C12 к значению "-1", где C12 - косинус разности углов прецессии в первой паре гироскопов) на участке наблюдения обеспечивается применением трех функций распределения.

Для первой пары реализуется управление, которое обеспечивает принудительное прохождение через состояние, когда C12=-1. При этом для приборов СГП1, СГП2 значения скорости вращения подвеса на участках роста значений модуля программной угловой скорости (участок набора скорости космического аппарата) и ее уменьшения (участок гашения скорости космического аппарата) формируются в виде:

1) U 1 = U d 1 , U 2 = U d 2 на участке роста значений модуля программной угловой скорости, где

U 1 - скорость прецессии СГП1 на участке с особым управлением в первой паре гироскопов;

U 2 - скорость прецессии СГП2 на участке с особым управлением в первой паре гироскопов;

Ud1, Ud2 - константы, назначаемые по результатам моделирования процесса управления;

2) U 1 = 0 , U 2 = 0 на участке изменения программной угловой скорости с близким к нулю ускорением;

3) U 1 = U d 1 , U 2 = U d 2 на участке снижения модуля программной угловой скорости.

Формируют вектор

где U 1 - составляющая вектора скоростей прецессии,

соответствующая первой паре гироскопов СГП1, СГП2. Выполняют расчет требуемого значения управляющего момента, создаваемого приборами СГП1, СГП2 по формуле:

где Md - составляющая требуемого значения вектора управляющего момента, которая соответствует суммарному моменту, создаваемому гироскопами СГП1, СГП2;

D - матрица, являющаяся фрагментом матрицы состояния А((3) и соответствующая текущему значению углов прецессии β1, β2 гироскопов СГП1, СГП2.

Определяют вектор формирования требуемого значения управляющего момента, соответствующий приборам СГП3, СГП4, СГП5, СГП6 по формуле:

где Mu - требуемое значение управляющего момента, соответствующее приборам СГП3, СГП4, СГП5, СГП6.

Определяют составляющую вектора скоростей прецессии О, соответствующую гироскопам СГП3, СГП4, СГП5, СГП6:

где U o 3 , U o 4 , U o 5 , U o 6 - скорости прецессии СГП3, СГП4, СГП5, СГП6 на участке с особым управлением в первой паре гироскопов.

При расчете U o используется матрица L, которая формируется как фрагмент матрицы А((3), соответствующий приборам СГП3, СГП4, СГП5, СГП6:

Устройство работает следующим образом. При первоначальном включении, например, по контакту отделения космического аппарата от последней ступени ракеты-носителя включаются: вычислительное устройство 1, система сброса кинетического момента 4, блок силовых гироскопов 5, блок датчиков внешней информации 3 и блок датчиков угловой скорости 2. После приведения известным способом космического аппарата в ориентированное положение начинается штатная работа системы управления ориентацией космического аппарата. По информации с блока датчиков внешней информации 3 и блока датчиков угловой скорости 2 о текущих параметрах углового движения космического аппарата в вычислительном устройстве 1 определяется рассогласование между текущими и программными характеристиками углового движения. В вычислительном устройстве 1 определяется также текущее значение суммарного кинетического момента силовых гироскопических приборов вместе с корпусом космического аппарата (KS), которое подается в систему сброса кинетического момента 4, а затем определяется требуемое значение управляющего момента М, вектор (3, полученный из приборов СГП1, СГП2, СГП3, СГП4, СГП5, СГП6 блока силовых гироскопов 5, и вектор программной угловой скорости КА ωр. Значения М, β и ωр поступают из вычислительного устройства 1 в блок определения варианта управления 6, а затем управление передается либо в блок формирования управления в варианте с использованием трех функций распределения кинетического момента 7, либо в блок формирования управления в варианте с особым управлением в одной паре гироскопов 8, для формирования выходной информации в виде заданного вектора скоростей прецессии U=[U1, U2, U3, U4, U5, U6], поступающей соответственно в приборы СГП1, СГП2, СГП3, СГП4, СГП5, СГП6 блока силовых гироскопов 5.

