Способ определения тензора инерции космического аппарата в полете

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.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для уточнения массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА).

Тензор инерции любого твердого тела является важной характеристикой для управления его движением. Поэтому был разработан ряд способов для определения тензора инерции тела, описанных, например, в [1] (Способ определения тензора инерции и координат центра масс тела и устройство для его осуществления, патент RU 2348020 C1). В способе-аналоге [1] телу сообщается заданное движение и по измерениям параметров движения определяется тензор инерции тела. Главный недостаток способа [1] и других аналогичных способов заключается в отсутствии возможности их применения для определения тензора инерции КА в полете.

Вместе с тем, следует отметить, что тензор инерции меняется в полете КА. Это изменение происходит за счет расходывания топлива КА в полете, пристыковки и отстыковки от КА новых блоков и элементов, перемещения грузов внутри пилотируемого КА космонавтами и т.д. Поэтому тензор инерции должен определяться в полете КА, т.к. он является важной характеристикой для управления движением КА. Особенно важно точное знание рассогласования главных центральных осей инерции КА и строительных осей КА, т.к. номинально двигатели для управления движением КА устанавливаются обычно относительно строительных осей аппарата. При возникновении нештатного рассогласования за счет указанных причин между строительными осями КА и его главными осями инерции возникнут серьезные проблемы для управления движением КА.

Для определения тензора инерции КА в полете был предложен способ [2] (Севастьянов Н.Н., Бранец В.Н., Банит Ю.Р., Беляев М.Ю., Сазонов В.В. «Определение тензора инерции геостационарных спутников «Ямал» по телеметрической информации. Препринт ИПМ им. М.В. Келдыша №17, 2006 г.). Предложенный способ [2], взятый авторами за прототип, включает инерциальную ориентацию и развороты КА и измерение суммарного кинетического момента маховиков. При изменении ориентации КА путем его разворотов, по измерениям суммарного кинетического момента маховиков (инерционных исполнительных органов) определяется тензор инерции КА в полете.

Недостаток способа-прототипа связан с низкой точностью определения тензора инерции КА и необходимостью использования измерений от инерционных исполнительных органов (ИИО) [2]. В то же время многие КА не имеют в своем составе ИИО. Например, транспортный грузовой корабль (ТГК) «Прогресс», являющийся основным транспортным грузовым кораблем в программе МКС, не имеет в своем составе ИИО. Вместе с тем, за счет перемещения грузов космонавтами внутри ТГК «Прогресс» и расхода большого количества топлива на ТГК, его тензор инерции меняется в процессе полета. Особенно важно знание углового рассогласования главных осей инерции ТГК и его строительных осей, т.к. двигатели ориентации и коррекции ТГК установлены относительно строительных осей корабля.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является определение тензора инерции КА в полете.

Технический результат предлагаемого изобретения заключается в надежном определении тензора инерции космического аппарата даже при отсутствии на его борту ИИО.

Технический результат достигается тем, что в способе определения тензора инерции космического аппарата в полете, включающем инерциальную ориентацию и развороты космического аппарата, ориентируют космический аппарат, стабилизируя в инерциальной системе координат его строительную ось, ближайшую оси, соответствующей максимальному моменту инерции, выполняют закрутку космического аппарата вокруг этой строительной оси с угловой скоростью Ω2 не менее 2°/с, измеряют в строительной системе координат космического аппарата направления на регистрируемые звезды и угловую скорость космического аппарата до момента времени

T=T0+Δt, где Δ t = 4 Ω 2 R 3 3 μ г р K ,

где T0 - момент времени выполнения закрутки космического аппарата;

Δt - интервал времени слабо возмущенного движения космического аппарата;

Ω2 - угловая скорость закрутки вокруг строительной оси, ближайшей оси максимального момента инерции;

R - радиус орбиты;

µгр - гравитационный параметр Земли;

K - коэффициент надежности,

опознают зарегистрированные звезды, определяют в инерциальной системе координат направления на опознанные звезды, и определяют тензор инерции космического аппарата по измеренным и определенным на интервале времени Δt направлениям на опознанные звезды и измерениям угловой скорости космического аппарата.

За счет выполнения предлагаемых действий определение тензора инерции КА осуществляется надежно и даже при отсутствии на борту КА ИИО. Действия способа обеспечивают слабо возмущенное движение КА на интервале времени Δt. Это позволяет надежно определять тензор инерции КА даже при отсутствии на его борту ИИО. На угловое движение КА оказывают влияние, в основном, гравитационный и аэродинамический возмущающие моменты, причем основное влияние на большинство КА оказывает гравитационный момент.

