Способ разгрузки управляющих двигателей-маховиков космического аппарата

Изобретение относится к управлению относительным движением космического аппарата (КА). Разгрузка управляющих двигателей-маховиков (ДМ) в выбранном канале ориентации осуществляется по двухконтурной схеме. Первый контур реализует необходимую ориентацию КА и накапливает импульс внешнего возмущающего момента (МВ), а второй контур формирует момент разгрузки (МР). МР противоположен по знаку суммарному кинетическому моменту системы КА - управляющий ДМ. На каждом цикле управления формируют с помощью реактивных двигателей (РД) импульс МР, равный по величине импульсу МВ и противоположный МВ по знаку. Время включения РД на цикле управления рассчитывают пропорционально разности между текущим и заданным значениями суммарного кинетического момента системы КА - управляющий ДМ. Технический результат изобретения состоит в уменьшении погрешности ориентации КА на заданный ориентир во время разгрузки ДМ при увеличении допустимого возмущающего момента. 4 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано на любых космических аппаратах для разгрузки управляющих двигателей-маховиков (УДМ).

Известен способ разгрузки управляющих двигателей-маховиков космического аппарата, работающих в двухконтурной системе, где первый контур осуществляет необходимую ориентацию и накапливает импульс внешнего возмущающего момента, действующего на космический аппарат (КА), а второй контур, способный создавать внешние управляющие моменты, работает по следующему принципу. Как только величина кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации становится больше заданной величины, вторым контуром формируется момент разгрузки, который уменьшает величину кинетического момента управляющего двигателя-маховика, работающего в первом контуре. [Управление ориентацией космических аппаратов: Б.В. Раушенбах, Е.Н. Токарь; Наука. - Москва, 1974. с. 125-127].

Для большинства космических аппаратов наибольший вклад в возмущающий момент, действующий на КА, вносит работа двигателей системы коррекции. Возмущающий момент от двигателей системы коррекции обусловлен погрешностью установки двигателя коррекции, а также уходом центра масс космического аппарата от номинального положения из-за выработки рабочего тела, изменения геометрии космического аппарата. Также возмущающий момент от двигателей системы коррекции зависит от расстояния между центром масс космического аппарата и двигателем коррекции.

Возмущающий момент от работы двигателей коррекции может превышать в несколько раз управляющий момент двигателя-маховика, который должен парировать возмущающий момент. При этом отслеживание ориентира будет осуществляться с большой погрешностью или не будет осуществляться вовсе. Применение же УДМ с управляющим моментом, превышающим возмущающий момент от работы двигателей коррекции, является не целесообразным, так как приводит к увеличению массы и энергопотребления КА. Поэтому для парирования влияния возмущающего момента, действующего на КА, необходимо формировать момент разгрузки реактивными двигателями, входящими в состав второго контура управления.

Основным недостатком способа разгрузки УДМ, описанного выше, является то, что момент разгрузки УДМ, создаваемый вторым контуром практически всегда превышает управляющий момент двигателя-маховика в несколько раз. Это приводит к увеличению погрешности ориентации. Уменьшение момента разгрузки УДМ за счет уменьшения плеч двигателей ориентации приводит к увеличению расхода рабочего тела.

Выход из сложившейся ситуации может быть следующим.

Время включения реактивного двигателя для разгрузки УДМ на каждом цикле управления может изменяться практически от нуля до максимальной величины, равной времени цикла управления ТЦ. Это позволяет создать на цикле управления импульс момента разгрузки, практически равный импульсу возмущающего момента с противоположным знаком, при условии, что возмущающий момент по модулю не превышает момент разгрузки.

При таком управлении суммарный возмущающий момент, действующий на космический аппарат, будет практически равен нулю, и погрешность ориентации космического аппарата на заданный ориентир будет минимальной.

Таким образом, можно утверждать следующее:

1. Формирование на каждом цикле управления импульса момента разгрузки, равного импульсу возмущающего момента с противоположным знаком, позволит эффективно парировать возмущающий момент, действующий на КА;

2. При таком способе разгрузки суммарный возмущающий момент, действующий на космический аппарат, будет практически равен нулю, и погрешность ориентации космического аппарата на заданный ориентир будет минимальной.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению по технической сущности и достигаемому техническому результату является способ разгрузки управляющих двигателей-маховиков космического аппарата, работающих в двухконтурной системе, где первый контур осуществляет необходимую ориентацию и накапливает импульс внешнего возмущающего момента, действующего на КА, а второй контур, способный создавать внешние управляющие моменты, работает по следующему принципу. Как только величина кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации становится больше заданной величины, вторым контуром формируется момент разгрузки, который уменьшает величину кинетического момента управляющего двигателя-маховика, работающего в первом контуре [Управление ориентацией космических аппаратов: Б.В. Раушенбах, Е.Н. Токарь; Наука. - Москва, 1974. с. 125-127].

