Способ ориентации космического аппарата по углу крена и устройство для его реализации

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космического аппарата (КА). Устройство для ориентации КА по углу крена содержит одиннадцать сумматоров, пять усилителей, пять интеграторов, три нормально разомкнутых переключателя, шесть нормально замкнутых переключателей, четыре блока памяти, модель основного контура ориентации, двигатель-маховик, КА, два блока чистого запаздывания, астродатчик, основной контур ориентации. Формируют сигнал задания, измеряют угол крена, определяют сигнал ошибки, определяют сигнал оценки угла крена, сигнал оценки угловой скорости, сигнал оценки ошибки, формируют управление из сигнала ошибки и сигнала оценки угловой скорости, формируют сигнал оценки управления из сигнала оценки ошибки и сигнала оценки угловой скорости, определяют первый сигнал разности сигнала оценки управления и сигнала управления, суммируют сигнал управления и интеграл первого сигнала разности, определяют второй сигнал разности оценки угла крена и угла крена, запоминают первый сигнал коррекции и суммируют его с сигналом оценки ошибки, запоминают второй сигнал коррекции и суммируют его после отказа астродатчика с оценкой сигнала ошибки, суммируют сигнал оценки угла крена с сигналом ошибки. Изобретение позволяет повысить точность ориентации КА по углу крена. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к способам и системам автоматического управления, а именно к способам и системам управления ориентацией космических аппаратов (КА), подверженных действию координатно-параметрических возмущений [1]. В процессе ориентации КА при длительном их функционировании возможны случаи выхода из строя измерителей угла и угловой скорости, в качестве которых используются гироскопические измерители вектора угловой скорости (ГИВУС), астродатчики и другие измерители. В реальных системах ориентации используются комплексы измерителей.

Для ГИВУС характерен уход гироскопов и, как следствие, уменьшение точности измерений, а для астродатчиков - наличие помех в измерениях угла ориентации.

В случае использования для измерения угла ориентации астродатчика для получения угловой скорости, необходимой для построения устойчивой системы ориентации, требуется процедура дифференцирования угла ориентации. Очевидно, что точность получения угловой скорости мала.

Известен способ ориентации КА по углу крена [2], заключающийся в том, что формируют сигнал задания, измеряют угол крена и определяют сигнал ошибки.

Известно устройство для ориентации КА по углу крена, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, третий сумматор, двигатель-маховик, четвертый сумматор, космический аппарат и астродатчик, выход которого соединен с первым входом первого сумматора через первый нормально замкнутый переключатель [2].

Недостаток известного способа ориентации и устройства для его реализации - малая точность ориентации КА.

С целью повышения точности способа ориентации КА по углу крена и устройства для его реализации способ ориентации КА по углу крена отличается тем, что определяют сигнал оценки угла крена, сигнал оценки угловой скорости, сигнал оценки ошибки, из сигнала ошибки и сигнала оценки угловой скорости формируют управление, из сигнала оценки ошибки и сигнала оценки угловой скорости формируют сигнал оценки управления, определяют первый сигнал разности сигнала оценки управления и сигнала управления, суммируют сигнал управления и интеграл первого сигнала разности, определяют второй сигнал разности оценки угла крена и угла крена, запоминают первый сигнал коррекции

и суммируют его с сигналом оценки ошибки, запоминают второй сигнал коррекции

где ε(t-h) - второй сигнал разности; h - время чистого запаздывания, и суммируют его после отказа астродатчика с оценкой сигнала ошибки, а также суммируют сигнал оценки угла крена с сигналом ошибки.

