Способ восстановления ориентации орбитального космического аппарата

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при разработке ускоренного режима восстановления ориентации орбитального космического аппарата (КА) с применением астродатчика. Восстановление ориентации КА производится из демпфированного относительно инерциальной - геоцентрической абсолютной системы координат произвольного положения КА. При этом демпфирование осуществляется до угловых скоростей КА, при которых восстанавливается работоспособность астродатчика. Восстановление ориентации КА выполняется одним поворотом вокруг оси Эйлера с упреждающим отключением программного поворота для снижения угловой скорости КА и снятия ограничений на включение контура коррекции от астродатчика. Техническим результатом изобретения является сокращение времени восстановления ориентации КА. 3 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для восстановления ориентации (ВО) орбитального космического аппарата (КА) из произвольного неориентированного положения в ориентированное положение относительно орбитальной системы координат (ОСК) с использованием в качестве датчика ориентации астродатчика.

Известен способ управления ориентацией, приведенный в статье авторов О.В. Ермошиной, А.П. Крищенко «Синтез программных управлений ориентацией КА методом обратных задач динамики», Москва, МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2010 г., 12 с. Недостатком способа является затянутость переходного процесса, связанного с выбором «гладкой» переходной функции, близкой к асимптотическому переходному процессу.

Известен способ ВО, приведенный в книге авторов В.Н. Бранец, И.П. Шмыглевский «Применение кватернионов в задачах ориентации твердого тела». Москва, Наука 1973 г., 320 с. (см. стр. 205-226), где также рассматриваются асимптотические процессы приведения ССК к ОСК.

Известен способ ВО, изложенный в статье «Система ориентации и стабилизации космического аппарата по информации с астродатчиков», Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск №38, который можно принять за прототип. Этот способ включает начальное демпфирование угловых скоростей КА относительно инерциальной - геоцентрической абсолютной системы координат (ИСК), расчет по данным аппаратуры спутниковой навигации (АСН) матрицы А положения орбитальной системы координат (ОСК) относительно ИСК, измерение с помощью астродатчика (АД) матрицы Мro ориентации КА относительно ИСК с последующим расчетом матрицы ориентации S связанных осей КА относительно ОСК по формуле:

К недостатку прототипа также следует отнести повышенное время ВО. С целью сокращения времени на ВО известный способ дополняют новыми операциями. Для этого в задемпфированном положении КА относительно ИСК, фиксируют положение ОСК на момент времени tΦ и рассчитывают проекции и модуль собственного вектора Е матрицы S на оси ОСК-Ф по формулам:

где ЕX, EY, EZ - проекции собственного вектора ориентации КА на соответствующие оси ОСК;

Sij - элементы матрицы S;

Emod - модуль собственного вектора матрицы S,

рассчитывают угол Эйлера (угол конечного поворота) для приведения КА к ОСК-Ф, зафиксированной относительно ИСК на время tΦ, по формуле:

где angVO - угол Эйлера.

Задают программную скорость ωПР вращения КА вокруг собственного вектора до совпадения связанных осей КА с осями ОСК-Ф, при этом программные скорости по осям КА рассчитывают по формулам:

а время конечного поворота по формуле:

где К<1 - коэффициент упреждения (определяется экспериментально). В течение расчетного времени tПР поворачивают КА одновременно по каждой оси ориентации с угловыми скоростями , , и по истечении времени программного поворота tПР демпфируют угловые скорости КА до выполнения условий:

где ωo - допустимое значение угловой скорости КА,

вновь определяют матрицу ориентации S, по элементам которой находят углы ориентации КА относительно ОСК, например, для последовательности поворотов ψ, ϑ, γ по формулам:

проверяют условия приведения углов ориентации КА к наперед заданным значениям:

где ψЗАД, ϑЗАД, γЗАД - заданные значения углов ориентации КА,

в случае невыполнения которых повторяют заново операции ВО, дожидаются одновременного выполнения условий демпфирования угловых скоростей и приведения углов до заданных величин, после чего переводят систему в режим астроориентации КА по показаниям астродатчика.

Ниже приведен пример практической реализации.

