СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПО МЕСТНОЙ ВЕРТИКАЛИ ПЛАНЕТЫ 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 одновекторной ориентации КА относительно Земли с датчиком - построителем местной вертикали (ПМВ) с узким полем обзора на стационарной орбите с высотой полета около 36000 км (угловой размер Земли ≈ 17^о, поле обзора инфракрасного датчика ПВМ ≈20^о).

Наиболее близким техническим решением является способ, включающий ориентацию КА на Солнце. (Ориентируют на Солнце ось, перпендикулярную (ОВ) ПМВ, определяют текущий угол "Солнце-объект (КА) - Земля" (СОЗ), сравнивают его с углом "Солнце-объект-ОВ ДМВ", поворачивают КА вокруг направления на Солнце после достижения разностью сравниваемых углов заданного значения до совмещения ОВ с МВ Земли.

Недостатком этого способа является то, что на стационарной орбите угол СОЗ 90^о достигается через каждые 12 ч, что чрезмерно затягивает время построения ориентации.

Технической задачей является сокращение времени ориентации.

Это достигается тем, что в способе ориентации космического аппарата (объекта) по местной вертикали планеты, включающем ориентацию аппарата относительно направления на Солнце, определение угла "Солнце-объект-Земля", сравнение его с углом "Солнце-объект-ось визирования датчика местной вертикали" и поворот аппарата вокруг направления на Солнце после достижения разностью сравниваемых углов значения, близкого к нулю до совмещения оси визирования датчика с местной вертикалью, ориентацию аппарата относительно направления на Солнце выполняют путем поворота оси визирования датчика в плоскости "ось визирования-направление на Солнце" до достижения угла между осью визирования и направлением на Солнце расчетной величины угла "Солнце-объект-Земля". 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.

Для пояснения способа приводится чертеж, где внесены следующие обозначения: 1 - КА (объект); 2 - Солнце; 3 - Земля; 4 - плоскость разворота КА при ориентации на Солнце; 5 - коническая поверхность, образуемая следом оси визирования ПМВ при повороте вокруг направления на Солнце; = (1,0,0)^T - единичный вектор, направленный по ОВ ПМВ; - единичный вектор направления на Солнце; х_о - начальное положение ОВ ПМВ; х - положение ОВ ПМВ после завершения ориентации на Солнце; - базис связанной с КА правой системой координат, с единичными ортами , , ; Q - орбитальный базис с единичными ортами Q_x, Q_y, Q_z.

Запись векторов в виде , указывает на задание векторов , тремя проекциями по оси базисов ,
= = (, , )^Т
= = (S, S, S)^T , где индекс "Т" - указывает операцию транспортирования.

Описание изобретения приведено на примере ориентации КА на стационарной орбите.

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

В момент 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, вычисляют матрицу (или кватернион) λ перехода от инерциальной системы координат Iγ (ось lγ x направлена в точку весеннего равноденствия, ось I γz - на северный полюс, ось I γ y дополняет систему координат до правой) к орбитальному базису (ось Q_x направлена на центр планеты по МВ, ось Q_z - перпендикулярно плоскости орбиты, ось Q_y - по направлению полета).

Таким образом, используя расчетную матрицу в БИНС, вычисляются величины проекции единичного вектора Солнца на оси орбитального базиса
= λ · = (λ₁₁, λ₂₁, λ₃₁)^T, (1) где
= (1,0,0)^Т, λ =
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 осей связанного с КА базиса .

По команде от блока, реализующего выполнения циклограммы управления, в момент времени t_S блок датчиков измерения направления на Солнце (например, со сферическим полем обзора) выполняет измерение проекций единичного вектора Солнца в связанном базисе.

На этот же момент времени фиксируется матрица текущего углового положения КА Н (t_S), вычисляются и запоминаются проекции вектора Солнце на базис :
(t_s) = H(t_s)· (t_s)
Далее в БИНС непрерывно вычисляются текущие координаты вектора Солнца
= (t) = H^Т(t)(t_s), (2) при этом датчики Солнца могут быть выключены.

Блок определения текущего угла СОЗ вычисляют α_соз по следующему соотношению:
α_соз=Arccos(λ₁₁), определяемому из скалярного произведения
cos α_cos= (, ), где = (1,0,0)^T - единичный вектор направления на центр Земли;
S_Q= (λ₁₁,λ₂₁,λ₃₁)^T (см. (1)).

Блок определения угла между ОВ ПМВ и направлением Солнца вычисляют
α_S-OB = A_rccos( , ) = A_rccos(S) , где
= (S , S , S)^T (см (2))
Далее вычисляют разность - угловое отклонение Δα=α_S-OB-α_соз
Затем вычисляют координаты единичного вектора , направление которого определяет вектор угловой скорости с обратным знаком для плоского поворота с целью достижения равенства углов α_соз=α_S-OBпо наикратчайшему пути
= - [] Sign Δα/[r] , где sign Δα =
Вычисляется кватернион рассогласования
M = cos , sin , sin , sin
После формирования кватернионов 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 Х.

При достижении и поддержании Δα < Δα_доп в течение заданного времени формируется признак "Готовность" к развороту вокруг направления на Солнце. Далее по известным соотношениям формируются скорости коррекции, вызывающие поворот КА
После формирования кватернионовМ 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. rПМВ поворачивается в плоскости 4 до совмещения с Х.

При достижении и поддержании Δα< Δα_допуст в течение заданного 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 ПМВ перемещается по конической поверхности 5. После совмещения оси визирования ПМВ с МВ планеты Земля 3, определяемого 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 достигается сокращение времени построения ориентации по МВ.

Область применения: в космической технике при проектировании систем управления движением (СУД) космического аппарата (КА). Сущность изобретения: при ориентации КА относительно направления на Солнце по углам "Солнце-объект-Земля" и "Солнце-обьект-ось визирования датчика местной вертикали" КА поворачивают в плоскости ось визирование - направление на Солнце. При этом угол между осью визирования и направлением на Солнце достигает расчетной величины угла "Солнце-объект-Земля". 1 ил.

СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПО МЕСТНОЙ ВЕРТИКАЛИ ПЛАНЕТЫ, включающий ориентацию аппарата относительно направления на Солнце, определение угла Солнце-объект-Земля, сравнение его с углом Солнце-объект-ось визирования датчика местной вертикали и поворот аппарата вокруг направления на Солнце после достижения разностью сравниваемых углов заданного значения до совмещения оси визирования датчика с местной вертикалью, отличающийся тем, что ориентацию аппарата относительно направления на Солнце выполняют путем поворота аппарата и оси визирования датчика в плоскости оси визирования направление на Солнце до достижения угла между осью визирования и направлением на Солнце расчетной величины угла Солнце-объект-Земля.