Отличие устройства ориентации КА по углу крена заключается в том, что оно дополнительно содержит десять сумматоров, четыре усилителя, пять интеграторов, три нормально разомкнутых переключателя, пять нормально замкнутых переключателей, четыре блока памяти, два блока чистого запаздывания, второй вход первого сумматора через последовательно соединенные второй сумматор, второй усилитель, пятый сумматор, шестой сумматор, первый интегратор, седьмой сумматор, второй интегратор, восьмой сумматор, третий интегратор, девятый сумматор, второй нормально замкнутый переключатель, четвертый интегратор, десятый сумматор, третий нормально замкнутый переключатель, первый блок памяти и четвертый нормально замкнутый переключатель подключен ко второму входу второго сумматора, выход третьего нормально замкнутого переключателя через последовательно соединенные первый блок чистого запаздывания, пятый нормально замкнутый переключатель, второй блок памяти и первый нормально разомкнутый переключатель соединен с третьим входом второго сумматора, выход второго нормально замкнутого переключателя соединен со вторым входом десятого сумматора, через последовательно соединенные второй блок чистого запаздывания, шестой нормально замкнутый переключатель, третий блок памяти, второй нормально разомкнутый переключатель, третий усилитель - со вторым входом седьмого сумматора, а через последовательно соединенные четвертый блок памяти и шестой нормально замкнутый переключатель - с входом третьего усилителя и вторым входом восьмого сумматора, выход седьмого сумматора через четвертый усилитель соединен со вторым входом шестого сумматора, выход восьмого сумматора через пятый усилитель соединен со вторыми входами второго и пятого сумматоров, выход третьего интегратора соединен с четвертым входом второго сумматора, а через третий нормально разомкнутый переключатель - с третьим входом первого сумматора, выход пятого сумматора через последовательно соединенные одиннадцатый сумматор и пятый интегратор соединен со вторым входом третьего сумматора, вход которого соединен со вторым входом одиннадцатого сумматора, а выход астродатчика соединен со вторым входом девятого сумматора.

На чертеже изображено устройство ориентации КА, реализующее предложенный способ, где приняты следующие обозначения:

1 - второй сумматор

2 - второй усилитель

3 - пятый сумматор

4 - первый интегратор

5 - седьмой сумматор

6 - пятый усилитель

7 - шестой сумматор

8 - второй интегратор

9 - третий интегратор

10 - третий нормально разомкнутый переключатель

11 - восьмой сумматор

12 - третий нормально замкнутый переключатель

13 - первый блок памяти

14 - пятый интегратор

15 - модель основного контура ориентации (МОКО)

16 - десятый сумматор

17 - четвертый интегратор

18 - девятый сумматор

19 - четвертый усилитель

20 - третий усилитель

21 - одиннадцатый сумматор

22 - третий сумматор

23 - первый сумматор

24 - первый усилитель

25 - одиннадцатый сумматор

26 - двигатель-маховик

27 - четвертый сумматор

28 - космический аппарат (КА)

29 - второй блок чистого запаздывания;

30 - шестой нормально замкнутый переключатель

31 - третий блок памяти

32 - первый нормально-замкнутый переключатель

33 - астродатчик

34 - второй нормально замкнутый переключатель

35 - четвертый блок памяти

36 - второй блок памяти

37 - четвертый нормально замкнутый переключатель

38 - первый нормально разомкнутый переключатель

39 - пятый нормально замкнутый переключатель

40 - первый блок чистого запаздывания

41 - второй нормально разомкнутый переключатель

42 - шестой нормально замкнутый переключатель

43 - основной контур ориентации (ОКО)

В работе рассматриваются способ и случай построения устройства для ориентации КА при отсутствии датчика угловой скорости ϕ ˙ ( t ) .

Устройство для реализации способа ориентации КА функционирует следующим образом.

Входной сигнал задания φЗ поступает на входы первого сумматора 23 ОКО 43 и второго сумматора 1 математической модели ОКО 15. С выхода КА 28 с помощью астродатчика 33 снимается сигнал крена φ, который сравнивается в первом сумматоре 23 с сигналом задания φЗ. Разностный сигнал φЗ-φ в виде ошибки ОКО 43 усиливается первым усилителем 24, а на выходе второго сумматора формируется управление U(t), которое корректируется сигналом ΔU(t) с выхода пятого интегратора 14. С выхода третьего сумматора 22 получается скорректированное управление U(t)+ΔU/(t), которое и поступает на вход двигателя-маховика 26.

На входы КА 28 поступают мультипликативная помеха F(t) и возмущающий момент Мв с выхода четвертого сумматора 27.

Наличие в ОКО 43 обратной связи только по углу крена φ(t) не может обеспечить устойчивость ОКО 43. Для устойчивости необходимо охватить КА 28 отрицательной обратной связью по угловой скорости ϕ ˙ ( t ) [2]. Датчик угловой скорости ϕ ˙ ( t ) в системе отсутствует. Получение угловой скорости ϕ ˙ ( t ) путем дифференцирования сигнала угла крена φ(t) приведет к большой ошибке измерения ϕ ˙ ( t ) , т.к. сигнал φ(t) с выхода астродатчика 33 измеряется с высокочастотной помехой, которая при дифференцировании будет искажать полезную составляющую в сигнале ϕ ˙ ( t ) .

