Способ ориентации орбитального космического аппарата с программно-управляемыми батареями солнечными

Изобретение относится к управлению относительным движением космических аппаратов (КА), преимущественно с одноосно вращающимися панелями солнечных батарей (СБ). В процессе полета ориентированный по местной вертикали КА непрерывно вращается по курсу, а панели СБ синхронно и непрерывно поворачиваются нормалью к Солнцу. Алгоритм такого управления КА и СБ реализуется по полученным в конечном виде математическим зависимостям. Для сохранения ориентации СБ на Солнце на теневых участках орбиты запоминаются и сохраняются угловые скорости вращения КА и СБ в момент входа в тень. Техническим результатом изобретения является упрощение и повышение автономности средств управления КА и СБ. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для ориентации орбитального космического аппарата (КА) с одновременной ориентацией батарей солнечных (БС) на Солнце. Способ предназначен для КА с БС, которые допускают одноосное программно-управляемое вращение панелей и ось вращения которых расположена произвольно в конструктиве КА, кроме того, изобретение ограничивается классом КА, для которых достаточно иметь ориентацию только по местной вертикали.

Известны способы управления ориентацией КА в орбитальной системе координат (ОСК) с программно-управляемыми панелями БС, см. например, [1÷5]. В цитируемых источниках КА ориентируется либо нормалями к панелям БС на Солнце и теряет при этом орбитальную ориентацию, либо находится в ориентированном относительно орбитальной системы координат (ОСК) положении, при этом панели БС поворачивают в сторону Солнца на максимально возможный угол. Во втором случае нормали к панелям БС не совпадают с направлением на Солнце, что существенно снижает их эффективность, которая зависит от косинуса угла между нормалью к панелям БС и направлением на Солнце.

Известен, например, способ ориентации КА (см. патент США 6293502 (MПК7 B64G 1/24 Hughes Electronics Corp., Fowell Richard A. №09/368202; заявлен 04.08.99; опубликован 25.09.2001, НПК 244/164), в котором реализуется точная ориентация панелей БС на Солнце в течение всего срока службы КА при ориентации одной из осей КА на центр Земли и вращении крыльев БС относительно двух ортогональных осей. Недостатком способа является сложное двухосевое вращение панелей БС.

Наиболее близким является техническое решение, в котором рассматривается управление ориентацией орбитального КА с управляемыми панелями БС (RU 2535979). Способ включает ориентацию КА по местной вертикали, вращение КА относительно местной вертикали (по курсу) до момента попадания Солнца в поле зрения датчика Солнца (ДС) и определение с помощью ДС направления на Солнце. К недостаткам способа следует отнести усложненную - двухосную кинематику поворота панелей БС и неавтономность управления БС вследствие необходимости расчета положения Солнца в ССК (с использованием плоскости Земля - Солнце - КА), т.к. при этом необходимо получать от внешней системы текущие значения угла склонения Солнца над плоскостью орбиты.

Целью изобретения является устранение указанных недостатков, а именно использовать только одноосный привод БС и добиться полной автономности (т.е. без использования навигационных данных о положении Солнца - склонения и восхождения) и непрерывности ориентации нормали к панелям БС на Солнце.

С этой целью, в отличие от известного способа, включающего ориентацию КА по местной вертикали, вращение КА относительно местной вертикали (по курсу) до момента попадания Солнца в поле зрения ДС и определение в осях ДС направления на Солнце, выполняют следующие операции.

По показаниям ДС определяют угловое положение Солнца относительно ССК и по известному угловому положению оси вращения БС относительно ССК рассчитывают относительный программный угол поворота КА по курсу - ψПР, при котором ось вращения БС составит прямой угол с направлением на Солнце. После этого рассчитывают угол поворота панелей БС - θ, при котором нормаль к панелям БС совпадет с направлением на Солнце, после чего поворачивают КА и панели БС на расчетное значение углов, добиваясь совмещение нормали к панелям БС с направлением на Солнце. В дальнейшем продолжают ориентировать КА по местной вертикали, при этом непрерывно поворачивают КА относительно местной вертикали по курсу и вращают БС, удерживая направление нормали к панели БС совпадающим с направлением на Солнце в течение всего времени полета.