В блоке силовых гироскопов 5 формируют управляющие воздействия в виде моментов MSGKi (i=1…6), прикладываемых к корпусу космического аппарата. К корпусу космического аппарата прикладывают также момент MSSKM от системы сброса кинетического момента 4. Информация о параметрах углового движения, а именно текущее положение связанной системы координат относительно инерциальной системы координат, текущие значения угловой скорости и углового ускорения в проекциях на оси связанной системы координат, с блока датчиков внешней информации 3 и блока датчиков угловой скорости 2 поступает в вычислительное устройство 1.

Заявленный способ управления ориентацией космического аппарата и устройство, его реализующее, позволят расширить располагаемые возможности гиросиловой системы по созданию управляющих моментов в произвольном направлении при увеличении размеров используемой области вариации кинетического момента.

1. Способ управления ориентацией космического аппарата, включающий измерение параметров углового движения космического аппарата, определение вектора углов прецессии, определение матрицы состояния, определение требуемого значения управляющего момента, расчет функций распределения кинетического момента между коллинеарными парами гироскопов, определение искомого значения вектора скоростей прецессии с использованием трех функций распределения кинетического момента, отличающийся тем, что перед расчетом функций распределения кинетического момента между коллинеарными парами гироскопов определяют необходимость формирования скоростей прецессии в гироскопических приборах без трех функций распределения кинетического момента исходя из выполнения неравенства:
Cij<-1+ε1,
где Cij - косинус разности углов прецессии в первой, второй или третьей паре гироскопов;
i=1, 3, 5 при соответствующих j=2, 4, 6;
ε1 - константа, назначаемая по результатам моделирования управления ориентацией космического аппарата,
при этом находят пару гироскопов, определяют скорости прецессии в этой паре, обеспечивающие прохождение через антипараллельное расположение кинетических моментов в гироскопах, определяют создаваемый ими кинетический момент, определяют скорости прецессии в двух других парах с учетом кинетического момента, создаваемого первой парой, а после вычисления искомого значения вектора скоростей прецессии с использованием трех функций распределения кинетического момента производят выдачу управляющих сигналов в комплекс из трех коллинеарных пар двухстепенных силовых гироскопических приборов.

2. Устройство управления ориентацией космического аппарата, содержащее вычислительное устройство, блок датчиков угловой скорости, блок датчиков внешней информации, систему сброса кинетического момента, блок силовых гироскопов, отличающееся тем, что оно снабжено блоком определения варианта управления, первый выход которого соединен с блоком формирования управления в варианте с использованием трех функций распределения кинетического момента, а второй выход подключен к блоку формирования управления в варианте с особым управлением в одной паре гироскопов, при этом выходы блока формирования управления в варианте с использованием трех функций распределения кинетического момента и блока формирования управления в варианте с особым управлением в одной паре гироскопов подключены к входам блока силовых гироскопов, выходы которого соединены с входами вычислительного устройства, причем вычислительное устройство первым выходом соединено с блоком определения варианта управления, а вторым - с входом системы сброса кинетического момента, при этом выходы блока датчиков внешней информации и блока датчиков угловой скорости соединены с входами вычислительного устройства.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА) с помощью гиромаховичных исполнительных органов (ГИО) и, более конкретно, к разгрузке ГИО при их насыщении.

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА). В предлагаемом способе сигнал гироизмерений вектора угловой скорости (ВУС) используют для формирования сигнала управления.

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.

Группа изобретений относится к бесплатформенным системам ориентации (БСО) космических аппаратов (КА) с гироинерциальными и астронавигационными элементами. Предлагаемый способ состоит в компенсации ошибок БСО, вызванных систематическими погрешностями датчиков угловой скорости (ДУС).

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов (КА) и касается маневрирования КА с солнечным парусом для управления его тягой. .

Изобретение относится к управлению полетом космического аппарата (КА), преимущественно телекоммуникационного спутника, в составе которого имеется система терморегулирования (СТР) с дублированными жидкостными трактами.

Изобретение относится к гироскопическим системам управления пространственным (угловым) положением космических аппаратов. .