Чтобы избежать большой ошибки в определении угловой скорости ϕ ˙ ( t ) , строится параллельно ОКО 43 математическая модель ОКО 15, которая является устойчивой и состоит из последовательно соединенных второго сумматора 1, второго усилителя 2, пятого сумматора 3, шестого сумматора 7, первого интегратора 4, седьмого сумматора 5, второго интегратора 8, восьмого сумматора 11 и третьего интегратора 9.

Математическая модель ОКО 15 имеет отрицательную обратную связь по оценке угла крена ϕ ¯ ( t ) и через пятый усилитель 6 - по оценке угловой скорости ϕ ¯ ( t ) которые обеспечивают устойчивость математической модели ОКО 15.

Такое построение математической модели ОКО 15 позволяет, используя оценку , ϕ ¯ ( t ) обеспечить и устойчивость ОКО 43. Для этого на один из входов одиннадцатого сумматора 25 в виде отрицательной обратной связи подается через пятый усилитель оценка угловой скорости ϕ ¯ ˙ ( t )

При этом в математической модели ОКО 15 КА 28 моделируется путем установки второго 8 и третьего 9 интеграторов, а двигатель-маховик - шестого сумматора 7, первого интегратора 4 и четвертого усилителя 19. Оценка управления U ¯ ( t ) на выходе пятого сумматора 3 будет отличаться от управления U(t) ОКО 43, т.к. на последний действуют помехи F(t) и MB(t), а на математическую модель они не действуют.

Для исключения действия внешней помехи MB(t) на ОКО 43 на выходе одиннадцатого сумматора ищется разность U ¯ ( t ) U ( t ) и после интегрирования этой разности на выходе пятого интегратора 14 получается сигнал ΔU(t), который компенсирует действие помехи MB(t) на ОКО 43, при условии, что F(t)≠0.

В общем случае F(t) Ф 0. Для компенсации действия F(t) на параметры КА 28 формируется сигнал коррекции UК(t) с использованием метода покомпонентного формирования управлений (МПФУ) [3] в виде

где

Для формирования сигнала Uк(t) при определении сигналов ε ¨ ( t ) и ε ˙ ( t ) требуется информация об угловом ускорении ϕ ¨ ( t ) и угловой скорости ϕ ˙ ( t ) . Однако датчики углового ускорения ϕ ¨ ( t ) и угловой скорости ϕ ˙ ( t ) в ОКО 43 отсутствуют - имеется только датчик угла крена φ(t).

Реализовать сигнал Uк(t) можно, если использовать эквивалентные преобразования структурных схем и перенести эквивалентным образом составляющую a 1 ε ˙ ( t ) за первый интегратор 4 и просуммировать ее с выходом первого интегратора в седьмом сумматоре 5. Аналогично можно поступить и с составляющей ε ¨ ( t ) , просуммировав ее в восьмом сумматоре 11 на выходе второго интегратора 8.

Таким образом получим три составляющие Uк1(t):

первая U 1 ( t ) из которых реализована с помощью девятого сумматора 18, второго нормально замкнутого переключателя 34, четвертого интегратора 17, десятого сумматора 16, третьего нормально замкнутого переключателя 12, первого блока памяти 13, четвертого нормально замкнутого переключателя 37 и второго сумматора 1.

Вторая составляющая U 2 ( t ) реализована соединением девятого сумматора 18, второго нормально замкнутого переключателя 34, третьего блока памяти 35, шестого нормально замкнутого переключателя 42 и восьмого сумматора 11, а третья составляющая U 3 ( t ) - дополнительным соединением выхода шестого нормально-замкнутого переключателя 42 через третий усилитель со вторым входом седьмого сумматора 5.

Если положение переключателей такое, какое изображено на чертеже, то устройство ориентации КА 28 функционирует устойчиво при наличии только одного измерителя угла крена φ(t) - астродатчика 33.

