Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат

Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА), осуществляемой в солнечно-земной системе координат. Способ включает ориентацию первой оси КА на Землю путем разворотов вокруг второй и третьей осей КА с помощью электромеханических исполнительных органов. При отсутствии тени Земли управляющие воздействия вокруг второй оси КА формируют по информации с прибора ориентации на Землю, а относительно третьей оси КА - по информации с прибора ориентации на Солнце. Техническим результатом изобретения является уменьшение погрешности ориентации КА на Землю. 3 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано на космических аппаратах, ориентированных в солнечно-земной системе координат, для уменьшения погрешности ориентации космического аппарата (КА) на Землю.

Известен способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат, включающий ориентацию первой оси космического аппарата на Землю путем разворотов относительно второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю (ПОЗ) с использованием электромеханических исполнительных органов (ЭМИО), ориентацию панелей солнечных батарей (СБ) на Солнце разворотом космического аппарата относительно первой оси до совмещения второй оси КА с плоскостью Солнце - космический аппарат - Земля по информации с прибора ориентации на Солнце (ПОС), установленного на корпусе КА, с использованием ЭМИО и разворот панелей СБ вокруг оси, параллельной третьей оси КА, до совмещения нормали к поверхности солнечных батарей с направлением на Солнце с использованием привода СБ [Космические вехи: сборник научных трудов, посвященный 50-летию создания АО «ИСС» имени академика М.Ф. Решетнева. - Красноярск: ИП Суховольская Ю.П., 2009. с. 129-130].

При ориентации КА в солнечно-земной системе координат, когда Солнце лежит в плоскости орбиты, угол Солнце - космический аппарат (объект) - Земля (СОЗ) может на одном витке меняться от 0 до 180°. Поэтому, для обеспечения ориентации космического аппарата на Солнце относительно первой оси КА необходима информация об отклонении плоскости, проходящей через первую и вторую оси КА от направления на Солнце в диапазоне углов СОЗ от α3 до 180°, где α3 - половина углового размера Земли (теневой участок от Земли).

Для обеспечения захвата Солнца при его начальном поиске, поле зрения прибора ориентации на Солнце по одной из координат должно быть не менее 180°. ПОС устанавливается на космический аппарат таким образом, чтобы обеспечить начальную ориентацию и ориентацию КА в солнечно-земной системе координат.

Поле зрения прибора ориентации на Солнце показано на фиг. 1,

где:

S - направление на Солнце;

αs - угол между второй осью КА и направлением на Солнце;

ППОС - поле зрения прибора ориентации на Солнце;

СОЗ - угол Солнце - космический аппарат (объект) - Земля;

OXYZ - система координат, связанная с космическим аппаратом (ОХ - первая ось КА; OY - вторая ось КА; OZ - третья ось КА);

О - центр масс космического аппарата.

В настоящее время, для обеспечения ориентации КА на Землю в солнечно-земной системе координат, достаточно широко применяются инфракрасные двухканальные приборы ориентации на Землю с плоским сканированием.

Поля сканирования такого прибора ориентации на Землю показаны на фиг. 2,

где:

ϕпоз - угол ориентации относительно оси OY (второй оси) по информации с ПОЗ;

θпоз - угол ориентации относительно оси OZ (третьей оси) по информации с ПОЗ.

Если поля сканирования ПОЗ перпендикулярны плоскости XOY, то погрешность определения ориентации таким ПОЗ относительно оси OZ (θпоз) существенно больше, чем погрешность ориентации относительно оси OY (ϕпоз) (не более 3' относительно оси OY, не более 10' относительно оси OZ).

Основным недостатком способа ориентации в солнечно-земной системе координат, описанного выше, является то, что при ориентации относительно третьей оси КА (оси OZ) на Землю погрешность информации с ПОЗ существенно больше, чем относительно второй оси КА (оси OY).

Выход из сложившейся ситуации может быть следующим.

