СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ УГЛОВОГО ПОЛОЖЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПРИ ПОМОЩИ ИЗМЕРЕНИЯ ТЕМПЕРАТУР ТЕРМОЧУВСТВИТЕЛЬНЫХ ПЛАСТИН Российский патент 1999 года по МПК G01C21/24 B64G1/24 

Предлагаемое техническое решение относится к космической технике и может быть использовано в системах бортовой космической аппаратуры.

Современные средства навигации и ориентации подвижных объектов используют гироскопические, магнитометрические и астрономические методы получения первичной информации.

Известно устройство - патент США AI N 4997146, (WEYANDT, JR), опубликован 05.03.1991 г. Известно устройство для ориентации космического аппарата (КА) - патент ФРГ G 05 D 1/08 N 2015444, опубликован 25.04.1974. Известен способ управления ориентацией искусственным спутником Земли на орбите - японский патент B 64 G 1/10 N 4923554, опубликован 17.06.1974. Недостатками данных технических решений являются повышенная сложность, а также значительный вес, габариты и энергопотребление, что снижает их надежность и делает затруднительным их применение в КА малых классов.

Техническим результатом предлагаемого технического решения является определение угловой ориентации КА.

Сущность предложенного способа заключается в том, что определяют температуры не менее шести размещенных на поверхности космического аппарата разноориентированных термочувствительных пластин с известной относительно связанных осей космического аппарата ориентацией, определяют облученность каждой термочувствительной пластины Солнцем и планетой или только Солнцем, по величине облученности определяют углы между нормалью к каждой термочувствительной пластине и направлением на Солнце и на планету или только на Солнце, по данным углам и по ориентации термочувствительных пластин в связанной с космическим аппаратом системе координат определяют углы между связанными осями космического аппарата и направлением на Солнце и на планету или только на Солнце.

Для пояснения сущности предлагаемого технического решения приводятся следующие иллюстрации.

На фиг. 1 изображена схема определения направления на Солнце с помощью термочувствительных пластин.

На чертеже обозначено: 1 - Солнце, 2 - термочувствительная пластина, n - нормаль к термочувствительной пластине, As,ε - термооптические характеристики поверхности термочувствительной пластины, δ_s - угол между направлением на Солнце и нормалью к поверхности термочувствительной пластины.

На фиг. 2 изображена схема ориентации термочувствительных пластин на корпусе космического аппарата.

На чертеже обозначено: 1 - 6 - термочувствительные пластины с одинаковыми термооптическими характеристиками поверхности, 7 - 12 - термочувствительные пластины с другими значениями термооптических характеристик поверхности.

X, Y, Z - строительные оси космического аппарата.

На фиг. 3 изображена зависимость падающего на термочувствительную пластину теплового потока Ep Земли от угла δ_p между нормалью к поверхности пластины и направлением в центр Земли.

На фиг. 4 изображена динамика отклонения ΔT температуры термочувствительных пластин при колебании микроспутника по тангажу - Δμ от значений температур при отсутствии колебаний.

На чертеже обозначено t - 0... 90 мин - время одного витка космического аппарата, N 1 ... 12 - номера термочувствительных пластин в соответствии с нумерацией, приведенной на фиг.2.

Предложенный способ основан на том, что Солнце и планета, в окрестностях которой находится космический аппарат являются источниками теплового излучения, нагревающими определенным образом плоские элементы корпуса КА, теплоизолированные друг от друга и от других элементов корпуса - "термочувствительные пластины". Причем значение и скорость изменения температуры каждой термочувствительной пластины зависит только от ее ориентации относительно внешних источников тепла - Солнца и планеты (либо только Солнца), от угловых скоростей КА, а также от теплоемкости, оптических характеристик поверхности и от эффективности теплоизоляции самой термочувствительной пластины. С учетом того, что характеристики самой термочувствительной пластины известны, динамика изменения ее температуры может являться исходной информацией для определения направления на внешние источники тепла Солнце и планету.

Далее рассмотрены два предельных с точки зрения реализации предложенного способа случая полета космического аппарата
Наиболее простым является вариант, когда космический аппарат находится на таком расстоянии от планеты, при котором тепловым излучением от нее можно пренебречь. При этом угловые скорости космического аппарата по всем осям настолько малы, что термочувствительные пластины успевают достичь своего стационарного теплового режима. В этом случае температура одной термочувствительной пластины определяется углом δ_s между нормалью к поверхности пластины и направлением на Солнце (см. фиг. 1):

где As,ε - коэффициент поглощения солнечного излучения и степень черноты поверхности термочувствительной пластины;
Es - облученность Солнцем перпендикулярно расположенной поверхности (на уровне орбиты Земли ~ 1400 Вт/м²);
σ - постоянная Стефана-Больцмана.

Это рассуждение показывает, что c помощью одной пластины может быть выделен конус возможных направлений на источник тепла. Соответственно температуры двух непараллельных пластин определяют два возможных направления на источник тепла. И только три непараллельные пластины однозначно показывают направление на источник тепла (см. фиг. 1).

