СПОСОБ СТАБИЛИЗАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С КОМБИНИРОВАННЫМИ ГИРОИНЕРЦИОННЫМИ И РЕАКТИВНЫМИ ИСПОЛНИТЕЛЬНЫМИ ОРГАНАМИ Российский патент 1997 года по МПК B64G1/24 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании и эксплуатации космических летательных аппаратов (КА).

Известен способ стабилизации КА, заключающийся в формировании управляющего момента, пропорционального отклонению по углу и угловой скорости гироинерционными исполнительными органами (ГИО), и в случае насыщения ГИО в создании управляющего момента реактивными ИО.

Недостатком его являются большие энергетические затраты на предотвращение потери управляемости из-за насыщения ГИО.

Наиболее близким к изобретению является способ стабилизации КА, включающий измерение ошибок ориентации КА по углу и угловой скорости, формирование управляющего момента на ГИО путем суммирования вышеуказанных ошибок с выбранными коэффициентами и пропорциональности при них и при превышении модулем указанной суммы заданного порога воздействуют на КА импульсами корректирующий управляющих моментов, а в случае насыщения ГИО управляющий момент создается реактивными ИО.

Недостатком указанного способа является то, что по мере накопления кинематического момента ГИО их энергопотребление возрастает, что приводит к увеличению энергетических затрат на управление.

Техническим результатом изобретения является снижение энергопотребления на создание управляющего момента.

Это достигается тем, что в способе стабилизации КА с комбинированными ГИО и реактивными исполнительными органами, включающем измерение отклонений угла и угловой скорости осей КА от заданных значений, формирование знакопеременного управляющего момента на ГИО, пропорционального сумме измененных отклонений, при превышении ею заданной величины, дополнительно знакопеременный управляющий момент формируется путем разгона и торможения ГИО до нулевой скорости вращения, а в случае превышения отклонением угловой скорости заданной величины формируют управляющий момент в функции измеренного отклонения на реактивные исполнительные органы.

Закон управления КА формируется следующим образом.

σ = K_Φ(Φ_пр.-Φ)+K_ω(ω_пр.-ω),
где Φ_пр.,Φ заданное и измеренное значения углового отклонения КА;
ω_пр.,ω заданное и измеренное значения угловой скорости КА;
K_Φ,K_ω коэффициент пропорциональности по углу и угловой скорости.

Затем сравнивают полученное значение s с заданным порогом. При наступлении события ликвидируют ошибку по углу гироинерционными исполнительными органами, причем в случае маховика он сначала набирает обороты такого знака, что ошибка по углу падает, а затем тормозится до нуля.

После этого оценивается ошибка по скорости, которая собственно и привела к накоплению ошибки по углу, и в случае ее превышения заданной величины воздействует на КА реактивными ИО.

Использование: для стабилизации космического аппарата (КА). Сущность: способ стабилизации КА с комбинированными гироинерционными (ГИО) и реактивными исполнительными органами включает измерение отклонений угла и угловой скорости КА от заданных значений, формирование знакопеременного управляющего момента, пропорционального сумме измеренных отклонений при превышении суммы заданной величины, причем знакопеременный управляющий момент формируется путем разгона и торможения ГИО до нулевой скорости вращения, а в случае превышения отклонением угловой скорости заданной величины формируют управляющий момент в функции измерительного отклонения на реактивные исполнительные органы.

Способ стабилизации космического аппарата с комбинированными гироинерционными и реактивными исполнительными органами, включающий измерение отклонений угла и угловой скорости осей космического аппарата от заданных значений, формирование знакопеременного управляющего момента, пропорционального сумме измеренных отклонений, при превышении ею заданной величины, на гироинерционные исполнительные органы, отличающийся тем, что, с целью снижения энергопотребления инерционных исполнительных органов, знакопеременный управляющий момент формируется путем разгона и торможения гироинерционных исполнительных органов до нулевой скорости вращения, а в случае превышения отклонением угловой скорости заданной величины формируют управляющий момент в функции измеренного отклонения на реактивные исполнительные органы.