На фиг. 3 показано поле зрения ПОС в плоскости, проходящей через первую и вторую оси, при отклонении первой оси от направления на центр Земли по одной из координат на угол Δθ (отклонение по второй координате Δϕ равно нулю),

где:

S - направление на Солнце;

αs - угол между второй осью КА и направлением на Солнце;

α3 - половина углового размера Земли (теневой участок от Земли);

ППОС - поле зрения прибора ориентации на Солнце;

СОЗ - угол Солнце - космический аппарат (объект) - Земля;

Δθ - угол отклонения оси ОХ от направления на центр Земли в плоскости XOY;

OXYZ - система координат, связанная с космическим аппаратом (ОХ - первая ось КА; OY - вторая ось КА; OZ - третья ось КА);

О - центр масс космического аппарата.

ОХо - направление, проходящее через центр Земли.

Угол отклонения оси ОХ (первой оси) от направления, проходящего через центр Земли в плоскости XOY, можно получить следующим образом:

где:

Δθ - угол отклонения оси ОХ от направления на центр Земли в плоскости XOY;

СОЗ - угол Солнце - космический аппарат (объект) - Земля, вычисляемый программным обеспечением КА (погрешность вычисления угла СОЗ не превышает 1');

αs - угол между осью OY и направлением на Солнце, измеряемый ПОС.

Таким образом, если отсутствует тень Земли, то ориентацию КА по каналу OZ на Землю можно осуществлять по информации с ПОС.

Обычно приборы ориентации на Солнце имеют погрешность ориентации порядка 1', в то время как инфракрасные приборы ориентации на Землю имеют погрешность по каналам ориентации от 3' до 10'.

Погрешность ориентации КА относительно оси OZ складывается из следующих составляющих:

- погрешность определения установки прибора не превышает 0,5'(измеряется положение системы координат прибора относительно базовой системы координат при изготовлении КА);

- погрешность установки прибора, обусловленная температурными деформациями, не превышает 1';

- погрешность установки прибора, обусловленная воздействием факторов эксплуатации, не превышает 1';

- погрешность определения угла СОЗ не превышает 1';

- погрешность схемы управления не превышает 0,5';

- погрешность от вращения панелей СБ не превышает 0,5';

- погрешность прибора не превышает: 1' (ПОС), 10' (ПОЗ).

Среднеквадратичная погрешность ориентации относительно оси OZ при управлении по информации с ПОС не превышает 2,2'.

Среднеквадратичная погрешность ориентации относительно оси OZ при управлении по информации с ПОЗ не превышает 10,2'.

Таким образом, можно утверждать, что при ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат погрешность ориентации относительно первой и третьей осей КА будет фактически определяться погрешностью ПОС, а погрешность ориентации относительно второй оси КА будет фактически определяться погрешностью ПОЗ. То есть максимальная погрешность ПОЗ по каналу θ заменяется погрешностью ПОС и погрешностью определения угла СОЗ, при этом максимальная погрешность ориентации на Землю фактически уменьшается в два раза.

Наиболее близким к заявляемому решению по технической сущности и достигаемому техническому результату является способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат, включающий ориентацию первой оси космического аппарата на Землю путем разворотов относительно второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю с использованием электромеханических исполнительных органов, ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце разворотом космического аппарата относительно первой оси до совмещения второй оси КА с плоскостью Солнце - космический аппарат - Земля по информации с ПОС, установленного на корпусе КА, с использованием ЭМИО и разворот панелей СБ вокруг оси, параллельной третьей оси КА, до совмещения нормали к поверхности солнечных батарей с направлением на Солнце с использованием привода СБ [Космические вехи: сборник научных трудов, посвященный 50-летию создания АО «ИСС» имени академика М.Ф. Решетнева. - Красноярск: ИП Суховольская Ю.П., 2009. с. 129-130].

Описанный способ принят за прототип изобретения.

Недостатком прототипа является то, что при ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат относительно третьей оси КА погрешность выдачи информации с ПОЗ существенно больше, чем относительно второй оси КА.

Выходом из сложившейся ситуации может быть применение более точного оптического измерительного устройства для ориентации КА на Землю относительно третьей оси КА.

Таким устройством может быть звездный прибор, погрешность которого не превышает 0.5'. Однако такой прибор устанавливается далеко не на всех КА, потому что его применение по различным причинам не всегда обосновано.

На большинстве КА, ориентированных в солнечно-земной системе координат, применяются приборы ориентации на Солнце и Землю.

В основу настоящего изобретения положена задача создания способа ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат, позволяющего уменьшить погрешность ориентации космического аппарата на Землю.

Поставленная задача решается следующим образом.

Заявлен способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат, включающий ориентацию первой оси космического аппарата на Землю путем разворотов относительно второй и третьей осей с использованием электромеханических исполнительных органов, отличающийся тем, что для уменьшения погрешности ориентации на Землю при отсутствии тени Земли формирование управляющих воздействий относительно второй оси космического аппарата осуществляют по информации с прибора ориентации на Землю, а относительно третьей оси космического аппарата осуществляют по информации с прибора ориентации на Солнце.

Сущность изобретения

Ориентация первой оси космического аппарата на Землю в солнечно-земной системе координат при отсутствии тени Земли осуществляется вращением КА относительно второй оси по информации с ПОЗ с помощью ЭМИО и вращением КА относительно третьей оси по информации с ПОС с помощью ЭМИО.

Такой способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат позволяет уменьшить погрешность ориентации КА на Землю относительно третьей оси при отсутствии тени Земли.

Предложенный способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат применяется на космических аппаратах системы «ГЛОНАСС». Для данных космических аппаратов время нахождения в тени Земли не превышает 5% от всего срока активного существования КА.

Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат, включающий ориентацию первой оси космического аппарата на Землю путем разворотов относительно второй и третьей осей с использованием электромеханических исполнительных органов, отличающийся тем, что для уменьшения погрешности ориентации на Землю при отсутствии тени Земли формирование управляющих воздействий относительно второй оси космического аппарата осуществляют по информации с прибора ориентации на Землю, а относительно третьей оси космического аппарата осуществляют по информации с прибора ориентации на Солнце.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области предохранительных и аварийных устройств космических кораблей (КК), применяемых на стартовой позиции космодрома. Предлагаемое устройство содержит башню (1), устройство подъема (2), галерею эвакуации (3), силовые опоры (4), защитное сооружение (5), кабину посадки экипажа (не показана), поворотную кабину (7), стационарный чехол (8) и гидропривод (9).

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для исключения падения на Землю трудно сгораемых фрагментов космических аппаратов, отработавших свой ресурс, а именно деталей, изготовленных из тугоплавкого конструкционного материала.

Изобретение относится к области космонавтики и касается защиты Земли от потенциально опасных космических объектов (ПОКО) естественного происхождения (астероидов, комет и болидов) путем изменения их орбит за счет внешнего на них воздействия.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к системам соединения разделяемых частей летательных аппаратов. Технический результат - повышение сдвигоустойчивости узла соединения при длительных знакопеременных нагрузках с одновременной возможностью его распадения - отделения.

Изобретение относится к области безопасного применения полимерных композиционных материалов в конструкциях корпуса возвращаемого аппарата пилотируемого космического корабля.
Изобретение относится к космической технике, а именно к устройствам, предназначенным для управляемого разделения конструктивных элементов летательных аппаратов. В устройстве для разделения элементов конструкций летательных аппаратов содержится замок электростатический (ЗЭС), удерживаемый в закрытом состоянии силой электростатического притяжения, возникающей между электрическими зарядами противоположного знака.

Изобретение относится к космической технике, а именно к комплексам очистки околоземного космического пространства, преимущественно, от малогабаритного космического мусора (КМ).