Таким образом, чтобы определить направление на источник тепла с помощью термочувствительных пластин в рассматриваемом случае необходимо, чтобы одновременно не менее трех из них облучалось этим источником (т.е. нормали к их тепловоспринимающим поверхностям были ориентированы в одну полусферу). Этому условию удовлетворяет система из шести взаимно перпендикулярных термочувствительных пластин (см. фиг.2,а).

Наиболее сложным для использования предложенного способа является вариант обращения космического аппарата вокруг планеты по низкой (300 - 400 км) орбите. В этом случае на термочувствительную пластину могут воздействовать три разнородных тепловых потока:
- прямое солнечное излучение Es;
- отраженное от планеты солнечное излучение Eso;
- собственное излучение планеты Ep.

Необходимым условием определения направлений на Солнце и планету является разделение составляющих тепловых потоков, падающих на термочувствительную пластину от Солнца и планеты. Для этого может быть использован разный спектральный состав теплового потока от Солнца и планеты, для чего параллельно каждой термочувствительной пластине устанавливается дополнительная термочувствительная пластина с другими оптическими характеристиками поверхности As', ε′ (см. фиг 2,б). При этом по значениям температур термочувствительных пластин T, T' могут быть разделены тепловые потоки от Солнца и планеты:
As(Es+Eso)+eEp = σεT⁴;
As′(Es+Eso)+e′Ep = σε′T′⁴.
Для теневого участка орбиты Es = Eso = 0.

Наиболее распространенным является случай, при котором космический аппарат с околопланетной орбитой ориентирован на планету. При этом может быть построена зависимость падающего на термочувствительную пластину собственного излучения планеты от угла между нормалью к поверхности пластины и направлением в центр планеты. (для Земли эта зависимость приведена на фиг. 3). По этой зависимости и по рассчитанным значениям Ep для шести взаимно перпендикулярных направлений (12-ти термочувствительных пластин) может быть определено направление на планету. Исходя из известного направления на планету, могут быть разделены составляющие солнечного излучения Es и Eso и определено направление на Солнце, при этом для определения падающего потока по значению температуры может быть использована как стационарная модель, рассмотренная выше, так и динамическая модель, при которой температура термочувствительной пластины не успевает достигать стационарного уровня.

Математическое моделирование для наиболее сложного случая полета по низкой орбите вокруг планеты показало, что при колебании космического аппарата на ± 10^o с периодом колебания ~ 1000 с отклонение температуры термочувствительных пластин составляет от 2 до 14^oC (см. фиг.4). Таким образом при использовании стандартных термопреобразователей сопротивления с точностью измерения температуры 0,1^oC достигаемая точность определения направления на Солнце или планету составляет от 0,2 до 0,5^o.

Технико-экономические достоинства предлагаемого технического решения заключаются в том, что предложенный способ позволяет существенно снизить вес, габариты и энергопотребления системы определения ориентации, так как при его реализации используются элементы темы измерения температур, которые всегда присутствуют на борту космического аппарата. Это особенно важно для микрокосмических аппаратов, интенсивное развитие которых наблюдается в последнее время. В этих аппаратах весом до 100 кг практически невозможно разместить стандартные средства системы определения ориентации (солнечные и звездные датчики, инфракрасную вертикаль), вес которых достигает нескольких килограмм. Кроме того, для данного класса космических аппаратов достаточно низки точностные требования ориентации (допустимая точность знания углового положения по трем осям - 0,5^o), что позволяет использовать систему определения ориентации на основе предложенного принципа в качестве основной.

Для средних и больших точноориентированных КА уменьшается масса и габариты высокоточной системы определения ориентации за счет использовании информации при предварительном грубом определение ориентации с помощью предложенного способа.

Кроме того, за счет простоты системы определения ориентации, основанной на предложенном способе, она может быть использована для любого типа КА как резервная аварийная система.

Предлагаемый способ предназначен для использования в системах ориентации космических аппаратов, в особенности микрокосмических, либо как резервная аварийная система. На поверхности космического аппарата (КА) расположено не менее шести разноориентированных термочувствительных пластин с известной относительно связанных осей КА ориентацией. Измеряют их температуру и определяют облученность каждой термочувствительной пластины Солнцем и планетной или только Солнцем. По величине облученности определяют угол между нормалью к каждой термочувствительной пластине и направлением на Солнце и планету или только на Солнце, по данным углам и по ориентации термочувствительных пластин в связанной с КА системе координат определяют углы между связанными осями КА и направлением на Солнце и планету или только на Солнце. Способ позволяет существенно снизить вес, габариты и энергопотребления системы определения ориентации. 4 ил.

Способ определения углового положения космического аппарата относительно источника излучения, отличающийся тем, что определяют температуры не менее шести размещенных на поверхности космического аппарата разноориентированных термочувствительных пластин с известной относительно связанных осей космического аппарата ориентацией, определяют облученность каждой термочувствительной пластины Солнцем и планетой или только Солнцем, по величине облученности определяют углы между нормально к каждой термочувствительной пластине и направлением на Солнце и на планету или только на Солнце, по данным углам и по ориентации термочувствительных пластин в связанной с космическим аппаратом системе координат определяют углы между связанными осями космического аппарата и направлением на Солнце и планету или только на Солнце.