Способ восстановления курсовой ориентации космического аппарата с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса

Изобретение относится к управлению космическим аппаратом (КА) с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса, прибора ориентации на Землю и гироскопических измерителей угловой скорости. При этом предварительно оценивают положение КА в орбитальной системе координат, а затем выполняют координированный курсовой программный поворот КА в плоскость орбиты. В процессе поворота компенсируют связи между всеми каналами ориентации. Техническим результатом является повышение качества переходного процесса одновременно в каналах курса, крена и тангажа при существенном уменьшении времени переходного процесса восстановления курсовой ориентации КА. 2 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для повышения качества переходного процесса и снижения времени восстановление курсовой ориентации орбитального космического аппарата (КА), в состав системы управления угловым движением (СУД) которого входит орбитальный бесплатформенный гирокомпас (ОГК).

В книге [1] авторов Бесекерского В.А., Иванова В.А., Самотокина Б.Б. «Орбитальное гирокомпасирование». СПб. 251 с. 1993 рассмотрен способ восстановления курсовой ориентации КА с помощью гироорбитанта. Недостатком способа являются большое время восстановления ориентации и низкое качество переходного процесса, выражающееся в большой величине перерегулирования в каналах угловой ориентации КА - порядка 5÷40°.

Аналогичными недостатками обладают все, без исключения, известные типы ОГК, см., например [3-6]. Это связано с тем, что в классическом ОГК восстановление курсовой ориентации осуществляется путем непосредственного включения режима гирокомпасирования, который принципиально не приспособлен к работе в таком режиме. При этом движение КА в сторону устойчивого полюса (плоскость орбиты) происходит слишком долго, некоординированно, с большим перерегулированием. Крайне негативно этот недостаток проявляется в системах управления орбитальных КА с релейным режимом стабилизации.

Наиболее близким аналогом может служить техническое решение, представленное в статье [3] авторов Кэмпбел, Коффи «Цифровые системы отсчета углов». Журнал «Вопросы ракетной техники», 1971 г., №11, стр. 63÷88.

Техническим результатом является повышение качества и существенное уменьшение времени переходного процесса при восстановлении курсовой ориентации КА с применением ОГК бесплатформенного типа.

Для достижения результата в известный способ, включающий приведение КА к местной вертикали по сигналам прибора ориентации по Земле (ПОЗ) и стабилизацию КА относительно ОСК по крену и тангажу по сигналам ПОЗ и гироскопических измерителей угловой скорости (ГИУС) крена и тангажа, а также стабилизацию КА в канале курса по сигналу курсового ГИУС, вводят новые операции - приводят КА к местной вертикали до выполнения условий ⎜γПОЗ⎜≤Δγ, ⎜ϑПОЗ⎜≤Δϑ, где γПОЗ, ϑПОЗ - сигналы ПОЗ по крену и тангажу соответственно, Δγ, Δϑ - заданные погрешности ориентации КА относительно местной вертикали, снимают показания ГИУС об угловых скоростях КА по крену и тангажу и рассчитывают текущее положение КА по курсу относительно ОСК на момент времени, например, по формуле , где ωXi, ωZi - абсолютные угловые скорость КА в каналах крена и тангажа соответственно, которое запоминают, подключают ПОЗ в контур коррекции ОГК и переходят на стабилизацию КА по сигналам ОГК с одновременным поворотом КА в плоскость орбиты со скоростью , где λ(τ), τ - текущие значения программного угла, программной скорости и времени программного поворота соответственно, в процессе которого компенсируют взаимовлияние каналов ориентации перекрестными связями по аргументу разности начального запомненного угла курса и текущего программного значения, а при достижении условия А≤ε, где ε - допустимая погрешность восстановления курсовой ориентации, отключают программное управление и продолжают стабилизировать КА по сигналам ОГК.

На фигурах 1 и 2 приведены результаты моделирования режима восстановления курсовой ориентации КА известным (фиг. 1) и предложенным (фиг. 2) способами.

На фигурах обозначено:

γgrad, ψgrad, θgrad - угловое положение КА относительно ОСК по крену, курсу и тангажу соответственно;

- абсолютные угловые скорости КА в проекциях на собственные оси крена, курса и тангажа.

Из представленных результатов моделирования наглядно видно, что при использовании известного способа перерегулирование в каналах ориентации достигает пяти градусов, качество переходных процессов неудовлетворительное, а время восстановления курсовой ориентации КА из начального положения 180° составляет 9000 с или 2,5 часа (фиг. 1).

При использовании нового способа уравнения, описывающие процесс восстановления ориентации после выполнения условий ⎜γПОЗ⎜≤Δγ, ⎜ϑПОЗ⎜≤Δϑ, принимают вид [2]:

где Δβ, , Δα, , Δθ, - выходные сигналы ОГК в систему стабилизации КА по углам и угловым скоростям в каналах крена, курса и тангажа;

- аргумент разности начального запомненного угла курса и текущего программного значения λ(τ);

ωX, ωY, ωZ - угловые скорости КА относительно инерциальной системы координат (ИСК) в проекциях на связанные оси КА по крену, курсу и тангажу, измеряемые датчиками ГИУС;

γПОЗ, ϑПОЗ - выходные сигналы прибора ориентации по Земле (ПОЗ) по крену и тангажу;

Ω - орбитальная угловая скорость КА;

κ1, κ2, κ3 - коэффициенты коррекции.

Результаты моделирования процесса восстановления курсовой ориентации КА из положения и при нулевых начальных положениях КА по γ и θ показаны на фигуре 2.

В процессе моделирования допустимая угловая погрешность ε - восстановления курсовой ориентации принималась равной 1% от полного значения , а текущее значение программной уставки λ(τ) рассчитывалось по формуле:

,

где ωЗ – скорость обнуляющего программного поворота задается как максимальная допустимая угловая скорость КА в канале курса. При этом время программного поворота рассчитывалось по формуле: .

Для ωЗ=0,2% и время программного поворота составило 900 с, при этом величина перерегулирования ε в канале курса не превысила 1° или 0,6%. Отклонения КА в каналах крена и тангажа относительно ОСК в течение всего времени поворота изменялись незначительно, оставаясь около нулевых значений.

Из представленных графиков видно, что заявленный технический результат достигнут как по качеству переходного процесса - процесс близок к оптимальному, так и по его времени - время переходного процесса на восстановления курсовой ориентации КА уменьшилось в ~ 10 раз или на порядок.

Источники информации

1. Бесекерский В.А., Иванов В.А., Самотокин Б.Б. Орбитальное гирокомпасирование. СПб. 251 с. 1993.

2. Патент 2509690 RU.

3. Кэмпбел, Коффи «Цифровые системы отсчета углов». Журнал «Вопросы ракетной техники», 1971 г., №11.

4. Брайсон А.Е., Кортюм В. Вычисление местного углового положения орбитального космического аппарата. Труды III Международного симпозиума ИФАК. Франция, Тулуза, 1970. Управление в космосе. Том 2. М. Наука. 23 с. 1972.

5. Раушенбах Б.В., Токарь Е.Н. Управление ориентацией космических аппаратов. М. Наука. 598 с. 1974.

6. Bowers J.L., Rodden J.J., Scott E.D., Debra D.B. Orbital Gyrocompassing Heading Reference, AIAA Journal of Spacecrat and Rockets, 1968, v.5, №8.

Способ восстановления курсовой ориентации космического аппарата (КА) с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса (ОГК) относительно орбитальной системы координат (ОСК), включающий приведение КА к местной вертикали по сигналам прибора ориентации по Земле (ПОЗ) и стабилизацию КА относительно ОСК по крену и тангажу по сигналам ПОЗ и гироскопических измерителей угловой скорости (ГИУС) крена и тангажа, а также стабилизацию КА в канале курса по сигналу курсового ГИУС, отличающийся тем, что приводят КА к местной вертикали до выполнения условий

где γ ПОЗ, ϑ ПОЗ - сигналы ПОЗ по крену и тангажу соответственно, Δγ, Δϑ - заданные погрешности ориентации КА относительно местной вертикали, снимают показания ГИУС об угловых скоростях КА по крену и тангажу и рассчитывают положение КА по курсу относительно ОСК на момент времени ti, например, по формуле

где ωXi, ωZi - абсолютные угловые скорость КА в каналах крена и тангажа соответственно, которое запоминают, подключают ПОЗ в контур коррекции ОГК и переходят на стабилизацию КА по сигналам ОГК с одновременным поворотом КА в плоскость орбиты со скоростью где λ(τ), τ - текущие значения программного угла, программной скорости и времени программного поворота по курсу соответственно, в процессе которого компенсируют взаимовлияние каналов ориентации перекрестными связями по аргументу разности начального запомненного угла курса и текущего программного значения, а при достижении условия А ≤ ε, где ε - допустимая погрешность восстановления курсовой ориентации, отключают программное управление и продолжают стабилизировать КА по сигналам ОГК.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к спутниковым системам обнаружения, наблюдения и мониторинга небесных тел Солнечной системы, угрожающих столкновением с Землей. Способ включает размещение двух космических аппаратов с телескопами Т1 (КА Т1) и Т2 (КА Т2) на орбите Земли (2) вокруг Солнца (1).

Изобретение относится к космической отрасли, к способам планирования задействования технических средств (ТС) наземного автоматизированного комплекса управления и измерений (НАКУ) космическими аппаратами (КА) научного и социально-экономического назначения и может использоваться при возникновении конфликтных ситуаций по задействованию ТС НАКУ.

Изобретение относится к системам стабилизации и управления ориентацией космических аппаратов (КА) и может найти применение для управлении угловым движением малого КА.

Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА) по солнечному датчику. Способ заключается в измерении углового положения Солнца (двух углов) в собственных осях КА на последовательных интервалах времени.
Изобретение относится к сфере космических биологических экспериментов. Способ включает запуск в космос с последующим возвращением на Землю биологического объекта, в качестве которого используют самца и самку протоптеров, образовавших коконы в грунте и перешедших в состоянии оцепенения.

Изобретение относится к области борьбы с астероидной опасностью в рамках техники моделирования физических процессов и природных явлений. Способ предусматривает изготовление микромодели (ММ) из вещества, подобного веществу астероида.

Устройство для автономного определения навигационных параметров и параметров ориентации пилотируемого космического корабля содержит оптический блок сопряжения, выполненный в виде призменного блока, позволяющий одновременно наблюдать два непересекающихся участка звездного неба, одного с навигационными звездами, а другого с горизонтом планеты.

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов (КА), преимущественно космических платформ (КП), объединяющих служебные подсистемы и обеспечивающих работу модуля полезной нагрузки (МПН).

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 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 системам стабилизации и управления ориентацией космических аппаратов (КА) и может найти применение для управлении угловым движением малого КА.

Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА) по солнечному датчику. Способ заключается в измерении углового положения Солнца (двух углов) в собственных осях КА на последовательных интервалах времени.

Изобретение относится к удержанию геосинхронного космического аппарата (КА) в заданной области стояния при допустимом наклонении орбиты до 5°. Способ включает определение максимально допустимого наклонения, близкого к нему начального наклонения и определение оптимальной долготы восходящего узла орбиты выведения КА с учетом эпохи запуска КА на орбиту.

Изобретение относится к удержанию геосинхронного космического аппарата (КА) в заданной области стояния при допустимом наклонении орбиты до 5°. Способ включает определение максимально допустимого наклонения, близкого к нему начального наклонения и определение оптимальной долготы восходящего узла орбиты выведения КА с учетом эпохи запуска КА на орбиту.

Траектория полета двухступенчатой ракеты (1) периодически прогнозируется в течение полета, и прогнозируемая точка падения, когда блок (11) первой ступени ракеты или обтекатель (15) отделяется и отбрасывается от второй ступени (13) ракеты, периодически прогнозируется в каждой промежуточной запланированной точке на прогнозируемой траектории полета.

Устройство для автономного определения навигационных параметров и параметров ориентации пилотируемого космического корабля содержит оптический блок сопряжения, выполненный в виде призменного блока, позволяющий одновременно наблюдать два непересекающихся участка звездного неба, одного с навигационными звездами, а другого с горизонтом планеты.

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.

Группа изобретений относится к космической технике. Космический аппарат (КА) содержит по меньшей мере один основной бак ракетного топлива, основной двигатель, питаемый ракетным топливом из основного бака, и устройство сведения с орбиты.

Изобретение относится к области космической техники и может использоваться для определения ускорения поступательного движения космического аппарата (КА). В способе коррекции орбитального движения КА в процессе приложения тестовых и корректирующих воздействий фиксируют начало стационарного режима нагревания стенки камеры сгорания двигателя, фиксируют число срабатываний электроклапанов на входе в блок стабилизации давления, определяют средние частоты срабатывания электроклапанов и ускорения от работы двигателя коррекции.

Изобретение относится к управлению полетом специализированных космических аппаратов (КА). Способ включает построение инерциальной солнечной ориентации КА системой силовых гироскопов, измерение векторов их кинетических моментов, поддержание данной ориентации с одновременной разгрузкой гироскопов.
Изобретение относится к способам очистки околоземного космического пространства (ОКП) от крупногабаритных объектов космического мусора (КМ). Способ включает выведение космического аппарата (КА) в область орбит, предназначенных для их очистки от крупногабаритных объектов КМ. В качестве элемента захвата и торможения КМ используют крупноячеистую сеть. До запуска КА с сетью на орбиту вокруг Земли на поверхности сети размещают пленочные электреты и осуществляют их электретирование одноименным положительным или отрицательным зарядом. На поверхности сети также размещают развертывающие надувные элементы в виде полых многослойных гермооболочек. После обнаружения крупногабаритного объекта КМ, измерения параметров его движения относительно КА и сближения КА с КМ наводят продольную ось контейнера в направлении на крупногабаритный объект КМ и выталкивают крупноячеистую сеть. За счет давления остаточного воздуха во внутренней полости развертывающих надувных элементов сеть разворачивают в космосе и придают ей заданную форму. Осуществляют захват или охват сетью крупногабаритного объекта КМ и/или зацепление сети за выступающие элементы крупногабаритного объекта КМ. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности очистки ОКП от крупногабаритных объектов КМ. 19 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к управлению космическим аппаратом с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса, прибора ориентации на Землю и гироскопических измерителей угловой скорости. При этом предварительно оценивают положение КА в орбитальной системе координат, а затем выполняют координированный курсовой программный поворот КА в плоскость орбиты. В процессе поворота компенсируют связи между всеми каналами ориентации. Техническим результатом является повышение качества переходного процесса одновременно в каналах курса, крена и тангажа при существенном уменьшении времени переходного процесса восстановления курсовой ориентации КА. 2 ил.

Наверх