В соответствии с п. 2 формулы изобретения на момент перехода КА на неосвещенную Солнцем сторону орбиты запоминают значения угловой скорости поворота КА относительно местной вертикали - и скорости поворота панелей БС - относительно собственной оси вращения. Указанные скорости вводят в систему управления КА и контур привода панелей БС с последующим вращением с запомненными скоростями КА по курсу и панелей БС относительно собственной оси вращения до выхода КА на освещенный участок орбиты.

Ниже приведен пример практической реализации предлагаемого способа.

На фигуре 1 обозначено:

1 - Земля с центром "О";

2 - плоскость орбиты;

3 - КА;

4 - панели БС с осью вращения 5;

6 - ДС;

7 - Солнце;

μ, (ε-ψПР) - угловое положение Солнца относительно КА;

ψПР - относительный программный угол поворот КА;

- вектор угла поворота (θ) БС относительно корпуса КА;

- нормаль к панелям БС, совпадает с осью YБС;

X0Y0Z0 - ОСК (ось Х0 не показана для упрощения чертежа);

XКАYKAZKA - ССК КА.

На фигуре 2 показано положение Солнца относительно ССК, где обозначено:

- вектор, направленный на Солнце;

- вектор нормали к панелям БС;

XCYCZC - оси, связанные с направлением на Солнце, оси YCZC не показаны с целью упрощения и большей наглядности чертежа;

XKAYKAZКА - ССК КА;

XБСYБСZБС - система координат, связанная с панелями и осью вращения БС;

μ, (ε-ψПР) - угловое положение Солнца относительно ССК;

ψПР - относительный программный угол поворота КА;

α0, β0 - угловое положение оси поворота БС в теле КА относительно ССК;

, - вектор угла и угловой скорости поворота БС относительно собственной оси ZБС.

На фигуре 3 показано положение одноосной БС относительно ССК КА в общем случае, где обозначено:

XБСYБСZБС - система координат, связанная с панелями и осью вращения БС;

- вектор нормали к плоскости панелей БС, совпадает в примере с осью YБС;

, - вектор угла и угловой скорости поворота БС относительно собственной оси ZБС.

α0, β0 - углы установки БС относительно ССК КА.

Угловое положение Солнца в координатах ССК КА определяется следующим образом (см. фиг. 2):

МПр, МКр - матрица положения приборных осей ДС относительно установочного кронштейна и матрица установочного кронштейна ДС относительно ССК, для простоты приравнены единичной матрице.

Угловое положение панелей БС в координатах КА определяется следующим образом (см. фиг. 1, 3):

Из (1) и (2) вычисляются относительный угол поворота КА - ψПР вокруг местной вертикали и угол поворота БС - θ для совмещения нормали - панелей БС с направлением на Солнце.

Удобный способ расчета заключается в следующем.

Так как нормаль к панелям БС должна совпасть с осью ХС, которая, в свою очередь, должна совпасть с направлением на Солнце - , то это означает, что оси ZБС и ХБС должны быть ортогональны к оси ХС, направленной на Солнце. Следовательно, можно составить два скалярных уравнения:

(4)

или

Решение (1-6) дает значения ψПР и θ. Например, для случая β0=0 (ось вращения панелей конструктивно повернута только вокруг вертикальной оси YKA космического аппарата на угол α0, получим:

Таким образом, для точной ориентации нормали к панелям БС на Солнце, необходимо от исходного положения КА повернуть КА вокруг местной вертикали по курсу на угол ψПР=ε-α0 и повернуть панели БС на угол

.

В частности, когда sinμ=0 поворот БС должен производиться на угол: - 90°.

Указанные выше движения КА автоматически совершает в течение всего времени полета следующее:

- ориентируется по местной вертикали таким образом, что ось YKA в процессе всего времени полета направлена на центр Земли «О» (см. фиг. 1) и совпадает с осью YO ОСК;

- непрерывно вращается по курсу относительно местной вертикали (той же оси YO ОСК) на расчетный угол ψПР(t);

- поворачивает панели БС на Солнце на угол θ(t).