Изобретение относится к способам электротермического ускорения твердых тел. В способе электротермического ускорения твердых тел разряд между рельсами-токоподводами перемещается вместе со снарядом перемычкой, что провоцирует разряд между дном снаряда и рельсами.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для защиты Земли и космических аппаратов (КА) от астероидно-кометной опасности (АКО). Выводят на орбиту КА со средствами аппаратуры наблюдения (АН) на базе телескопов, первичной обработки изображений и непрерывной прямой двусторонней радиосвязи, устанавливают АН на Луне, синхронизируют КА-телескопы по шкале единого времени, размещают главную оптическую ось АН каждого КА в точках Лагранжа, поочередно сканируют и получают изображения участков небесной сферы, определяют координаты и блеск наблюдаемых небесных объектов (НО), принимают и обрабатывают на наземном пункте управления изображения с зафиксированными новыми НО, с помощью информационно-аналитического центра мониторинга АКО собирают, обрабатывают, анализируют, систематизируют, каталогизируют и хранят информацию об объектах АКО, строят динамику перемещений НО во времени и пространстве, вычисляют орбиты НО, регулярно обновляют и передают потребителям информацию об уточненных параметрах НО, оценивают степень угрозы математическим методом, основанным на критерии минимума среднего риска и зависящим от стоимости ложной тревоги, вероятности отсутствия столкновения, условной вероятности ложной тревоги, весового множителя, стоимости ущерба при столкновении, вероятности столкновения, условной вероятности пропуска столкновения, плотности вероятности положения КА или Земли в пространстве, отношения правдоподобия, плотности вероятности положения опасных космических объектов в пространстве, принимают решения о дальнейших действиях.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для разрушения фрагментов космического мусора (КМ). Запускают к фрагменту КМ космический перехватчик, закрепляют на поверхности на фрагменте КМ гелеобразное взрывчатое вещество, производят взрыв с помощью управляемого детонатора.

Изобретение относится к приводам для разворота оборудования относительно корпуса космического аппарата (КА). Привод для разворота оборудования на космическом носителе, не создающий реактивного момента, включает в свой состав двигатель привода, статор которого укреплен на корпусе космического носителя, а ротор связан с разворачиваемым оборудованием, систему управления двигателем и маховик-компенсатор реактивного момента.

Изобретение относится к вероятностным (т.е. без стабилизации структуры) спутниковым системам наблюдения Земли, c охватом её обширных регионов.

Группа изобретений относится к построению и управлению космическими аппаратами на орбитах ИСЗ. Система включает в себя орбитальную станцию, целевые (ЦМ) и обеспечивающие модули на компланарных орбитах.

Группа изобретений относится преимущественно к внешнему оборудованию спутников (солнечным батареям, антеннам и т.п.). Устройство содержит упруго трансформируемые ленты («рулетки») (31а, 31b, 31c), согнутые U–образно и закрепленные на гибкой плёнке или полотне (30).

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя с основными продольными перегородками, дополнительными придонными перегородками и заборным устройством, маршевый двигатель и дополнительную автономную двигательную установку системы ориентации и обеспечения запуска.

Изобретение относится к методам наблюдения планеты из космоса и обработки результатов этого наблюдения. Способ включает регистрацию на снимке кольцевых волн, одновременно с которыми регистрируют часть суши, выбирая и идентифицируя на ней не менее четырех характерных объектов, не лежащих на одной прямой.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя с дополнительными придонными перегородками, заборным устройством, штангой датчика уровня криогенного топлива, маршевый двигатель.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для освобождения отделяемых в процессе эксплуатации и многоразовой отработки силовых крупногабаритных агрегатов, например головных обтекателей, отсеков и ступеней ракет-носителей, подвесных баков летательных аппаратов, космических аппаратов и других полезных нагрузок (ПН).

Изобретение относится к космической технике. В стартовой системе для космических летательных аппаратов старт летательного аппарата, закрепленного на стартовой платформе с электродвигателем, осуществляется из горизонтального положения.
Изобретение относится к области медицины, а именно к урологии, андрологии и сексопатологии. Для лечения эректильной дисфункции ежедневно однократно в течение 10-12 минут проводят гравитационное воздействие на пациента в направлении голова-нижние конечности.

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических аппаратов, преимущественно пико- и наноспутников (класса CubeSat). Способ осуществляется устройством, включающим в себя оптическую систему с фотоприемниками каналов тангажа и рысканья, а также средство определения отклонения продольной оси наноспутника от местной вертикали.

Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов, осуществляемой в солнечно-земной системе координат. Способ включает ориентацию первой оси КА на Землю путем разворотов вокруг второй и третьей осей КА с помощью электромеханических исполнительных органов. При отсутствии тени Земли управляющие воздействия вокруг второй оси КА формируют по информации с прибора ориентации на Землю, а относительно третьей оси КА - по информации с прибора ориентации на Солнце. Техническим результатом изобретения является уменьшение погрешности ориентации КА на Землю. 3 ил.

Наверх