При замене астродатчика 33 в момент времени t1 нормально замкнутые переключатели 12, 32 и 34 размыкаются, а нормально разомкнутый переключатель 10 замыкается. При этом первый блок памяти 13 запоминает последнее значение сигнала U 1 ( t 1 ) , четвертый блок памяти 35 - сигнал ε(t1), а на входы седьмого сумматора 5 и восьмого сумматора 11 - соответственно U 2 ( t 1 ) и U 3 ( t 1 ) . Для стабилизации ОКО 43 используется вместо сигнала φ(t) с выхода астродатчика 33 сигнал оценки ϕ ¯ ( t ) . Кроме того, на выходах второго блока памяти 36 появляется сигнал U 1 ( t h ) , на выходе третьего блока памяти 31 - сигнал ε(t1), на выходе пятого интегратора 14 - сигнал ΔU(t).

Если по какой-либо причине в момент времени t1 астродатчик был неисправен, то размыкают переключатели 37, 39, 30 и 42 и замыкают переключатели 38 и 41, чтобы использовать предыдущие моменту времени t1 сигналы U 1 ( t h ) , U 2 ( t h ) , U 3 ( t h ) , задержанные на время чистого запаздывания h=const>0 в первом блоке чистого запаздывания 40 и втором блоке чистого запаздывания 29. Таким образом,

Цепи анализа достоверности измерения угла крена φ(t) астродатчиком 33 и схемы формирования команд на переключения на чертеже отсутствуют.

Практика использования систем ориентации КА показывает, что приблизительно через 5-10 минут необходимо подключать в схему исправный астродатчик, чтобы обновлять составляющие сигнала Uк(t).

Таким образом, такое построение устройства ориентации КА по углу крена φ(t), реализующее заявленный способ ориентации, позволяет обеспечить технический результат по повышению точности ориентации КА и повышения надежности функционирования при выходе из строя астродатчика.

Изобретательский уровень предложенного технического решения подтверждает отличительная часть формулы изобретения на способ и устройство для его реализации.

Литература

1. Принципы построения и проектирования самонастраивающихся систем управления, Петров Б.Н., Рутковский В.Ю., Крутова И.Н., Земляков С.Д. - М.: Машиностроение, 1972, 260 с.

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

3. 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 по углу крена, заключающийся в том, что формируют сигнал задания, измеряют угол крена и определяют сигнал ошибки, отличающийся тем, что определяют сигнал оценки угла крена, сигнал оценки угловой скорости, сигнал оценки ошибки, из сигнала ошибки и сигнала оценки угловой скорости формируют управление, из сигнала оценки ошибки и сигнала оценки угловой скорости формируют сигнал оценки управления, определяют первый сигнал разности сигнала оценки управления и сигнала управления, суммируют сигнал управления и интеграл первого сигнала разности, определяют второй сигнал разности оценки угла крена и угла крена, запоминают первый сигнал коррекции

и суммируют его с сигналом оценки ошибки, запоминают второй сигнал коррекции

где ε(t-h) - второй сигнал разности; h - время чистого запаздывания, и суммируют его после отказа астродатчика с оценкой сигнала ошибки, а также суммируют сигнал оценки угла крена с сигналом ошибки.

2. Устройство для ориентации космического аппарата по углу крена, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, третий сумматор, двигатель-маховик, четвертый сумматор, космический аппарат и астродатчик, выход которого соединен с первым входом первого сумматора через первый нормально замкнутый переключатель, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит десять сумматоров, четыре усилителя, пять интеграторов, три нормально разомкнутых переключателя, пять нормально замкнутых переключателей, четыре блока памяти, два блока чистого запаздывания, второй вход первого сумматора через последовательно соединенные второй сумматор, второй усилитель, пятый сумматор, шестой сумматор, первый интегратор, седьмой сумматор, второй интегратор, восьмой сумматор, третий интегратор, девятый сумматор, второй нормально замкнутый переключатель, четвертый интегратор, десятый сумматор, третий нормально замкнутый переключатель, первый блок памяти и четвертый нормально замкнутый переключатель подключен ко второму входу второго сумматора, выход третьего нормально замкнутого переключателя через последовательно соединенные первый блок чистого запаздывания, пятый нормально замкнутый переключатель, второй блок памяти и первый нормально разомкнутый переключатель соединен с третьим входом второго сумматора, выход второго нормально замкнутого переключателя соединен со вторым входом десятого сумматора, через последовательно соединенные второй блок чистого запаздывания, шестой нормально замкнутый переключатель, третий блок памяти, второй нормально разомкнутый переключатель, третий усилитель - со вторым входом седьмого сумматора, а через последовательно соединенные четвертый блок памяти и шестой нормально замкнутый переключатель - с входом третьего усилителя и вторым входом восьмого сумматора, выход седьмого сумматора через четвертый усилитель соединен со вторым входом шестого сумматора, выход восьмого сумматора через пятый усилитель соединен со вторыми входами второго и пятого сумматоров, выход третьего интегратора соединен с четвертым входом второго сумматора, а через третий нормально разомкнутый переключатель - с третьим входом первого сумматора, выход пятого сумматора через последовательно соединенные одиннадцатый сумматор и пятый интегратор соединен со вторым входом третьего сумматора, вход которого соединен со вторым входом одиннадцатого сумматора, а выход астродатчика соединен со вторым входом девятого сумматора.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к методам и средствам ориентации космических аппаратов (КА). Способ предусматривает увеличение периода расчета и смены управляющих сигналов на исполнительные органы (ИО) КА.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космических аппаратов (КА). Устройство ориентации КА по углу крена содержит десять сумматоров, четыре усилителя, четыре интегратора, модель двигателя-маховика, двигатель-маховик, два блока памяти, нормально-разомкнутый переключатель, три нормально-замкнутых переключателя, астродатчик, основной контур ориентации (ОКО), КА, модель ОКО.