На фиг. 1 показана кинематическая схема ВО, где обозначено:

1 - КА;

НП - направление полета;

X0Y0Z0 - ОСК;

XSYSZS - ССК;

angVO - угол Эйлера (угол конечного поворота);

ЕX, ЕY, EZ - проекции собственного вектора ориентации КА на оси ОСК, равные проекциям на оси ССК;

Sij - элементы матрицы S;

Emod - модуль собственного вектора матрицы S.

На фиг. 2 обозначено:

1 - участок демпфирования на маховиках;

2 - участок программного поворота;

3 - участок включения астрокоррекции;

4 - участок текущей астроориентации;

TSS - текущее состояние системы.

На фиг. 3 обозначено:

ψ, ϑ, γ - углы ориентации КА относительно ОСК по курсу, тангажу и крену соответственно.

При использовании АД для ВО необходимо снизить (задемпфировать) угловые скорости КА по связанным осям до скоростей ωo, при которых АД становится работоспособным и выдает в систему ориентации положение КА относительно ИСК в виде кватерниона или матрицы - Mro.

После того как КА приобретает скорости, меньшие ωo, по показаниям АД и навигационной системы рассчитывают матрицу S ориентации КА относительно ОСК:

где AT транспонированная матрица ориентации ОСК относительно ИСК, получаемая из навигационной системы КА. По элементам матрицы Sij для фиксированного момента времени - tΦ рассчитывают проекции собственного вектора (вектора конечного поворота) Е на связанные оси КА, которые буду равны также проекциям собственного вектора Е на оси ОСК, и угол конечного поворота для приведения КА к ОСК-Ф (Фиг. 1), т.е. к фиксированному положению ОСК относительно ИСК на момент времени tΦ. Расчеты проводят по формулам (3, 5). После этого задаются величиной программной скорости , с которой будут вращать КА относительно вектора конечного поворота до совмещения ССК с ОСК-Ф.

Так как вращение осуществляется с помощью ИО, расположенных по связанным осям, то необходимо найти проекции на связанные оси КА, которые будут являться программными скоростями КА относительно каждой связанной оси КА. Это можно сделать, вычислив косинусы углов между и его проекциями на связанные оси КА (4). Время конечного поворота tПР рассчитывается по формуле (5), которое уменьшают на некоторую величину времени путем введения К (коэффициент упреждения), достаточную для естественного демпфирования (торможения) КА до заданных скоростей ωo по условиям (6).

Поворачивают КА со скоростями (4), например, путем введения в закон стабилизации КА по угловой скорости смещений на величины программных скоростей (8):

По окончании времени tПР проверяют выполнение условий (8). Переходный процесс показан на фиг. 3. Если углы ориентации не будут находиться в заданных пределах (8), то операции ВО повторяют, пока не будут выполнены одновременно условия (6) и (8), после чего переводят систему в режим астроориентации КА по показаниям астродатчика.

Способ восстановления ориентации (ВО) орбитального космического аппарата (КА), включающий начальное демпфирование угловых скоростей КА относительно инерциальной - геоцентрической абсолютной системы координат (ИСК), расчет по данным аппаратуры спутниковой навигации матрицы А положения орбитальной системы координат (ОСК) относительно ИСК, измерение с помощью астродатчика (АД) матрицы Mro ориентации КА относительно ИСК с последующим расчетом матрицы S ориентации связанных осей КА относительно ОСК по формуле:

где AT – транспонированная матрица ориентации ОСК относительно ИСК, отличающийся тем, что в задемпфированном положении КА относительно ИСК фиксируют положение ОСК на момент времени tФ и рассчитывают проекции и модуль собственного вектора Е матрицы S на оси ОСК-Ф по формулам:

где ЕX, EY, EZ - проекции собственного вектора ориентации КА на соответствующие оси ОСК;

Sij - элементы матрицы S;

Emod - модуль собственного вектора матрицы S,

а также угол Эйлера (угол конечного поворота) для приведения КА к ОСК-Ф, зафиксированной относительно ИСК на время tФ, по формуле:

где angVO - угол Эйлера,

задают программную скорость ωПР вращения КА вокруг собственного вектора, при этом программные скорости по осям КА рассчитывают по формулам:

а время конечного поворота по формуле:

где К<1 - коэффициент упреждения (определяется экспериментально), в течение расчетного времени tПР поворачивают КА одновременно по каждой оси ориентации с угловыми скоростями , , и по истечении времени программного поворота tПР демпфируют угловые скорости КА до выполнения условий:

где ωo - допустимое значение угловой скорости КА,

вновь определяют матрицу ориентации S, по элементам которой находят углы ориентации КА относительно ОСК, например, для последовательности поворотов ψ, ϑ, γ по формулам:

проверяют условия приведения углов ориентации КА к наперед заданным значениям:

где ψЗАД, ϑЗАД, γЗАД - заданные значения углов ориентации КА,

в случае невыполнения которых повторяют заново операции ВО, дожидаются одновременного выполнения условий демпфирования угловых скоростей и приведения углов до заданных величин, после чего переводят систему в режим астроориентации КА по показаниям астродатчика.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к конструкции космической техники. Силовой каркас состоит из цилиндрических стержней, расположенных под углом друг к другу, с узлами соединения в местах их пересечения.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Ракета-носитель (РН) содержит как минимум одну возвращаемую ступень с крыльями и хвостовым оперением, маршевую и управляющую двигательные установки.

Изобретение относится к космической технике, а именно к способам старта ракет. В способе старта тяжелой ракеты разгоняется ракета на стартовой тележке по наклонной прямой с направляющими рельсами.

Группа изобретений относится к космической технике. Способ запуска микро- и наноспутников заключается в том, что после установки запускаемого спутника с одноосным гироскопом на основании и после выбора с помощью электромеханической системы ориентации заданного направления производится раскрутка гироскопа и запуск аппарата.

Изобретение относится к многоступенчатым космическим ракетам. Ракета состоит из разгонного блока с жидкостными или твердотопливными реактивными двигателями и космического модуля с продольным каналом, имеющего торообразную форму с цилиндрическим наружным корпусом.

Изобретение относится к бортовому оборудованию космических аппаратов. В способе парирования перегрузок по току в электронном блоке космического аппарата, при перегрузке по току сигнализируют об отказе канала электронного блока и отключают его, затем включают.

Изобретение относится к области космической техники. Обслуживаемый на орбите космический аппарат (КА) содержит штатную двигательную установку с топливными баками, систему подачи топлива с заправочной горловиной, целевую аппаратуру, систему управления движением, систему электропитания, силовые стыковочные узлы для стыковки с космическим аппаратом обслуживания, систему информационной связи с наземным пунктом управления и с космическим аппаратом обслуживания (КАО).

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ выведения на орбиту полезной нагрузки ракетой-носителем с полиблочным пакетом ракетных блоков комбинированной схемы включает несколько этапов.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Предложенное теплозащитное покрытие (ТЗП) корпуса возвращаемого ЛА содержит намотанную на силовую оболочку по спирали ленту.

Изобретение относится к космической технике. Способ очистки околоземного космического пространства от космического мусора включает формирование тормозного экрана, торможение элементов космического мусора вследствие соударения с экраном, перевод элементов космического мусора на более низкую орбиту, постепенное торможение элементов космического мусора об атмосферу Земли и последующее сгорание элементов космического мусора в атмосфере Земли.