Описанный способ принят за прототип изобретения.

Недостатки прототипа:

1. При возмущающем моменте, превышающем управляющий момент двигателя-маховика, отслеживание ориентира осуществляется с большой погрешностью или не осуществляется вовсе.

2. Момент разгрузки УДМ, создаваемый вторым контуром практически всегда превышает управляющий момент двигателя-маховика в несколько раз. Это приводит к увеличению погрешности ориентации.

Для уменьшения погрешности ориентации необходимо уменьшить момент разгрузки реактивного двигателя. Это можно сделать путем применения двигателя с малой тягой, однако при этом уменьшается величина возмущающего момента, которую может парировать реактивный двигатель. Также можно уменьшить момент разгрузки УДМ за счет уменьшения плеча реактивного двигателя, однако это приводит к увеличению расхода рабочего тела, что тоже является неприемлемым.

Исходя из вышесказанного целесообразно при достижении величины кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации заданной величины, на каждом цикле управления формировать импульс момента разгрузки, равный импульсу возмущающего момента с противоположным знаком. При этом суммарный возмущающий момент, действующий на космический аппарат, будет практически равен нулю, и погрешность ориентации космического аппарата на заданный ориентир будет минимальной.

В основу настоящего изобретения положена задача создания способа разгрузки управляющего двигателя-маховика, позволяющего:

- уменьшить погрешность ориентации космического аппарата на заданный ориентир во время разгрузки;

- увеличить диапазон допустимого возмущающего момента до величины момента разгрузки;

- обеспечить ориентацию на заданный ориентир в процессе разгрузки, в том числе и при возмущающем моменте, превышающем максимальный управляющий момент УДМ.

Поставленная задача решается следующим образом.

Заявлен способ разгрузки управляющих двигателей-маховиков космического аппарата, работающих в двухконтурной системе, где первый контур осуществляет необходимую ориентацию и накапливает импульс внешнего возмущающего момента, действующего на космический аппарат, а второй контур формирует момент разгрузки с использованием реактивных двигателей, противоположный по знаку суммарному

кинетическому моменту (DHi) системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации при величине суммарного кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации, превышающей заданное значение (DHOi) по модулю, отличающийся тем, что для парирования возмущающего момента на каждом цикле управления формируют импульс момента разгрузки с помощью реактивных двигателей, равный по абсолютной величине импульсу возмущающего момента и противоположный по знаку возмущающему моменту, при этом время τi включения реактивных двигателей на цикле управления для формирования момента разгрузки по i-му каналу ориентации рассчитывают пропорциональным разности между DHi и заданным значением DHOi по закону:

где T1 - константа, при этом кинетический момент системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации стабилизируется на величине, при которой импульс момента разгрузки по модулю за цикл управления равен импульсу возмущающего момента по модулю за цикл управления и противоположен по знаку возмущающему моменту.

Сущность изобретения.

Первый контур управления, включающий в себя управляющие двигатели-маховики, осуществляет ориентацию КА. При воздействии на КА внешних возмущающих моментов УДМ формирует управляющий момент, который парирует внешний возмущающий момент, и накапливают импульс внешнего возмущающего момента. По достижении заданного порогового значения суммарного кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации включаются реактивные двигатели (второй контур управления), с помощью которых на каждом цикле управления формируется импульс момента разгрузки, равный по абсолютной величине импульсу возмущающего момента и противоположный по знаку возмущающему моменту, что приводит к стабилизации кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации.

При таком управлении работой реактивных двигателей формируются две системы управления, работающие одновременно:

- система управления ориентацией на заданный ориентир с использованием двигателей-маховиков;

- система управления парированием внешнего возмущающего момента с использованием реактивных двигателей.

Система управления парированием внешнего возмущающего момента использует для формирования управляющего момента (момента разгрузки) информацию о суммарном кинетическом моменте системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по каждому из каналов ориентации. А именно по информации о суммарном кинетическом моменте системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации на каждом цикле управления формируют время включения реактивных двигателей по следующему закону:

где

i=X, Y, Z;

DHi - суммарный кинетический момент системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации;

DHOi - заданное значение суммарного кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации;

T1 - константа.

Знак момента разгрузки УДМ определяется следующим образом:

Величина стабилизации кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации, при которой импульс момента разгрузки по модулю за цикл управления равен импульсу возмущающего момента по модулю за цикл управления и противоположен по знаку возмущающему моменту , зависит от возмущающего момента, действующего на КА, и определяется следующим образом:

Поскольку знак кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации зависит от знака возмущающего момента по i-му каналу ориентации и не зависит от знака момента разгрузки по i-му каналу ориентации, получим:

где

i=X, Y, Z;

DHi - суммарный кинетический момент системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации;

- возмущающий момент по i-му каналу ориентации;

ТЦ - время цикла управления;

T1 - константа;

- момент разгрузки УДМ по i-му каналу ориентации;

DHOi - заданное значение суммарного кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации.

Максимальное значение величины стабилизации кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации, вычисленное с помощью выражения (5), равно:

DHiMAX=8.5 Нмс, при , ТЦ = 4 с, T1 = 0,5 1/Нм, DHOi = 0,5 Нмс.

Величина стабилизации кинетического момента системы космический аппарат -управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации при изменении возмущающего момента, вычисленная с помощью выражения (5), равна:

DHi=2.38 Нмс, при ТЦ = 4 с, Т1 = 0,5 1/Нм, DHOi = 0,5 Нмс.

DHi=4.26 Нмс, при ТЦ = 4 с, T1 = 0,5 1/Нм, DHOi = 0,5 Нмс.

DHi = 6.15 Нмс, при ТЦ = 4 с, T1 = 0,5 1/Нм, DHOi = 0,5 Нмс.

DHi = 8.03 Нмс, при ТЦ = 4 с, T1 = 0,5 1/Нм, DHOi = 0,5 Нмс.

Так как при работе реактивного двигателя давление в топливном баке понижается, это приводит к тому, что при выдаче импульса коррекции возмущающий момент от реактивного двигателя коррекции может уменьшаться (зависит от схемы работы реактивного двигателя).

Предлагаемый алгоритм разгрузки УДМ подстраивается под изменения возмущающего момента путем формирования, на каждом цикле управления импульса момента разгрузки, равного импульсу возмущающего момента с противоположным знаком. При этом суммарный возмущающий момент, действующий на космический аппарат, будет практически равен нулю, и погрешность ориентации космического аппарата на заданный ориентир будет минимальной.

В настоящее время на большинстве космических аппаратов применяются реактивные двигатели, которые имеют минимальное время включения ТМИН. Если возмущающий момент мал, и время включения реактивного двигателя на цикле управления τi будет меньше, чем минимальное значения времени включения реактивного двигателя ТМИН, то разгрузка УДМ будет осуществляться не на каждом цикле управления,

а по достижению суммарным кинетическим моментом системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации заданного значения DHOi. При этом время включения реактивного двигателя на цикле управления τi будет равно ТМИН. В этом случае момент разгрузки практически не будет оказывать влияния на погрешность ориентации КА.

Для подтверждения работоспособности предлагаемого алгоритма разгрузки проводилось моделирование переходных процессов по каналу ориентации.

Система уравнений, описывающих движение при моделировании, имеет вид:

где

JX - момент инерции космического аппарата по каналу ориентации;

ωX - угловая скорость космического аппарата по каналу ориентации;

- возмущающий момент по каналу ориентации;

- момент реактивного двигателя по каналу ориентации;

НХ - значение кинетического момента УДМ по каналу ориентации;

- производная кинетического момента УДМ по каналу ориентации;

МУДМх - управляющий момент двигателя-маховика по каналу ориентации;

МСТ - момент сухого трения на валу двигателя-маховика;

KC - коэффициент зависимости сопротивления от величины Н;

tЦ - время цикла управления (4 с);

tX - длительность включения реактивного двигателя на цикле управления по каналу ориентации;

- импульс возмущающего момента по каналу ориентации;

- импульс момента разгрузки по каналу ориентации.

K1, K2 - коэффициенты закона управления по каналу ориентации;

y - значение угла по каналу ориентации;

y& - значение скорости по каналу ориентации;

DHx - суммарный кинетический момент системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по каналу ориентации;

DHOx - заданное значение суммарного кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по каналу ориентации;

T1 - константа;

PSI - управляющая координата по каналу ориентации.

Моделирование переходных процессов проводилось по одному каналу ориентации при нулевых начальных условиях, при следующих значениях констант: T1 = 0,5 1/Нм, DHOx = 0,5 Нмс, Jx = 6000 кг м2, MCT = 0,002 Нм, , KC = 1,340-4 с-1, K1 = 12 Нм/рад, K2 = 400 Нмс/рад.

Максимальный управляющий момент двигателя-маховика при моделировании принимался равным 0,2 Нм.

Результаты моделирования переходного процесса по каналу ориентации КА при значении возмущающего момента MB = 0,2 Нм приведены на фиг. 1,

где

PSI - управляющая координата по каналу ориентации;

Wx - скорость изменения управляющей координаты по каналу ориентации;

DHx - суммарный кинетический момент системы космический аппарата - управляющий двигатель-маховик по каналу ориентации;

- импульс возмущающего момента по каналу ориентации;

- импульс момента разгрузки по каналу ориентации;

ΔJ - разность между и .

Результаты моделирования переходного процесса по каналу ориентации КА при значении возмущающего момента MB = 0,4 Нм приведены на фиг. 2,

где

PSI - управляющая координата по каналу ориентации;

Wx - скорость изменения управляющей координаты по каналу ориентации;

DHx - суммарный кинетический момент канала ориентации системы космический аппарата - управляющий двигатель-маховик;

- импульс возмущающего момента по каналу ориентации;

- импульс момента разгрузки по каналу ориентации;

ΔJ - разность между и .

Результаты моделирования переходного процесса по каналу ориентации КА при значении возмущающего момента MB = 0,6 Нм приведены на фиг. 3,

где

PSI - управляющая координата по каналу ориентации;

Wx - скорость изменения управляющей координаты по каналу ориентации;

DHx - суммарный кинетический момент канала ориентации системы космический аппарата - управляющий двигатель-маховик;

- импульс возмущающего момента по каналу ориентации;

- импульс момента разгрузки по каналу ориентации;

ΔJ - разность между и .

Результаты моделирования переходного процесса по каналу ориентации КА при значении возмущающего момента MB = 0,8 Нм приведены на фиг. 4,

где:

PSI - управляющая координата по каналу ориентации;

Wx - скорость изменения управляющей координаты по каналу ориентации;

DHx - суммарный кинетический момент канала ориентации системы космический аппарата - управляющий двигатель-маховик;

- импульс возмущающего момента по каналу ориентации;

- импульс момента разгрузки по каналу ориентации;

ΔJ - разность между и .

По результатам моделирования переходных процессов можно сделать следующие выводы:

1. Величина стабилизации суммарного кинетического момента i-го канала ориентации системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик на фиг. 1-4 равна величине стабилизации суммарного кинетического момента i-го канала ориентации системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик, полученной аналитически по формуле (5) на стр. 5.

2. Система остается работоспособной:

- при изменении возмущающего момента до величины, равной максимальному моменту, создаваемому реактивными двигателями;

- при величине возмущающего момента, превышающего максимальный управляющий момент двигателя-маховика.

Предложенный способ разгрузки управляющих двигателей-маховиков применяется на космических аппаратах системы «ГЛОНАСС».

Способ разгрузки управляющих двигателей-маховиков космического аппарата, работающих в двухконтурной системе, где первый контур осуществляет необходимую ориентацию и накапливает импульс внешнего возмущающего момента, действующего на космический аппарат, а второй контур формирует момент разгрузки с использованием реактивных двигателей, противоположный по знаку суммарному кинетическому моменту (DHi) системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации, при величине суммарного кинетического момента системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации, превышающей заданное значение (DHOi) по модулю, отличающийся тем, что для парирования возмущающего момента на каждом цикле управления формируют импульс момента разгрузки с помощью реактивных двигателей, равный по абсолютной величине импульсу возмущающего момента и противоположный по знаку возмущающему моменту, при этом время τi включения реактивных двигателей на цикле управления для формирования момента разгрузки по i-му каналу ориентации рассчитывают пропорциональным разности между DHi и заданным значением DHOi по закону:

где T1 - константа, при этом кинетический момент системы космический аппарат - управляющий двигатель-маховик по i-му каналу ориентации стабилизируется на величине, при которой импульс момента разгрузки по модулю за цикл управления равен импульсу возмущающего момента по модулю за цикл управления и противоположен по знаку возмущающему моменту.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к стыковочным устройствам космических аппаратов. Механизм герметизации стыка стыковочного агрегата космического корабля содержит стыковочный шпангоут с равномерно распределенными по периметру стыка системами замков, электроприводы, торцевое уплотнение на стыковочной поверхности шпангоута.

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанных компонентов.

Изобретение относится к способу электрических проверок космического аппарата (КА). Для электрической проверки производят включение и выключение КА, подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания, автоматизированную выдачу команд управления, допусковое телеизмерение и контроль параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображение текущего состояния процесса испытаний.