Изобретение относится к управлению ориентацией и движением центра масс космического аппарата (КА). .

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА). .

Изобретение относится к управлению ориентацией и движением центра масс космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к инерционным и гироскопическим устройствам, которые могут быть использованы в космической технике. Устройство содержит две опоры, по меньшей мере одна из которых подвижна в окружном и осевом направлениях. Ротор приводного двигателя арретирующего устройства (АРУ) установлен на подвижном элементе (втулке опоры). В (каждой) подвижной опоре расположен кольцевой ограничитель радиальных и угловых перемещений вала ротора электродвигателя-маховика (РЭМ). Во втулках на подшипниках установлены валы с коническими торцами, ответными торцам вала РЭМ. При отключении питания электромагнитных опор и приводного двигателя АРУ вал вращающегося РЭМ касается кольцевого ограничителя и увлекает его во вращение. Благодаря применённой кинематической схеме втулка перемещается в окружном и осевом направлениях до контакта конических частей валов опор и РЭМ. Далее происходит совместное вращение этих валов. Техническим результатом изобретения является обеспечение свободного одноосного вращения РЭМ при нештатном отключении электропитания магнитного подвеса и приводного двигателя АРУ. 3 ил.

Изобретение относится к управлению угловым движением космических аппаратов. Для разгрузки системы силовых гироскопов от накопленного кинетического момента используют токовые контуры фазированной антенной решетки (ФАР). По магнитным моментам этих контуров определяют суммарное значение магнитного момента ФАР в каждом режиме ее работы. Затем вычисляют разгрузочные моменты, создаваемые взаимодействием магнитных моментов ФАР с магнитным полем Земли. При выполнении условия разгрузки определяют подходящий режим работы ФАР с требуемым разгрузочным моментом и проводят разгрузку. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности разгрузки системы силовых гироскопов. 5 ил.

Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Способ включает измерение острого угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. При достижении этим углом максимального значения выставляют строительную ось КА, отвечающую максимальному моменту инерции, перпендикулярно плоскости орбиты. Панели неподвижных относительно КА солнечных батарей направляют активной стороной к Солнцу. Далее выполняют закрутку КА вокруг указанной оси с угловой скоростью не менее 2°/с. Измеряют угловую скорость КА и ток солнечных батарей в течение оборота КА вокруг Земли. По измеренным значениям определяют тензор инерции КА. Технический результат изобретения заключается в повышении надёжности определении тензора инерции КА, в т.ч. при отсутствии на его борту инерционных исполнительных органов.

Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Согласно способу при совпадении направления на Солнце с плоскостью орбиты КА совмещают строительную ось КА, отвечающую его максимальному моменту инерции, с этим направлением. Выставляют неподвижные относительно КА солнечные батареи перпендикулярно указанной оси, активной стороной к Солнцу. Выполняют закрутку КА вокруг данной оси с угловой скоростью не менее 2°/c. Измеряют угловую скорость КА, ток солнечных батарей и угол между осью закрутки и направлением на Солнце. При достижении этим углом значения не менее 10° определяют тензор инерции КА по измеренным значениям угловой скорости КА и тока солнечных батарей. Технический результат изобретения заключается в повышении надёжности определении тензора инерции КА, в т.ч. при отсутствии на его борту инерционных исполнительных органов.

Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Способ включает ориентацию КА и стабилизацию в инерциальной системе координат (ИСК) его строительной оси, ближайшей к оси максимального момента инерции. Далее выполняют закрутку КА вокруг этой оси с угловой скоростью не менее 2°/с. Измеряют в системе строительных осей КА направления на регистрируемые звезды и угловую скорость КА до определённого момента времени. Последний зависит от времени закрутки КА и интервала движения КА, слабо возмущенного действием гравитационного градиента и вычисляемого с некоторым коэффициентом надежности. Опознают указанные звезды и определяют в ИСК направления на них. Тензор инерции КА определяют по указанным направлениям на звезды и значениям угловой скорости КА. Технический результат изобретения заключается в повышении достоверности определении тензора инерции КА, в т.ч. при отсутствии на его борту инерционных исполнительных органов.
Наверх