Соотношение для Δt получено для КА, имеющего вытянутую форму, с учетом действия на него гравитационного возмущающего момента. При выводе соотношения для Δt учитывается максимальное значение гравитационного момента, действующего вокруг поперечной оси КА. Для повышения надежности обеспечения слабо возмущенного движения на интервале времени Δt вводится специальный коэффициент надежности К. Коэффициент надежности может быть взят равным, например, 10. Для ТГК «Прогресс», например, Δt оказывается равным нескольким десяткам минут. На этом интервале времени угловое движение КА считается невозмущенным. Тензор инерции космического аппарата в этом случае по измеренным и определенным параметрам определяют минимизацией функционала

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

на решениях системы уравнений (уравнений Эйлера, записанных в безразмерном виде)

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 ,

где: μ = I 2 I 3 I 1 , μ ' = I 2 I 1 I 3 , Ω i = k = 1 3 в i к ω k ( i = 1, 2, 3 ) ,

ω1, ω2, ω3 - компоненты угловой скорости на главные центральные оси инерции;

I1, I2, I3 - моменты инерции космического аппарата;

в - элементы матрицы перехода между системами координат, образованными строительными осями и главными центральными осями инерции космического аппарата;

Ω i ( n ) - приближенные измеренные значения компонент угловой скорости в строительной системе координат.

Минимизация ФΩ является первым этапом определения искомых величин и осуществляется методом Гаусса-Ньютона.

ФΩ рассматривается как функция набора из восьми параметров ωi(tо) (i=1, 2, 3), µ, µ′, γ, α, β. Углы γ, α, β задают положение строительной системы координат оу1у2у3 относительно системы координат ох1х2х3, образованной главными центральными осями инерции КА.

Система оу1у2у3 может быть переведена в систему ох1х2х3 тремя последовательными поворотами: 1) на угол α вокруг оси оу2, 2) на угол β вокруг новой оси оу3, 3) на угол γ вокруг новой оси оу1, совпадающей с осью ох1.

Хотя приведенные уравнения Эйлера имеют решения, выражаемые через эллиптические функции, при минимизации ФΩ, как показывает практический опыт, целесообразно их интегрировать численно.

Как показывает опыт обработки информации при решении аналогичных задач минимизации, искомые параметры практически всегда могут быть определены при минимизации функционала ФΩ. Это обусловлено в том числе тем обстоятельством, что на рассматриваемом интервале обработки угловое движение КА можно считать невозмущенным.

На втором этапе для повышения надежности определения параметров тензора инерции КА минимизируется функционал, составленный аналогично по определенным и измеренным направлениям на звезду.

Наиболее ценным для управления движением КА является точное знание элементов матрицы вik (т.е. углов γ, α, β). Это обеспечивается выполнением всей совокупности действий и приемов способа.

Определив истинное положение главных центральных осей инерции КА, можно осуществлять управление с учетом их положения относительно строительных осей КА. Закрутку КА на Солнце можно, например, выполнять не вокруг строительной оси, перпендикулярной плоскости панелей солнечных батарей, а вокруг главной центральной оси инерции КА, ей ближайшей. Это повысит стабильность вращения и увеличит приход электрической энергии.

В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа, например, на ТГК «Прогресс» или других КА. На ТГК «Прогресс» отсутствуют ИИО. Однако система управления ТГК «Прогресс» позволяет выполнять инерциальную ориентацию, развороты и закрутку КА. Для измерения направлений на звезды может использоваться звездный датчик типа БОКЗ или ОЗД. Звезды, попавшие в поле зрения датчика, регистрируются в зависимости от заложенной в прибор яркости (могут регистрироваться звезды, например, до 6-ой звездной величины). Опознавание попавших в его поле зрения звезд осуществляется автоматически (по яркости звезд и угловому расстоянию между зарегистрированными звездами). На ТГК измеряются угловые скорости в строительной системе координат корабля, направление на Солнце (которое, строго говоря, является звездой). Для определения необходимых направлений и вычислений, ТГК снабжен бортовой вычислительной системой БВС.

Предложенный способ позволяет за счет выполнения отличительных действий и приемов надежно определять тензор инерции КА даже при отсутствии на его борту ИИО.

ЛИТЕРАТУРА

1. Способ определения тензора инерции и координат центра масс тела и устройство для его осуществления, патент RU 2348020 С 1.