В процессе этих движений направление нормали к панелям БС удерживается совпадающим с направлением на Солнце в течение сколь угодно длительного времени, в том числе заданного.

Такому КА подходит название «танцующий спутник» - «кружит и непрерывно смотрит панелями БС на Солнце».

Для КА, периодически пересекающих терминатор Земли, на теневой стороне Земли Солнце исчезает из поля зрения ДС и управление по п. 1 становится невозможным. Если остановить процесс ориентации БС, то через половину витка ошибка ориентации панелей на Солнце может достигнуть 180°. Это возможно, если, например, плоскость орбиты КА перпендикулярна плоскости терминатора, а панели БС ориентированы в теле КА собственной осью вращения, совпадающей с осью тангажа КА (ZКА). Очевидно, что угловая скорость поворота панелей БС совпадет с орбитальной угловой скоростью. Следовательно, при «замерших» панелях при выходе КА на освещенную сторону орбиты ошибка направления нормали на Солнце составит ~180°.

Для исключения этих ошибок в соответствии с п. 2 формулы на момент перехода КА на неосвещенную Солнцем сторону орбиты, запоминают скорость поворота КА относительно местной вертикали - и скорость поворота панелей а после выхода на освещенный участок орбиты повторяют операции по п. 1. В этом случае после перехода КА на освещенный участок орбиты ошибки ориентации нормали БС на Солнце будут минимальны и будут быстро устранены выполнением операций по п. 1.

ЛИТЕРАТУРА

1. Елисеев А.С. Техника космических полетов. - М.: Машиностроение, 1983.

2. Крошкин М.Г. Физико-технические основы космических исследований. - М.: Машиностроение, 1969.

3. Грилихес В.А., Орлов П.П., Попов Л.Б. Солнечная энергия и космические полеты. - М.: Наука, 1984.

4. Инженерный справочник по космической технике. - М.: Изд-во МО СССР, 1969.

5. Е.Н. Якимов, В.А. Раевский, М.В. Лукьяненко. Синтез системы управления ориентацией космического аппарата на высокоэллиптической орбите, ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф. Решетнева, г. Красноярск, Сибирский аэрокосмический университет им. академика М.Ф. Решетнева, с. 153-159.

6. Патенты RU: 2021173, 2021174, 2361788, 2368545, 2457158, 2535979; US: 4031444.

1. Способ ориентации орбитального космического аппарата (КА) с программно-управляемыми батареями солнечными (БС), включающий ориентацию КА по местной вертикали, вращение КА относительно местной вертикали по курсу до момента попадания Солнца в поле зрения датчика Солнца (ДС) и определение в осях ДС направления на Солнце, отличающийся тем, что по показаниям ДС определяют угловое положение Солнца относительно связанной системы координат (ССК) КА, а также по известному конструктивному положению оси вращения БС относительно ССК рассчитывают относительный угол (ψПР) поворота КА по курсу, при котором ось вращения БС составит прямой угол с направлением на Солнце, и угол (θ) поворота панелей БС, при котором нормаль к панелям БС совпадет с направлением на Солнце, после чего поворачивают КА и панели БС на расчетные значения указанных углов, добиваясь совмещения нормали к панелям БС с направлением на Солнце, в дальнейшем продолжают ориентировать КА по местной вертикали, при этом непрерывно поворачивают КА относительно местной вертикали по курсу и вращают БС, удерживая направление нормали к панели БС совпадающим с направлением на Солнце в течение всего времени полета.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что на момент перехода КА на неосвещенную Солнцем сторону орбиты запоминают значения угловой скорости () поворота КА относительно местной вертикали и угловой скорости () поворота панелей БС относительно собственной оси вращения, которые вводят в систему управления КА и контур привода панелей БС с последующим вращением с запомненными угловыми скоростями КА по курсу и панелей БС относительно собственной оси вращения, до выхода КА на освещенный участок орбиты.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области преобразования солнечной энергии и её передачи наземным потребителям. Космическая электростанция содержит солнечный коллектор (1) лепесткового типа, корпус станции (2) и пучок (3) СВЧ-антенн.