Использование: в области электротехники при эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), функционирующих на низкой околоземной орбите. Технический результат - повышение эффективности управления зарядом/разрядом АБ. Согласно способу в случае отказа передающего устройства штатной бортовой системы телеметрической информации (БСТИ) в силу каких-либо технических причин для контроля состояния СЭП, в том числе и формуемой АБ, используют информацию контрольного и рабочего подмассивов из состава массива информации оперативного контроля (ИОК), формируемых и отображаемых в нем по исходным данным, выдаваемым БСТИ в бортовой комплекс управления. При этом в процессе проведения режима разряда формуемой АБ организуют не менее трех сеансов связи с КА со съемом ИОК на каждом сеансе связи. Указанные подмассивы, составленные из аналоговых и сигнальных параметров АБ, разбивают на отдельные информационные группы, отличающиеся друг от друга комбинацией параметров АБ, причем группы параметров АБ одного из подмассивов, представляющего собой контрольную телеметрическую информацию, формируют и отображают в составе массива ИОК по факту срабатывания либо сигнальных датчиков давления любой из n АБ, либо по факту срабатывания пороговых датчиков минимального напряжения любой АБ или минимального напряжения любого аккумулятора. Группы параметров АБ другого подмассива, представляющего собой рабочую телеметрическую информацию, формируют и отображают в составе массива ИОК в определенной временной последовательности, причем количество групп параметров АБ и временные промежутки между ними задают в составе рабочей программы (РП). Скорость разряда формуемой АБ вычисляют, используя данные массива ИОК, как минимум, с двух сеансов связи с КА, а по известной скорости разряда формуемой АБ определяют расчетный номер витка орбиты N для принудительной отмены режима глубокого разряда формуемой АБ. Разовые команды (РК), необходимые для фактического завершения режима разряда формуемой АБ, выдают в сеансе связи на витке (N+1) либо (N+2), причем в сеансах связи, в которых выдаются РК по управлению режимами функционирования формуемой АБ или изменению конфигурации СЭП с использованием коммутационной аппаратуры аварийной шины, осуществляют второй съем ИОК. При этом параметры АБ, отображаемые в составе ИОК, соответствуют моменту времени выдачи РК для второго съема ИОК. 2 ил.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат содержит блок управления с возможностью выдачи импульсных или непрерывных напряжений, прямоугольную камеру с амортизатором внутри с закруглениями между стенками. В конце камеры расположены два полукруглых магнита, жестко связанные с ее боковыми стенками позади пружин пружинных клапанов с закруглением в конце, находящиеся перед этими закруглениями между стенками амортизатора этой камер. Входы полукруглых электромагнитов соединены с выходами блока управления. Техническим результатом изобретения является увеличение ускорения летательного аппарата. 1 ил.

Группа изобретений относится к технологиям осуществления сверхбыстрых полетов в атмосфере планет. Конструкция и рабочие режимы летательных аппаратов для этой цели обеспечивают высокую синергию теплофизических и газодинамических процессов взаимодействия с атмосферой. Технический результат состоит в возможности сохранить целостность указанных конструкций при их допустимой температуре и получить достаточную тягу для полёта и спуска в атмосфере. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Воздушно-реактивная с электрическим запуском стартовая система космической ракеты содержит основание, выполненное из верхнего невращающегося кольца, к которому крепятся одними своими концами опорные штанги для космической ракеты. К вращающемуся кольцу радиально крепятся одним своим концом лопасти, служащие для создания подъемной силы воздушно-реактивной стартовой системы и содержащие баки для топливных компонентов. К другим концам авиационных плоскостей прикреплены воздушно-реактивные двигатели для создания подъемной силы. На вращающемся кольце расположен ротор электропривода вращающегося кольца, статор которого размещен в наземном блоке электрического запуска старта космической ракеты. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и оперативности запуска. 6 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты содержит основание, выполненное из верхнего невращающегося кольца, к которому крепятся опорные штанги для космической ракеты. Верхнее кольцо содержит систему управления воздушно-реактивного стартовой системы и батареи ее электроснабжения. Верхнее кольцо опирается на нижнее вращающееся кольцо посредством системы магнитного подвеса. К нижнему кольцу радиально крепятся одним своим концом лопасти, служащие для создания подъемной силы воздушно-реактивной стартовой системы и баками для топливных компонентов, а на другом конце к лопастям прикреплены воздушно-реактивные двигатели для вращения лопастей вокруг оси перпендикулярной плоскости подвижного кольца. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и оперативности запуска. 7 ил.