Изобретение относится к наземным электрическим проверкам космических аппаратов (КА) при их изготовлении. В процессе проверок КА (1) используют: имитаторы ИБС (2) солнечных и имитаторы ИАБ (3) аккумуляторных батарей.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических аппаратов (КА) различного назначения. В способе сборки КА на оснастку в форме трубы устанавливают опорные панели в плоскостях XOY, на опорные панели устанавливают с закреплением приборные панели, монтируют опорные панели жесткости в плоскости XOZ к приборным панелям, монтируют панель астроплаты в плоскости ZOY к оснастке, приборным панелям и опорным панелям жесткости.
Изобретение относится к способу территориального размещения мобильных командно-измерительных приёмо-передающих станций (мобильных станций). Для реализации способа определяют текущее положение мобильных станций и космических аппаратов, проводящих дистанционное зондирование заданного района Земли с помощью измерительных средств, прогнозируют траектории и рассчитывают трассы полета космических аппаратов с помощью вычислительных средств, определяют геометрический центр зондируемого района и антиподную точку на поверхности Земли с учетом ее угловой скорости вращения, периодов обращения космических аппаратов и ограничений по размещению мобильных станций, определяют место размещения мобильных станций и в соответствии с ними осуществляют их перемещение.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов, предназначенных для фиксации на поверхности космических объектов.

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.

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.

Изобретение относится к устройствам стыковки и управления относительным движением космических объектов. Устройство (1) включает в себя корпус (10) с отсеком (11) и вал (20), выполненный с возможностью вращения вокруг первой оси (А1).

Использование: для преобразования угловых положений. Сущность заключается в том, что способ автономного определения положения объекта основан на формировании информативного гармонического сигнала частоты вращения гироскопа с радиально намагниченным ротором–магнитом путем индуцирования эдс в обмотке сферического соленоида, механически закрепленного на объекте, электрическом арретировании ротора гироскопа, наведении его оси вращения на объект внешнего пространства и установке начального отсчета координат, разарретировании и выделении из информативного сигнала параметров по двум координатам, курса и тангажа, при этом формируют одновременно три попарно биортогональных между собой синусно-косинусных сигнала индуцированием эдс частоты вращения ротора, выполненного в форме полого полного или неполного шара, намагниченного перпендикулярно его оси вращения и помещенного внутри или снаружи сферы из немагнитного материала, на которой взаимно пространственно перпендикулярно расположены три сферических соленоида, а параметры трех угловых положений объекта, представленного связанной с ним системой координат в виде трех попарно биортогональных между собой синусно-косинусных сигналов, относительно внешнего инерциального, псевдоинерциального или неинерциального пространства, представленного вращающимся шаровым ротором-магнитом, определяют одновременной демодуляцией по трем каналам амплитуд и фаз трех пар обозначенных синусно-косинусных сигналов по заданным алгоритмам.

Изобретение относится к управлению угловым движением космического аппарата (КА) с силовыми гироскопами (СГ) и солнечными батареями (СБ), установленными на взаимно противоположных сторонах КА.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг его центра масс. Способ включает закрутку КА вокруг оси его минимального момента инерции (продольной).

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг его центра масс. Способ включает закрутку КА вокруг оси его минимального момента инерции (продольной).

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг его центра масс. Способ включает закрутку КА вокруг оси его минимального момента инерции (продольной).

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.

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.

Изобретение относится к управлению угловым движением космических аппаратов. Для разгрузки системы силовых гироскопов от накопленного кинетического момента используют токовые контуры фазированной антенной решетки (ФАР).

Группа изобретений относится к средствам и методам выведения, работы на орбите и увода с орбиты автоматических полезных нагрузок (ПН) с помощью беспилотного ракетно-космического комплекса (РКК).

Изобретение относится к управлению относительным движением космического аппарата. Разгрузка управляющих двигателей-маховиков в выбранном канале ориентации осуществляется по двухконтурной схеме. Первый контур реализует необходимую ориентацию КА и накапливает импульс внешнего возмущающего момента, а второй контур формирует момент разгрузки. МР противоположен по знаку суммарному кинетическому моменту системы КА - управляющий ДМ. На каждом цикле управления формируют с помощью реактивных двигателей импульс МР, равный по величине импульсу МВ и противоположный МВ по знаку. Время включения РД на цикле управления рассчитывают пропорционально разности между текущим и заданным значениями суммарного кинетического момента системы КА - управляющий ДМ. Технический результат изобретения состоит в уменьшении погрешности ориентации КА на заданный ориентир во время разгрузки ДМ при увеличении допустимого возмущающего момента. 4 ил.

Наверх