2. Севастьянов Н.Н., Бранец В.Н., Банит Ю.Р., Беляев М.Ю., Сазонов В.В. «Определение тензора инерции геостационарных спутников «Ямал» по телеметрической информации. Препринт ИПМ им. М.В. Келдыша №17, 2006 г.

Способ определения тензора инерции космического аппарата в полете, включающий инерциальную ориентацию и развороты космического аппарата, отличающийся тем, что ориентируют космический аппарат, стабилизируя в инерциальной системе координат его строительную ось, ближайшую к оси, соответствующей максимальному моменту инерции, выполняют закрутку космического аппарата вокруг этой строительной оси с угловой скоростью Ω2 не менее 2 град/с, измеряют в строительной системе координат космического аппарата направления на регистрируемые звезды и угловую скорость космического аппарата до момента времени
T = T0 + Δt, Δ t = 4 Ω 2 R 3 3 μ г р K ,
где T0 - момент времени выполнения закрутки космического аппарата,
Δt - интервал времени слабо возмущенного движения космического аппарата,
Ω2 - угловая скорость закрутки вокруг строительной оси, ближайшей оси максимального момента инерции,
R - радиус орбиты,
µгр - гравитационный параметр Земли,
K - коэффициент надежности,
опознают зарегистрированные звезды, определяют в инерциальной системе координат направления на опознанные звезды и определяют тензор инерции космического аппарата по измеренным и определенным на интервале времени Δt направлениям на опознанные звезды и измерениям угловой скорости космического аппарата.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Способ включает измерение острого угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА.

Способ определения приведенного момента инерции дотрансформаторной зоны гидромеханической трансмиссии транспортной машины заключается в его расчете по зависимостям, связывающим угловые ускорения, действующие крутящие моменты, а также моменты инерции двигателя, насосного и турбинного колес гидротрансформатора и гидродинамическую связь между последними.

Изобретение относится к технике для изучения процессов добычи и подготовки газа в нефтегазовой отрасли. Технический результат изобретения заключается в повышении точности результатов проводимых газогидродинамических экспериментов и уменьшении времени их анализа, повышении наглядности проведения экспериментальных исследований.

Изобретение относится к испытанию керамических обтекателей летательных аппаратов на разрушение. Способ включает создание избыточного давления во внутренней полости обтекателя.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к способам определения статического дисбаланса ротора на балансировочных ножах, и может быть использовано для статической балансировки различных роторов.

Изобретения относятся к машиностроению, а именно к способам и устройствам определения координат центра масс преимущественно крупногабаритных изделий. Способ заключается в том, что изделие устанавливают на переходник, шарнирно установленный на трех опорах, и уравновешивают изделие с переходником путем приведения в состояние неустойчивого равновесия относительно оси наклона, проходящей через шарниры первых двух опор.

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к устройствам для испытаний сепарационного оборудования, используемого для процессов добычи и подготовки газа в нефтегазовой отрасли.

Изобретение относится к области строительства и эксплуатации атомных электрических станций и, в частности, к периоду преднапряжения, испытания и последующей эксплуатации герметичных защитных оболочек реакторных отделений с реактором.

Изобретение относится к измерительной и испытательной технике, в частности к способам определения тензора инерции тела. Сущность предлагаемого способа заключается в определении массы тела, координат центра масс и шести осевых центральных моментов инерции, по которым определяется тензор инерции тела.

Изобретение относится к управлению подготовкой и осуществлением спуска космического аппарата (КА). Способ включает построение требуемой для проведения наблюдений ориентации КА, определение остатка топлива на борту КА, а также орбиты спуска, проходящей максимальное число раз над заданными наземными пунктами и отвечающей требованиям светотеневой обстановки на орбите КА и в этих пунктах.

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.

Изобретение относится к космической навигации. Способ повышения точности определения ориентации по звездам заключается в проецировании изображения звезд через оптическую систему на матричный приемник излучения.

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

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

Изобретение относится к приборам ориентации по солнцу и касается оптического солнечного датчика. Датчик содержит широкопольный входной оптический элемент, кодовую маску, светофильтр, защитный экран и матричное фотоприемное устройство МФПУ.

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 управлению ориентацией пилотируемого космического аппарата (ПКА) при полете по орбите вокруг планеты. .

Изобретение относится к области оптических средств измерения параметров относительного сближения космических аппаратов. .

Изобретение относится к области оптических средств измерения параметров относительного сближения космических аппаратов. .

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) и может быть использовано при выполнении экспериментов и исследований на его борту. .

Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов. Способ включает ориентацию КА и стабилизацию в инерциальной системе координат 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