Изобретение относится к космической технике. В узле крышки транспортно-пускового контейнера (ТПК), состоящем из поворотной крышки, закрепленной на неподвижном элементе ТПК, размещено по меньшей мере по одному установленному на оси вращения поворотному упору с выступами, один из которых плоский, а другой сферический. Плоский выступ с одной стороны взаимодействует с элементом фиксации, размещенным на поворотной крышке, а с другой стороны - с малым космическим аппаратом (МКА), сферический выступ размещен выше оси вращения поворотного упора и взаимодействует в рабочем положении с пластиной, установленной на поворотной крышке, причем ось вращения пластины смещена относительно оси вращения поворотной крышки. Техническим результатом изобретения является обеспечение начала движения МКА. 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, где необходимо осуществить мягкую посадку объекта с помощью посадочного устройства по вертикальной схеме. Посадочное устройство содержит посадочные опоры с центральными стойками, содержащими главный цилиндр с сотовым энергопоглотителем и узел крепления к корпусу космического корабля, телескопический шток с механизмом выдвижения, шарнирно связанную с телескопическим штоком опорную тарель. Посадочная опора снабжена тросами из высокомодульного материала. Пневматический раздвижной упор штоком соединен с главным цилиндром, а корпусом – с поперечной балкой, закрепленной в нише посадочной опоры. Техническим результатом изобретения является увеличение области устойчивости к опрокидыванию космического корабля при его посадке. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к малым космическим модулям (КМ). КМ содержит силовой корпус блочного типа в виде скрепленных ребер правильной призмы с торцевыми панелями, имеющими вырезы для корпуса оптико-электронного модуля (ОЭМ) и для крепления блока реактивной двигательной установки (ДУ). Несущая конструкция корпуса призмы выполнена из n многослойных боковых сотовых панелей, где n=4, 6, 8 …, одни из которых - приборные, с проложенными внутри тепловыми трубами, а другие – корпусные. Боковые панели скреплены между собой по периметру в чередующейся последовательности. По периметру каждой боковой панели расположены каркасные уголки, скрепленные разъемными элементами. На внешней поверхности второй торцевой панели закреплена панель ДУ. Бак хранения топлива закреплен с помощью кронштейнов на панели ДУ со стороны внутренней плоскости и размещен в вырезе второй торцевой панели. На внешней плоскости первой торцевой панели установлены бленда ОЭМ, а также панели и кронштейны для оборудования радиолиний и электромагнитного исполнительного органа системы управления движением. Техническим результатом изобретения является уменьшение массы КМ. 7 ил.

Изобретение относится к способам управления движением ракет космического назначения (РКН). Способ управления угловым движением РКН заключается в управлении углами тангажа и рыскания путем отклонения в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях установленной в карданном подвесе камеры сгорания основного двигателя, в управлении углом крена с помощью двух пар газовых сопел и двух аэродинамических рулей, отклоняемых с помощью своих электрогидравлических сервоприводов (ЭГС). Определяют рассогласования между командным сигналом на отклонение аэродинамических рулей и фактическими углами их отклонения. При превышении по абсолютной величине любым из двух рассогласований заранее выбранного предельно-допустимого значения формируют признак отказа ЭГС аэродинамического руля. В случае формирования признака отказа ЭГС дополнительно отклоняют камеру сгорания основного двигателя по тангажу и аэродинамический руль с исправным ЭГС, дополнительно управляют углом рыскания с помощью пар газовых сопел. Техническим результатом изобретения является повышение вероятности успешного завершения полета РКН в случае отказа одного из исполнительных органов системы управления. 4 ил.

Изобретение относится к конструктивным элементам средств выведения полезных нагрузок (ПН), в частности, микроспутников. Адаптер включает ферму с двумя ярусами треугольных решеток: верхний ярус выполнен в форме цилиндра, а нижний - в форме усеченного конуса. Опорные узлы (4, 8) образуют верхний и нижний пояса. Ярусы стыкуются через опорные узлы промежуточного пояса. Первые средства (10) крепления попутных ПН (41) содержат корпуса в виде ящиков. Их донные панели могут быть снабжены выступами для установки блоков управления (42) отделением ПН (41). Вторые средства (20) крепления попутных ПН (41) содержат каркас в виде прямой треугольной призмы, закрепленный на нижнем ярусе фермы. Средства (10, 20) крепления обеспечивают отделение ПН (41) в боковом, по отношению к оси (40), направлении. Техническим результатом изобретения является снижение массы адаптера для выведения значительного числа микроспутников класса «Кубсат», при наличии точечного стыка адаптера с разгонным блоком и основной ПН. 4 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при разработке ускоренного режима восстановления ориентации орбитального космического аппарата с применением астродатчика. Восстановление ориентации КА производится из демпфированного относительно инерциальной - геоцентрической абсолютной системы координат произвольного положения КА. При этом демпфирование осуществляется до угловых скоростей КА, при которых восстанавливается работоспособность астродатчика. Восстановление ориентации КА выполняется одним поворотом вокруг оси Эйлера с упреждающим отключением программного поворота для снижения угловой скорости КА и снятия ограничений на включение контура коррекции от астродатчика. Техническим результатом изобретения является сокращение времени восстановления ориентации КА. 3 ил.

Наверх