Изобретение относится к управлению движением связанных тросом космических объектов. Способ включает расстыковку указанных объектов с сообщением спускаемому аппарату (СА) начальной скорости расхождения против вектора орбитальной скорости.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к двигательным установкам космических аппаратов и разгонных блоков. Модульная двигательная установка малой тяги содержит силовые рамы с закрепленными на них сферическими топливными баками с осями, имеющими наклон к оси установки, и деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими их на жидкостные и газовые полости, емкости для хранения сжатого газа, жидкостные реактивные двигатели ориентации и стабилизации, корректирующе-тормозной реактивный двигатель, агрегаты автоматики и управления, трубопроводы, соединяющие между собой элементы системы, закрепленные на силовых рамах.

Изобретение относится к космонавтике, в частности к области управления космическими аппаратами (КА). Бортовыми средствами аппарата определяются координаты включения двигательной установки, величины и ориентации импульсов характеристической скорости КА.

Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) авиационно-космическими объектами, работающими, главным образом, в экстремальных условиях внешней среды.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для автономной коллокации на геостационарной орбите. Переводят векторы наклонения и эксцентриситета на границы разнесенных относительно друг друга областей прицеливания, измеряют параметры орбиты каждого космического аппарата (КА), определяют текущие значения орбитальных параметров каждого КА, приводят КА с самоколлокацией (КАСК) в заданную область удержания по широте (наклонению) и долготе, выявляют стратегию управления движением центра масс смежного КА, уточняют положение центра области прицеливания по наклонению смежного КА, проводят коррекции наклонения вектора наклонения орбиты КАСК в фазовой плоскости с учетом сезона (текущего прямого восхождения Солнца), линии узлов орбиты смежного КА и центра, корректируют с помощью двигателей малой тяги период обращения, наклонения и эксцентриситета орбиты, или уклонения в случае опасного сближения КА.

Изобретение относится к управлению движением группы (кластера) космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных спутников Земли. Согласно способу линии узлов и линии апсид орбит мониторингового КА (МКА) и смежных КА (СКА) поддерживают ортогональными.

Изобретение относится к управлению движением геостационарных космических аппаратов (КА) в периоды резервирования и оперативного ввода в эксплуатацию. На этапе пассивного дрейфа КА из стартовой позиции резервирования (СПР) в рабочую орбитальную позицию (точку «стояния») минимизируют энергозатраты бортовых систем КА.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) с помощью реактивного двигателя коррекции (ДК). Способ включает приложение к КА тестового и корректирующего воздействий.