Использование: в области электротехники для электроснабжения космических аппаратов от первичных источников разной мощности. Технический результат - повышение надежности электроснабжения.

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.

Группа изобретений относится к области сбора, преобразования и передачи солнечной энергии потребителям. Система содержит, в качестве основных, такие элементы как первичное (2), промежуточные (4, 5) и передающее (10) зеркала, а также энергетический модуль (8).

Изобретение относится к межорбитальному маневрированию космического аппарата (КА). Способ включает выведение КА на переходную орбиту с нулевым наклонением двигателями большой тяги.

Изобретение относится к бортовым системам электропитания (СЭП), преимущественно низкоорбитальных космических аппаратов (КА) с трехосной ориентацией. СЭП содержит панели солнечной батареи с устройством изменения их ориентации, размещенные с внешней стороны боковых сотопанелей приборного контейнера.

Изобретение относится к конструкции космических аппаратов (КА), преимущественно для исследований на близких (порядка радиуса орбиты Меркурия) расстояниях от Солнца.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к системам электроснабжения космических аппаратов с использованием в качестве первичных источников энергии солнечных батарей, а в качестве накопителей энергии - аккумуляторных батарей.

Группа изобретений относится к развертываемым солнечным батареям (СБ) космического аппарата. СБ снабжена штангой в виде шарнирно соединенных корневого (1) и телескопического (2) звеньев и выполнена в форме складываемых гармошкой створок (17).

Изобретение относится к средствам управления движением космических аппаратов, а именно к электрическим (плазменным) ракетным двигателям для коррекции орбиты искусственного, преимущественно низкоорбитального спутника планеты с атмосферой.

Группа изобретений относится к управлению движением искусственных спутников с целью предотвращения их столкновений с фрагментами космического мусора. Бортовая система спутника определяет радиолокационными средствами вероятность таких столкновений со всех направлений внутри сфероида вокруг спутника.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) реактивными и аэродинамическими средствами. На заключительном этапе реализации способа - после снижения аэродинамической силы до величины меньшего порядка, чем гравитационная - вектором тяги двигателя управляют из условий минимизации потребных энергозатрат и обеспечения высокой точности формирования заданной орбиты.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере. Способ включает изменение аэродинамического качества КА, обеспечивающее его посадку в заданную область поверхности планеты.

Изобретение относится к способам защиты космических аппаратов (КА) от столкновения на орбите с другими телами, в частности, космическим мусором. Способ включает импульсное расталкивание и разведение связанных тросом модулей, образующих КА, для их вывода из опасной зоны.

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.

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.

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.

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.

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.

Группа изобретений относится к управлению движением нежёсткого летательного аппарата (1) с помощью двигателя (2). Пилотирование осуществляется системой управления с измерительным средством (3А), расположенным вблизи заднего конца (1R) аппарата. Средство (3А) определяет ориентацию (θM) аппарата, а также измеряет угловую (δθM) и линейную (δyM) деформации аппарата в точке (М) вблизи заднего конца. С учётом последних уточняется ориентация аппарата и корректируется ориентация (β) двигателя (2). Техническим результатом является повышение точности управления, с ослаблением требований к жёсткости конструкции аппарата. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к управлению относительным движением космических аппаратов, преимущественно с одноосно вращающимися панелями солнечных батарей. В процессе полета ориентированный по местной вертикали КА непрерывно вращается по курсу, а панели СБ синхронно и непрерывно поворачиваются нормалью к Солнцу. Алгоритм такого управления КА и СБ реализуется по полученным в конечном виде математическим зависимостям. Для сохранения ориентации СБ на Солнце на теневых участках орбиты запоминаются и сохраняются угловые скорости вращения КА и СБ в момент входа в тень. Техническим результатом изобретения является упрощение и повышение автономности средств управления КА и СБ. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх