СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ПЛАНЕТУ Российский патент 1994 года по МПК B64G1/24 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании систем управления движением (СУД) космических аппаратов (КА). В частности изобретение решает задачу трехосной ориентации КА относительно Земли с датчиком построителем местной вертикали (ПМВ) с узким полем обзора на стационарной орбите с высотой полета ≈36000 км (угловой размер Земли ≈17^о, поле обзора инфракрасного датчика ПМВ ≈20^о).

Наиболее близким к предлагаемому (прототип) является способ ориентации космического аппарата на планету, включающий ориентацию аппарата относительно направления на Солнце, определение углов между направлением на Солнце и осями орбитальной системы координат, поворот аппарата вокруг направления на Солнце до совпадения оси визирования датчика местной вертикали с местной вертикалью планеты.

Технической задачей изобретения является сокращение времени ориентации.

Данная техническая задача решается тем, что в способе, включающем ориентацию аппарата относительно направления на Солнце, определение углов между направлением на Солнце и осями орбитальной системы координат, поворот аппарата вокруг направления на Солнце до совпадения оси визирования датчика местной вертикали с местной вертикалью планеты, перед поворотом вокруг направления на Солнце фиксируют ось аппарата, проекции единичного вектора направления которой на оси, связанной с аппаратом системы координат, равны проекциям единичного вектора направления на Солнце на оси орбитальной системы координат, и поворачивают аппарат в плоскости фиксированная ось - направление на Солнце до совмещения этой оси аппарата с направлением на Солнце.

При этом сокращение времени ориентации достигается за счет минимизации времени ориентации КА на Солнце путем выполнения плоского поворота (т.е. по наикратчайшему пути) и исключения времени ожидания достижения углом СОЗ величины 90^о.

На чертеже, поясняющем способ, введены следующие обозначения: 1 - КА (объект); 2 - Солнце; 3 - Земля; 4 - плоскость разворота КА при ориентации на Солнце; 5 - коническая поверхность, образуемая следом оси визирования ПИВ Х при повороте вокруг направления на Солнце; - связанный с КА базис с ортогональными осями В_х, В_y, B_z,
- единичный вектор, направленный по ОВ ПМВ;
= (1,0,0)^Т - единичный вектор в проекциях, на связанный с КА базис ;
- единичный вектор направления на Солнце;
= (S, S, S)^T - единичный вектор направления на Солнце в проекциях на орбитальный базис ;
X_o - начальное положение ОВ ПМВ;
Х - положение ОВ ПМВ после завершения ориентации на Солнце;
= (r, r, r)^T - единичный вектор зафиксированой оси в связанном с КА базисе В,причем r_Bx=S_Qx,r_By=S_Qy,r_Bz=S_Qz (верхний индекс "Т" указывает на операцию транспонирования, нижний индекс "y" вектора - на базис в проекциях, на который задается этот вектор).

П р и м е р. Ориентация КА на стационарной орбите.

Операции управления ориентацией осуществляются системой управления движением и навигации (СУДН) КА, построенной на базе бескарданной инерциальной навигационной системы (БИНС).

После включения СУДН в память бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) вводят элементы орбиты КА. Используя известные соотношения и алгоритмы, БИНС, интегрируя уравнения движения центра масс КА, вычисляет матрицу (или кватернион) λ перехода от инерциальной системы координат (ось I_γx - направлена в точку весеннего равноденствия, ось I_γz - на северный полюс, I_γy - дополняет систему координат до правой) к орбитальному базису Q (ось Q_х направлена на центр планеты по МВ, Q_z - перпендикулярно плоскости орбиты, Q_y - по направлению полета).

Таким образом, используя расчетную матрицу λ , в БИНС(БЦВМ) вычисляются величины проекций единичного вектора направления на Солнце на оси орбитального базиса
= λ · = (λ₁₁, λ₂₁, λ₃₁)^T , (1)
где = (1,0,0)^T
После раскрутки гиромоторов блока датчиков угловых скоростей в БИНС, интегрируя кинематические уравнения, вычисляется матрица Н перехода от текущего положения КА к инерциальному базису , совпадающему на момент начала интегрирования кинематических уравнению со связанным с КА базисом . По команде от блока, реализующего выполнение циклограммы управления, в момент времени ts блок датчиков измерения направления на Солнце (например, со сферическим полем обзора) выполняет измерение проекций единичного вектора направления на Солнце в связанном базисе. На этот же момент времени фиксируется матрица текущего углового положения КА Н (t_s), вычисляются и запоминаются проекции вектора направления на Солнце на базис :
(t_S) = H(t_S)(t_S)
Далее в БИНС непрерывно вычисляются текущие координаты вектора Cолнце
= (t) = H^т(t)(t_s) , (2) при этом датчики Солнца могут быть выключены. Определяются координаты вектора, фиксирующие ось КА, проекции которого на базис равны проекциям вектора Солнце на орбитальный базис
= (r, r, r)^T , где
r= S
r= S
r= S Затем вычисляются координаты единичного вектора , направление которого определяет вектор угловой скорости КА с обратным знаком для поворота с целью совмещения упомянутой фиксированной оси с направлением на Солнце по наикратчайшему пути
= - [ · ]/[] и угол между фиксированной осью и направлением на Солнце
Δα = arccos () Вычисляется кватернион рассогласования
M = cos , sin , sin, sin.

После формирования кватерниона М кинематический и динамический контур управления, реализованные по известным законам, осуществляют операции по управлению поворотом КА, в результате которых величина рассогласования Δα сводится к нулю (с точностью до погрешностей ориентации), т.е. поворачивается в плоскости 4 до совмещения с . При достижении и поддержании Δα < Δα_допуст в течение заданного времени, например, с помощью устройства времени формируется признак -готовность к развороту вокруг направления на Солнце. Далее по известным соотношениям формируются скорости коррекции, вызывающие поворот КА вокруг направления на Солнце при одновременном устранении рассогласования Δα . При этом ОВ ПВМ ( совпадает с Х) и движется по поверхности конуса 5. После совмещения оси визирования ПВМ с МВ планеты 3, определяемом по сигналам датчика ПМВ, поворот завершается и управление передается контуру поддержания орбитальной ориентации.

Таким образом, благодаря выполнению минимально возможных разворотов КА и устранению времени ожидания расчетного угла СОЗ (в прототипе 90^о) достигается сокращение времени и обеспечивается построение трехосной орбитальной ориентации.

Область применения: в космической технике и может быть использовано при проектировании систем управления движением космических аппаратов. Сущность изобретения: для сокращения времени построения ориентации оси визирования (ОВ) узкопольного измерителя углового отклонения космического аппарата (КА) от направления на источник излучения, в частности инфракрасного построителя местной вертикали (ПМВ) на центр - местную вертикаль (МВ) Земли, а также для оебспечения трехосной ориентации КА к моменту совмещения ОВ с МВ, фиксируют ось КА, проекция направляющего единичного вектора которой на оси связанного с КА базиса равна соответствующим проекциям единичного вектора направления на Солнце на оси орбитального базиса. Фиксируют плоскость, образованную направлениями на Солнце и зафиксированной оси, поворачивают КА по наикратчайшему пути вокруг оси, перпендикулярной зафиксированной плоскости, до совмещения упомянутой оси КА с направлением на Солнце. Затем поворачивают КА вокруг направления на Солнце до совмещения ОВ с МВ одновременно с компенсацией отклонения оси поворота КА от направления на Солнце и положения самой оси поворота КА в процессе изменения величин проекций единичного вектора направления на Солнце на оси орбитального базиса в течение времени выполнения ориентации КА. 1 ил.

СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ПЛАНЕТУ, включающий ориентацию аппарата относительно направления на Солнце, определение углов между направлением на Солнце и осями орбитальной системы координат, поворот аппарата вокруг направления на Солнце до совпадения оси визирования датчика местной вертикали с местной вертикалью планеты, отличающийся тем, что перед поворотом вокруг направления на Солнце фиксируют ось аппарата, проекции единичного вектора направления которой на оси, связанной с аппаратом системы координат, равны проекциям единичного вектора направления на Солнце на оси орбитальной системы координат, и поворачивают аппарат в плоскости фиксирования ось - направление на Солнце до совмещения указанной фиксированной оси аппарата с направлением на Солнце.