Изобретение относится к управлению движением космического объекта (КО), например пилотируемого КО, после его отделения от другого КО, например ракеты-носителя (РН). Разворот КО в требуемую ориентацию начинают в момент Δt, отсчитываемый от момента его отделения от другого КО (далее - РН). Начальная ориентация КО определяется по номинальной ориентации РН в момент отделения. После включения, через время Δt, датчиков системы управления КО получают данные о текущей угловой скорости КО. Используя модель углового движения КО (на основе уравнений Эйлера) оценивают (обратным интегрированием) угловую скорость КО в момент отделения от РН. Далее по полученным начальным условиям на основе указанной модели углового движения определяют (прямым интегрированием) параметры текущей ориентации КО. Прикладывают к КО серию импульсов, величину которых определяют по разнице между текущей и требуемой ориентациями КО. Техническим результатом изобретения является сокращение продолжительности построения ориентации после отделения КО от РН независимо от светотеневых условий на орбите. 6 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для стабилизации космических аппаратов (КА). Система стабилизации КА содержит двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, ракетный двигатель, каналы управления по тангажу и рысканию с датчиками угла, отклонения линейных ускорений и скорости, отклонения угловых ускорений и скорости, суммирующий усилитель, рулевые машинки, интегрирующие устройства, два логических блока, клапаны, двигатели малой тяги. Изобретение позволяет повысить надежность стабилизации КА. 3 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией навигационных спутников с антеннами и солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию электрической оси антенны (первой оси спутника) на Землю и ориентацию панелей СБ на Солнце. Последняя достигается разворотом спутника вместе с панелями СБ вокруг указанной первой оси и разворотом панелей СБ вокруг второй оси, перпендикулярной первой. При прохождении особых участков орбиты, включающих теневые участки и участки больших углов Солнце-спутник-Земля (больше 175°), организуют прогнозируемое движение спутника. Для этого проводят упреждающие программные развороты вокруг первой оси спутника, симметричные относительно точек орбиты, отвечающих максимальному и минимальному углам Солнце-спутник-Земля. Техническим результатом изобретения является уменьшение ошибки прогнозирования движения центра масс спутника и погрешности знания положения фазового центра антенны. 3 з.п. ф-лы, 5 ил., 1 табл.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космических аппаратов (КА). Система ориентации КА с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса (БОГК) содержит прибор ориентации по Земле (ПОЗ), блок гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС), программный модуль управления (ПМУ), одиннадцать сумматоров, три модуля усиления (МУ), пять интеграторов, четыре модуля компенсации взаимовлияния каналов (МКВК), косинусный преобразователь (КП), синусный преобразователь (СП), два ключа. В установившемся режиме ориентации измеряют разности сигналов ПОЗ и выходных сигналов БОГК в каналах крена и тангажа, корректируют показания БИУС в каналах крена и курса, тангажа, поворачивают КА по курсу на девяносто градусов с замещением канала гирокомпасирования крена на канал гирокомпасирования тангажа, продолжают ориентированный орбитальный полет, вводят в сигнал коррекции в канале тангажа сигнал автокомпенсации ошибок ПОЗ по тангажу, вычисляют сигнал коррекции БОГК в канале тангажа, дожидаются завершения переходных процессов в контуре ориентации, запоминают накопленное значение сигнала автокомпенсации в канале тангажа и отключают его накопление, выполняют обратный поворот КА по курсу, производят обратное замещение каналов крена и тангажа БОГК, вводят в канал коррекции БОГК по тангажу значение сигнала автокомпенсации в качестве поправки на детерминированную ошибку ориентации БОГК в канале тангажа, вычисляют сигнал коррекции в канале тангажа, вводят в разностный сигнал для каналов крена и курса сигнал автокомпенсации детерминированных ошибок ПОЗ по крену, вычисляют новый сигнал коррекции БОГК в каналах крена и курса. Изобретение позволяет компенсировать ошибки ориентации КА относительно орбитальной системы координат. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления космическим аппаратом (КА). Устройство орбитального гирокомпаса (ОГК) для управления угловым движением КА содержит прибор ориентации по Земле (ПОЗ), сумматоры, интеграторы, вновь введенные сумматоры и интеграторы, модули коррекции, модули компенсации взаимовлияний каналов, гироскопический блок измерителей угловых скоростей (БИУС). Измеряют разность сигналов ПОЗ и выходного сигнала ОГК в каналах крена, добавляют сигнал автокомпенсации, определяемый в зависимости от нового и старого сигналов коррекции, сигнала ПОЗ по крену, выходного сигнала ОГК по крену, коэффициентов интегрирования, корректируют показания БИУС одновременно в каналах крена и курса, осуществляют построение ориентации КА в каналах крена и курса. Изобретение позволяет повысить точность управления угловым движением КА. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА). Способ включает закрутку КА, измерение расстояния от научной аппаратуры КА по изучению конвекции до оси закрутки, измерение и фиксацию температуры в этой аппаратуре, а также угловой скорости КА. При этом скорость закрутки КА изменяют с учетом взаимообусловленных изменений указанных измеряемых параметров. Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности изучения влияния уровня микроускорений на процесс конвекции при управлении ориентацией КА.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при формировании управляющих сигналов включения двигательной установки космического беспилотного летательного аппарата (БПЛА) при выполнении им пространственного маневра на баллистическом участке траектории полета. Запоминают до момента старта многоступенчатой ракеты-носителя (РН) электронно-цифровое полетное задание, измеряют кинематические параметры активного участка траектории полета последней ступени многоступенчатой РН, запоминают измеренные параметры активного участка траектории полета последней ступени многоступенчатой РН, измеряют и запоминают кинематические параметры движения центра масс космического БПЛА и время момента формирования управляющего сигнала отделения космического БПЛА от последней ступени РН, сравнивают измеренные значения кинематических параметров движения центра масс космического БПЛА с расчетными значениями полетного задания, отрабатывают сигнал возможного рассогласования между измеренными и заданными в полетном задании кинематическими параметрами движения центра массы космического БПЛА в сторону его уменьшения до нулевого значения, формируют управляющий сигнал полетного задания включения корректирующего двигателя космического БПЛА для выполнения уклоняющего маневра. 1 ил.

Изобретение относится к способам создания в космосе связки космического аппарата (КА) с космическим объектом (КО). Контролируют положение в пространстве троса (2), развернутого с борта КА (1), используя датчики видеонаблюдения (4) на КА и/или датчики положения (5) на тросе. Вводят в систему управления КА модель троса, описывающую его конфигурацию и её изменение по времени. Перемещают КА по траектории М0, М1, М2 … Мn его центра масс с помощью двигателей ориентации (6) и маршевых (7), формируя конфигурацию узла (8) вокруг КО (3). Конец троса (2) может быть закреплён на КО (3). Затягивание узла на КО производят дальнейшим движением КА, например, подобным буксировке. Технический результат изобретения заключается в расширении возможностей тросовых систем при решении традиционных и новых задач управления движением различных КО. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области технической кибернетики и может быть использовано в автоматизированных системах управления подготовкой к пуску и проведению пусков ракет-носителей космического назначения различного класса, а также в автоматизированных системах управления технологическими процессами сборки и проведения испытаний сложных технических объектов. Технический результат заключается в обеспечении параллельного контроля параметров объекта и хода работ с объектом, что снижает вероятность развития аварийной ситуации. Способ позволяет визуализировать контролируемые параметры объекта, ход работ с объектом и оперативно формировать управляющие и информационные сообщения. В систему в дополнение к блоку визуализации контролируемых параметров и блокам хранения плановых, фактических и архивных графиков операций с объектом включен блок ручного, автоматизированного и автоматического формирования управляющих сообщений. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических объектов (КО). ДУ КО содержит криогенный бак с расходным клапаном и с бустерным турбонасосом, баллон высокого давления с газообразным криогенным компонентом для раскрутки турбины бустерного турбонасоса, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом, гидравлический конденсатор. Гидравлический конденсатор содержит корпус со штуцером, патрубок со стенкой с отверстиями, направленными по потоку жидкого криогенного компонента из криогенного бака в маршевый двигатель. Изобретение позволяет повысить энергомассовые характеристики ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космического аппарата. Устройство для ориентации КА по углу крена содержит одиннадцать сумматоров, пять усилителей, пять интеграторов, три нормально разомкнутых переключателя, шесть нормально замкнутых переключателей, четыре блока памяти, модель основного контура ориентации, двигатель-маховик, КА, два блока чистого запаздывания, астродатчик, основной контур ориентации. Формируют сигнал задания, измеряют угол крена, определяют сигнал ошибки, определяют сигнал оценки угла крена, сигнал оценки угловой скорости, сигнал оценки ошибки, формируют управление из сигнала ошибки и сигнала оценки угловой скорости, формируют сигнал оценки управления из сигнала оценки ошибки и сигнала оценки угловой скорости, определяют первый сигнал разности сигнала оценки управления и сигнала управления, суммируют сигнал управления и интеграл первого сигнала разности, определяют второй сигнал разности оценки угла крена и угла крена, запоминают первый сигнал коррекции и суммируют его с сигналом оценки ошибки, запоминают второй сигнал коррекции и суммируют его после отказа астродатчика с оценкой сигнала ошибки, суммируют сигнал оценки угла крена с сигналом ошибки. Изобретение позволяет повысить точность ориентации КА по углу крена. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх