СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ КИНЕТИЧЕСКИМ МОМЕНТОМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА В ПРОЦЕССЕ КОРРЕКЦИИ ОРБИТЫ И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ Российский патент 2003 года по МПК B64G1/28 

Изобретение относится к области управления ориентацией и движением центра масс космических аппаратов (КА)
Известен способ управления КА, снабженным реактивными двигателями с направленными под углом к осям связанного базиса и смещенными относительно центра масс аппарата линиями действия тяг (см. [1]). В предлагаемом способе к корпусу КА прикладывают по трем осям связанного базиса управляющие моменты сил тяг реактивных двигателей (РД), установленных четырьмя равнотяговыми секциями в двух параллельных базовой плоскости ("север-восток") и равноудаленных от нее плоскостях, обеспечивая суммирование проекций этих моментов на ось требуемого управляющего момента и компенсацию по остальным осям. При этом коррекцию орбиты КА по двум направлениям (связаным осям, например, "север-юг" и "запад-восток") производят тягами РД, проекции которых совпадают с данными направлениями (осями), а возмущающие моменты по этим осям взаимно компенсируются. Для создания по третьей оси момента, противоположного возмущающему, применяют РД с взаимной компенсацией их моментов и тяг по указанным осям. Блок-схема системы, реализующей способ-аналог, представленная в [1], состоит из блока скорости коррекции (БСК), блока датчиков внешней информации опорного базиса (БДВИ), блока определения управляющих сил и моментов (БОУСМ), блока формирования управляющих сил и моментов (БФУСМ), блока определяемых значений продолжительности импульсов ДО (БОЗПИД), блока ДО (БДО), корпуса КА (ККА), блока датчиков угловой скорости (БДУС), блока датчиков линейных ускорений (БДЛУ), блока задания параметров управления КА (БЗПУКА). При этом выходы БСК и БДВИ соединены соответственно с первым и вторым выходом БОУСМ, а выход БОУСМ соединен с первым входом БФУСМ. Выход БФУСМ соединен с первым входом БОЗПИД, а выход БОЗПИД - со входом БДО. В свою очередь БДО соединен со вторым входом БОЗПИД. На корпусе КА установлены БДО, БДУС и БДЛУ. При этом выход БДУС соединен с третьим входом БОУСМ, а выход БДЛУ соединен с первым входом БСК. Первый, второй, третий и четвертый выходы БЗПУКА соединены соответственно с входом БДВИ, вторым входом БСК, четвертым входом БОУСМ и вторым входом БФУСМ. Этот способ и разработанная на его основе система управления позволяют уменьшить число РД и затраты топлива на коррекцию орбиты КА, но не решают важный вопрос получения максимальной скорости коррекции. Кроме того, в предлагаемом способе управление ориентацией КА в процессе коррекции орбиты с помощью РД отличается невысокой точностью, а это существенно, например, для спутников связи, точность ориентации которых должна составлять порядка 12'.

Наиболее близкий из аналогов способ управления КА с помощью реактивных исполнительных органов (см. [2]), используемый в качестве прототипа, включает определение требуемого значения скорости коррекции орбиты КА, поддержание заданной ориентации КА с помощью силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты двигателями ориентации, измерение при этом значения вектора кинетического момента в системе основных СГ (ОСГ), по известным значениям моментов инерции КА, а также по измеренным значениям вектора угловой скорости КА и кинетического момента в системе ОСГ определяют значения суммарного вектора кинетического момента КА в текущие моменты времени (t), проверяют выполнение условия принадлежности значений области располагаемых значений вектора кинетического момента в системе силовых гироскопов (S) и в случае насыщения системы ОСГ в момент времени t_s, определяют суммарное значение векторов управляющих моментов от двигателей ориентации при условии поочередного отключения каждого i-го двигателя, где i=1, 2,...n - номера ДО, участвующих в коррекции орбиты, создают разгрузочный момент для системы силовых гироскопов двигателями ориентации, суммарный момент которых имеет наибольшую проекцию на направление, противоположное вектору , при соответствующем отключенном двигателе ориентации, а в случае, когда этот управляющий момент не является разгрузочным, для разгрузки силовых гироскопов включают ту пару двигателей ориентации, не участвующих в коррекции орбиты, момент которой имеет наибольшую проекцию на направление, противоположное вектору , при этом никакой из указанных i-х двигателей не отключают, в процессе проведения коррекции орбиты и разгрузки силовых гироскопов прогнозируют изменения указанного суммарного вектора кинетического момента для случая коррекции орбиты, с учетом всех работающих указанных i-х двигателей на интервале от текущего момента времени разгрузки до расчетного момента времени окончания коррекции, суммируют указанные спрогнозированные изменения вектора с текущим значением суммарного вектора , определенным на момент начала прогноза , проверяют условие принадлежности полученных векторных сумм указанной области S и одновременно условие непринадлежности области S и если в этот момент времени не выполняются оба эти условия, продолжают проводить коррекцию орбиты с одновременной разгрузкой силовых гироскопов, а если выполняется хотя бы одно из указанных условий, прекращают разгрузку ОСГ за счет подключения указанного отключенного i-го двигателя к процессу коррекции орбиты или отключения указанной разгрузочной пары ДО, после чего продолжают проверять выполнение условия принадлежности указанного вектора суммарного кинетического момента области S вплоть до завершения коррекции и в случае невыполнения этого условия повторяют разгрузку системы ОСГ при помощи двигателей ориентации, создающих указанный момент, или при помощи разгрузочной пары двигателей ориентации, не участвующих в процессе коррекции орбиты.

Блок-схема системы, реализующей способ-прототип, состоит из следующих блоков: блок скорости коррекции (БСК), блок датчиков внешней информации опорного базиса (БДВИ), блок определения управляющих сил и моментов (БОУСМ), блок формирования управляющих сил и моментов (БФУСМ), блок определяемых значений продолжительности импульсов ДО (БОЗПИД), блок ДО (БДО), корпус КА (ККА), блок датчиков угловой скорости (БДУС), блок датчиков линейных ускорений (БДЛУ), блок задания параметров управления КА (БЗПУКА), блок основных силовых гироскопов (БСГ), блок определения значений суммарного вектора кинетического момента (БОЗСВКМ), блок сравнения параметров области располагаемых значений вектора кинетического момента в системе ОСГ и суммарного вектора кинетического момента СГ (БСПОРЗВКМСГСВКМ), блок формирования текущего времени разгрузки СГ (БФТВРСГ), блок прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента (БПЗСВКМ), блок приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям (БППЗСВКМНУ), блок определения времени окончания режима коррекции (БОВОРК). БФУСМ содержит следующие блоки: блок выбора ДО для коррекции орбиты (БВДКО); блок формирования разгрузочного момента для системы СГ (БФРМСГ); блок определения разгрузочных моментов для системы СГ (БОРМСГ); блок выбора разгрузочного момента для системы СГ (БВРМСГ); блок выбора пары ДО для разгрузки системы СГ (БВПДРСГ).

При этом выходы БСК и БДВИ соединены соответственно с первым и вторым выходом БОУСМ, а выход БОУСМ соединен с первым входом БФУСМ. Выход БФУСМ соединен с первым входом БОЗПИД, а выход БОЗПИД - со входом БДО. В свою очередь БДО соединен со вторым входом БОЗПИД. На корпусе КА установлены БДО, БДУС и БДЛУ. При этом выход БДУС соединен с третьим входом БОУСМ, а выход БДЛУ соединен с первым входом БСК. Первый, второй, третий и четвертый выходы БЗПУКА соединены соответственно с входом БДВИ, вторым входом БСК, четвертым входом БОУСМ и вторым входом БФУСМ.

Вход БСГ соединен со вторым входом БОУСМ, а выход БСГ - с первым входом БОЗСВКМ. Первый выход БОЗСВКМ соединен с первым входом БСПОРЗВКМСГСВКМ, а второй выход этого же блока - с первым входом БППЗСВКМНУ и третьим входом БСПОРЗВКМСГСВКМ. Второй вход БОЗСВКМ соединен с выходом БДУС. Выход БФТВРСГ соединен с третьим входом БОЗСВКМ и первыми входами БПЗСВКМ и БОВОРК. Первый выход БСПОРЗВКМСГСВКМ соединен с первым входом БФТВРСГ, а второй выход - с третьим входом БФУСМ. Третий выход БСПОРЗВКМСГСВКМ соединен с четвертым входом БФУСМ и вторым входом БФТВРСГ. Второй вход БСПОРЗВКМСГСВКМ соединен с пятым выходом БЗПУКА, а четвертый вход этого же блока - с первым выходом БППЗСВКМНУ.

Выход БПЗСВКМ соединен со вторым входом БППЗСВКМНУ. Второй вход БПЗСВКМ соединен с первым выходом БОВОРК, третий и четвертый входы этого же блока соединены соответственно с третьим выходом БФУСМ и шестым выходом БЗПУКА.

Второй вход БОВОРК соединен со вторым выходом БСК, а третий вход - со вторым выходом БФУСМ.

Первый вход БВДКО соединен с БОУСМ, а второй вход - с четвертым выходом БЗПУКА. Первый выход БВДКО соединен с первым входом БФРМСГ и вторым входом БОРМСГ. Второй выход этого же блока соединен с третьим выходом БФУСМ. Первый выход БФРМСГ является одновременно первым выходом БФУСМ, а второй выход - вторым выходом БФУСМ. Второй вход БФРМСГ соединен с выходом БВРМСГ, а третий вход указанного блока является четвертым входом БФУСМ.

Первый вход БОРМСГ соединен с третьим входом БФУСМ, а третий вход указанного блока - с четвертым выходом БЗПУКА. Первый выход БОРМСГ соединен со вторым входом БВРМСГ, а второй выход этого же блока - с первым входом БВПДРСГ. Первый вход БВРМСГ соединен с третьим входом БФУСМ.

Второй вход БВПДРСГ соединен с выходом БЗПУКА, а третий вход - с четвертым входом БФУСМ. Первый выход БВПДРСГ соединен с первым выходом БФУСМ, а второй выход этого же блока - с третьим выходом БФУСМ.

Работает система управления следующим образом. По началу выполнения режима коррекции орбиты со второго выхода БОУСМ на второй вход БФУСМ выдаются требования на формирование управляющих сил F_i. Одновременно с первого выхода БОУСМ на первый вход БСГ выдаются требования на формирование управляющих моментов. БСГ формирует закон управления осями прецессии ОСГ (см. [3, стр. 12-13] ) по затребованным управляющим моментам. При этом за счет измерений, проводимых в блоке синус-косинусных преобразователей углов поворота осей прецессии, входящего в сосав БСГ, а также по известным значениям кинетического моментов роторов гиродвигателей, определяется значение вектора кинетического момента системы СГ . При этом непосредственно значение определяется в БОЗСВКМ по указанным измеренным значениям, поступающим на его второй вход с выхода БСГ. На первый вход БОЗСВКМ с БДУС поступает информация о значениях вектора абсолютной угловой скорости КА . В самом БОЗСВКМ имеются заранее заданные значения компонент тензора инерции КА . В результате в нем определяется значение вектора . Со второго выхода БОЗСВКМ значения поступают на второй вход БСПОРЗВКМСГСВКМ. В БСПОРЗВКМСГСВКМ производится проверка выполнения условия принадлежности вектора кинетического момента КА допустимой области S. При этом параметры области S могут изменяться в зависимости от числа работающих в системе силовых гироскопов. Указанные изменения в БСПОРЗВКМСГСВКМ производятся при помощи БЗПУКА, шестой выход которого соединен с шестым входом БСПОРЗВКМСГСВКМ. По этому же каналу в БСПОРЗВКМСГСВКМ передается разрешение на поиск времени начала формирования кинетического момента КА. В случае невыполнения указанного условия с третьего выхода указанного блока на второй вход БФТВРСГ выдается значение времени t_s. Одновременно со второго выхода этого же блока на третий вход БФУСМ выдается значение вектора . Как только БФТВРСГ получает значение момента времени t_s, он тут же формирует на своем выходе значение t'₁ в соответствии с выражением , η= 1, 2, 3,..., где Δt - продолжительность минимального импульса разгрузочного момента . В свою очередь t'₁ передается на третий вход БОЗСВКМ, на третий вход и на четвертый вход БПЗСВКМ. По приходу в БОЗСВКМ значения t'₁ в нем происходит присвоение текущего значения вектора кинетического момента значению . Значение вектора поступает с первого выхода БОЗСВКМ на первый вход БППЗСВКМНУ и на третий вход БСПОРЗВКМСГСВКМ. В БППЗСВКМНУ оно служит в качестве начального условия в выражении , а в БСПОРЗВКМСГСВКМ оно необходимо для проверки условия . Значение t'₁, переданное в БПЗСВКМ, устанавливает нижнюю границу определенного интеграла, входящего в выражение , где - главный вектор управляющего момента от всех работающих ДО без учета отключений i-х ДО или пар ДО; - главный вектор управляющего момента всех внешних возмущающих сил. Оно же задает в БОВОРК момент времени t_k1 начала определения второй верхней границы указанного интеграла. Так, по приходу этого времени в БОВОРК из первого выхода БСК через первый вход БОВОРК считывается значение V_U-V_t'1. Одновременно из первого выхода БФУСМ на второй вход БОВОРК приходит информация о номерах ДО, участвующих в коррекции орбиты. По указанным номерам в блоке определяется a_Σ. Для этого используются известные силы тяги ДО и масса КА и производится расчет t_k1 по выражению , где - измеренное значение скорости коррекции КА на момент времени t'₁. Далее информация о значении t'₁ передается на пятый вход БПЗСВКМ.

Информация о номерах ДО, первоначально участвующих в коррекции орбиты, выдается также с третьего выхода БФУСМ на третий вход БПЗСВКМ. При этом каждому двигателю ставится в соответствие управляющий момент , который он создает. Причем значение указанных управляющих моментов задается в БПЗСВКМ через первый его вход с седьмого выхода БЗПУКА. Для ДО, не участвующих в управлении, . По указанному каналу в БПЗСВКМ выдаются также значения, определяющие значения возмущающих моментов (углы ориентации КА, положение солнечных батарей и т.д.). С третьего выхода БФУСМ на третий вход БПЗСВКМ передаются также номера ДО для вектора . По значениям в БПЗСВКМ определяется .

Далее суммируется с полученным там же . Затем производится интегрирование на интервале установленных границ. Полученные интегральные значения передаются со второго выхода БПЗСВКМ на второй вход БППЗСВКМЫУ, где производится их суммирование с начальными значениями . Полученная сумма с выхода БППЗСВКМНУ передается на первый вход БСПОРЗВКМСГСВКМ, где производится проверка выполнения условия ее принадлежности области S. Если в БСПОРЗВКМСГСВКМ при проверке не выполняется это условие и выполняется условие принадлежности области S текущего значения вектора кинетического момента, то значение t_S подтверждается в БФТВРСГ и повторяется рассмотренный выше цикл разгрузки СГ на момент времени t'₂ и т.д.

Если же в БСПОРЗВКМСГСВКМ при проверке выполняется условие принадлежности вектора кинетического момента КА области S или не выполняется условие принадлежности области S текущего значения вектора кинетического момента, то с первого выхода БСПОРЗВКМСГСВКМ на четвертый вход БФУСМ выдается команда на снятие режима разгрузки СГ, на первый вход БФТВРСГ - на прекращение режима поиска момента времени t_Z.

Недостатком способа и системы управления, описанных в прототипе, является то, что в конце процесса коррекции орбиты на суммарный кинетический момент КА накладывается единственное условие - нахождение его в допустимой области, а дальнейшее изменение кинетического момента в процессе движения КА по скорректированной орбите не прогнозируется. Но полученное на момент окончания коррекции орбиты значение суммарного значения кинетического момента КА может быть таковым, что в процессе выполнения последующей программы полета это значение выйдет за пределы допустимой области S и, как следствие, возникнет необходимость в разгрузке системы СГ с помощью ДО, что не желательно, т. к. приведет к дополнительному расходу рабочего тела и ухудшению орбиты, вызванному работой ДО.

Задачей, решаемой предлагаемым способом и системой, является такое управление кинетическим моментом КА в процессе коррекции орбиты КА, которое обеспечит формирование в момент времени завершения коррекции требуемого значения вектора кинетического момента КА, что позволит при дальнейшем выполнении программы полета минимизировать число включений ДО для разгрузки СГ, а, следовательно, минимизировать и расход рабочего тела, и влияние на орбиту КА. Кроме того, предлагаемый способ управления и система управления позволяют получить максимальное значение скорости коррекции орбиты КА с минимальными ошибками управления при одновременном применении реактивных двигателей ориентации (ДО) и силовых гироскопов (СГ) в том числе и резервных (РСГ) и обеспечение минимального числа насыщений системы СГ в процессе коррекции орбиты, а, следовательно, минимизацию расхода рабочего тела и влияния на орбиту, обусловленного необходимостью включения ДО для разгрузки накопленного СГ кинетического момента.

Поставленная задача решается тем, что в предлагаемом способе управления кинетическим моментом космического аппарата с помощью реактивных исполнительных органов, включающем определение требуемого значения скорости коррекции орбиты космического аппарата, поддержание заданной ориентации космического аппарата с помощью основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты двигателями ориентации, измерение при этом значения вектора кинетического момента в системе основных силовых гироскопов, по известным значениям моментов инерции космического аппарата, а также по измеренным значениям вектора угловой скорости космического аппарата и кинетического момента в системе основных силовых гироскопов определяют значения суммарного вектора кинетического момента космического аппарата в текущие моменты времени (t), проверяют выполнение условия принадлежности значений суммарного вектора кинетического момента космического аппарата области располагаемых значений вектора кинетического момента (S), в отличие от известного способа прогнозируют заданную область (S_k), в которой должен находиться суммарный вектор кинетического момента космического аппарата в момент времени завершения процесса коррекции орбиты, перед началом коррекции, с момента времени t₀, на который имеются измерения вектора кинетического момента основных силовых гироскопов, до расчетного времени завершения коррекции орбиты t'_k прогнозируют накопление кинетического момента космического аппарата и в случае, если по результатам прогноза произойдет насыщение основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты, определяют область S'_k, в которой должен оказаться вектор кинетического момента космического аппарата в момент времени завершения коррекции в случае использования для поддержания ориентации космического аппарата основных и резервных силовых гироскопов и которая определяется из условия попадания вектора кинетического момента космического аппарата в заданную область S_k после отключения резервных силовых гироскопов, в момент времени t_E=t₀-Δt_E, где Δt_E - интервал времени, необходимый для выхода резервных силовых гироскопов в штатный режим эксплуатации, включают резервные силовые гироскопы для увеличения области располагаемых значений кинетического момента космического аппарата, с текущего момента времени коррекции (t_η), на которое имеются измерения вектора кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, включая начало коррекции, шагами по Δt до момента времени t_kη прогнозируют накопление кинетического момента КА с учетом отключения i-го двигателя ориентации или включения пары двигателей ориентации для формирования требуемого кинетического момента космического аппарата в момент времени которое определяется как

где Δt - продолжительность минимального импульса управляющего момента при условии включения пары двигателей ориентации или момента при условии отключения i-го двигателя ориентации, участвующего в коррекции орбиты, a t_kη определяется как

где V_U - величина, определяющая заданную скорость коррекции орбиты,
- текущее значение скорости коррекции орбиты на момент времени t_η,
a_Σ - расчетное значение ускорения космического аппарата от двигателей ориентации, участвующих в коррекции орбиты, суммируют спрогнозированные значения вектора с текущим значением суммарного вектора , определенным на момент начала прогноза t_η/ , проверяют выполнение условия принадлежности полученных значений суммарного вектора кинетического момента космического аппарата области S'_k и если оно выполняется, то по достижению моментом времени коррекции орбиты значения равного определяют суммарное значение векторов управляющих моментов от двигателей ориентации при условии отключения i-го двигателя, где i=1, 2,...n - номера двигателей ориентации, участвующих в коррекции орбиты, создают двигателями ориентации управляющий момент для системы силовых гироскопов, проекция которого на направление, противоположное вектору , при соответствующем отключенном двигателе ориентации является наибольшей, а в случае, когда векторы управляющих моментов имеют положительную проекцию на направление вектора , не являясь разгрузочными, для формирования требуемого кинетического момента включают ту пару двигателей ориентации, не участвующих в коррекции орбиты, момент которой имеет наибольшую проекцию на направление, противоположное вектору , продолжая коррекцию орбиты включенными указанными i-ми двигателями, после завершения коррекции орбиты с момента времени t_k выполняют обнуление собственного кинетического момента резервных силовых гироскопов.

Система управления кинетическим моментом космического аппарата с помощью реактивных исполнительных органов, содержащая блок скорости коррекции орбиты космического аппарата, блок датчиков внешней информации опорного базиса, блок определения управляющих сил и моментов, блок двигателей ориентации, блок датчиков угловой скорости космического аппарата, блок датчиков линейных ускорений, блок задания параметров управления космическим аппаратом, блок определения времени окончания режима коррекции, блок приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, блок основных силовых гироскопов, блок определения значений суммарного вектора кинетического момента, блок формирования управляющих сил и моментов, состоящий из блока выбора двигателей ориентации для коррекции орбиты, блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов, блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов, блока определяемых значений продолжительности импульсов тяги двигателей ориентации, причем выходы указанных блоков скорости коррекции и датчиков внешней информации опорного базиса соединены соответственно с первым и вторым входами блока определения управляющих сил и моментов, а первый выход последнего указанного блока соединен с первым входом блока формирования управляющих сил и моментов, первый выход блока формирования управляющих сил и моментов соединен с первым входом блока определяемых значений продолжительности импульсов тяги двигателей ориентации, выход блока двигателей ориентации соединен со вторым входом блока определяемых значений продолжительности импульсов тяги двигателей ориентации, выход блока датчиков линейных ускорений соединен с первым входом блока скорости коррекции, а выход блока датчиков угловой скорости соединен с третьим входом блока определения управляющих сил и моментов и вторым входом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, а второй выход блока определения управляющих сил и моментов соединен с входом блока основных силовых гироскопов, второй выход блока определения значений суммарного вектора кинетического момента соединен с первым входом блока приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, второй выход блока формирования управляющих сил и моментов соединен с третьим входом блока определения времени окончания режима коррекции, а второй вход блока определения времени окончания режима коррекции соединен со вторым выходом блока скорости коррекции, первый командный выход блока задания параметров управления космическим аппаратом соединен со входом блока датчиков внешней информации опорного базиса, первый информационный выход - со вторым входом блока скорости коррекции орбиты космического аппарата, второй командный выход - с четвертым входом блока определения управляющих сил и моментов, третий командный выход - со вторым входом блока формирования управляющих сил и моментов, причем первый вход блока выбора двигателей ориентации для коррекции орбиты соединен с блоком определения управляющих сил и моментов, а второй вход - с третьим командным выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, первый выход блока выбора двигателей ориентации для коррекции орбиты соединен с первым входом блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов и вторым входом блока определения разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, второй выход блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов является одновременно вторым выходом блока формирования управляющих сил и моментов, а первый выход - с первым выходом блока формирования управляющих сил и моментов, второй вход блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов соединен с выходом блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, второй вход блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов соединен с первым выходом блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов, третий вход блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов соединен с третьим командным выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, второй выход блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов соединен с первым входом блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов, а второй вход последнего - с третьим командным выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, первый выход блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов, соединен с первым выходом блока формирования управляющих сил и моментов, в отличие от известной системы управления в нее дополнительно включены блок определения заданной области кинетического момента, блок сравнения текущего времени коррекции орбиты космического аппарата и расчетного времени начала формирования суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, блок сравнения параметров заданной или расширенной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, блок задания текущего времени формирования кинетического момента космического аппарата, блок прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе формирования суммарного вектора кинетического момента, блок определения времени начала формирования кинетического момента, блок выбора области суммарного вектора кинетического момента, блок определения расширенной области кинетического момента, блок прогноза насыщения основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты космического аппарата, блок управления включением и выключением резервных силовых гироскопов, блок резервных силовых гироскопов, блок определения суммарного вектора кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, блок задания интервала времени включения резервных силовых гироскопов, блок определения времени включения резервных силовых гироскопов, блок выдачи команды на формирование управляющих моментов резервных силовых гироскопов, блок максимального собственного кинетического момента резервных силовых гироскопов, блок отсчета текущего времени, блок выдачи команды на определение заданной области кинетического момента, блок определения начала процесса коррекции орбиты космического аппарата, блок датчиков положения солнечных батарей, блок определения вектора состояния и ориентации космического аппарата, блок включения двигателей ориентации, блок определения располагаемой области кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, блок интервала времени определения заданной области кинетического момента, блок определения времени выключения резервных силовых гироскопов, блок интервала времени для прогноза насыщения основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты, блок выдачи команды на определение насыщения основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты, причем первый вход блока сравнения параметров заданной или расширенной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата соединен с первым выходом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, второй вход - с выходом блока определения располагаемой области кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, третий вход - со вторым выходом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, четвертый вход - с выходом блока приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, пятый вход - с выходом блока выбора области суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, шестой вход - с выходом блока сравнения текущего времени коррекции орбиты космического аппарата и расчетного времени начала формирования суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, первый выход этого же блока соединен с первым входом блока задания текущего времени формирования кинетического момента космического аппарата, второй выход этого блока соединен с третьим входом блока формирования управляющих сил и моментов, третий выход - с четвертым входом блока формирования управляющих сил и моментов и вторым входом блока задания текущего времени формирования кинетического момента космического аппарата, выход блока задания текущего времени формирования кинетического момента космического аппарата соединен с первым входом блока определения времени окончания режима коррекции, третьим входом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента и первым входом блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе формирования суммарного вектора кинетического момента, второй вход блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе формирования суммарного вектора кинетического момента соединен с первым выходом блока определения времени окончания режима коррекции, третий вход - с третьим выходом блока формирования управляющих сил и моментов, четвертый вход - с выходом блока определения располагаемой области кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, пятый вход - с выходом блока датчиков положения солнечных батарей, шестой вход - с выходом блока определения вектора состояния и ориентации космического аппарата, выход рассматриваемого блока соединен со вторым входом блока приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, первый вход блока определения заданной области кинетического момента космического аппарата соединен со вторым информационным выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, второй вход - с выходом блока определения располагаемой области кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, третий вход - с выходом блока выдачи команды на определение заданной области кинетического момента, четвертый вход - с выходом блока определения времени окончания режима коррекции, выход блока определения заданной области кинетического момента космического аппарата соединен со вторым входом блока выбора области суммарного вектора кинетического момента и первым входом блока определения расширенной области кинетического момента, первый вход блока определения времени начала формирования кинетического момента соединен с выходом блока прогноза насыщения основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты космического аппарата, второй вход - с выходом блока датчиков угловой скорости, третий вход - с выходом блока определения вектора состояния и ориентации космического аппарата, четвертый вход - с первым выходом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, пятый вход - с выходом блока определения времени окончания режима коррекции, шестой вход - с выходом блока отсчета текущего времени, седьмой вход - с выходом блока определения располагаемой области кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, восьмой вход - с выходом блока датчиков положения солнечных батарей, девятый вход - с третьим выходом блока формирования управляющих сил и моментов, первый вход блока сравнения текущего времени коррекции орбиты космического аппарата и расчетного времени начала формирования суммарного вектора кинетического момента космического аппарата соединен с выходом блока отсчета текущего времени, второй вход - с выходом блока определения времени начала формирования кинетического момента, второй выход блока выбора двигателей ориентации соединен с третьим входом блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе формирования суммарного вектора кинетического момента, первый вход блока определения разгрузочных моментов для системы основных силовых гироскопов и первый вход блока выбора разгрузочного момента для системы основных силовых гироскопов соединены со вторым выходом блока сравнения параметров заданной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, третий вход блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы основных силовых гироскопов и третий вход блока формирования разгрузочного момента для системы основных силовых гироскопов соединены с третьим выходом блока сравнения параметров заданной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, второй выход блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы основных силовых гироскопов соединен с третьим входом блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе формирования суммарного вектора кинетического момента, первый выход блока основных силовых гироскопов соединен с первым входом блока определения суммарного вектора кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, второй выход - с первым входом блока определения располагаемой области кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, а второй вход последнего соединен со вторым выходом блока резервных силовых гироскопов, первый вход блока определения времени выключения резервных силовых гироскопов соединен с выходом блока отсчета текущего времени, второй вход - с выходом блока определения времени окончания режима коррекции, третий вход блока выбора области суммарного вектора кинетического момента соединен с выходом блока определения расширенной области кинетического момента, первый вход блока прогноза насыщения основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты космического аппарата соединен с выходом блока отсчета текущего времени, второй вход - с выходом блока датчиков угловой скорости, третий вход - с третьим информационным выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, четвертый вход - с выходом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, пятый вход - с выходом блока определения времени окончания режима коррекции, шестой вход - с выходом блока выдачи команды на определение насыщения основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты, седьмой вход - с выходом блока определения вектора состояния и ориентации космического аппарата, восьмой вход - с выходом блока определения располагаемой области кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, девятый вход - с выходом блока датчиков положения солнечных батарей, десятый вход - с третьим выходом блока формирования управляющих сил и моментов, выход этого же блока соединен со вторым входом блока определения расширенной области кинетического момента, первым входом блока определения времени включения резервных силовых гироскопов и первым входом блока определения времени начала формирования кинетического момента, второй вход блока определения времени включения резервных силовых гироскопов соединен с третьим информационным выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, третий вход - с выходом блока задания интервала времени включения резервных силовых гироскопов, четвертый вход - с выходом блока отсчета текущего времени, выход указанного блока соединен с первым входом блока управления включением и выключением резервных силовых гироскопов, а выход последнего соединен с первым входом блока выдачи команды на формирование управляющих моментов резервных силовых гироскопов, второй вход блока выдачи команды на формирование управляющих моментов резервных силовых гироскопов соединен со вторым выходом блока определения управляющих сил и моментов, а выход этого же блока соединен с входом блока резервных силовых гироскопов, первый выход блока резервных силовых гироскопов соединен со вторым входом блока определения суммарного вектора кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, выход блока определения суммарного вектора кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов соединен с первым входом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, третий вход блока определения расширенной области кинетического момента соединен с выходом блока максимального собственного кинетического момента резервных силовых гироскопов, первый вход блока выдачи команды на определение заданной области кинетического момента соединен с выходом блока интервала времени определения заданной области кинетического момента, второй вход - с выходом блока отсчета текущего времени, третий вход - с третьим информационным выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, четвертый вход блока определения времени включения резервных силовых гироскопов соединен с выходом блока отсчета текущего времени, первый вход блока определения начала процесса коррекции орбиты космического аппарата соединен с третьим информационным выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, второй вход - с выходом блока отсчета текущего времени, выход рассматриваемого блока соединен с первым входом блока выбора области суммарного вектора кинетического момента и вторым входом блока включения двигателей ориентации, первый вход блока включения двигателей ориентации соединен с выходом блока определяемых значений продолжительности импульсов двигателей ориентации, а его выход - с входом блока двигателей ориентации, второй вход блока управления включением и выключением резервных силовых гироскопов соединен с выходом блока определения времени выключения резервных силовых гироскопов, первый вход блока определения вектора состояния и ориентации космического аппарата соединен с выходом блока датчиков внешней информации опорного базиса, второй вход - с выходом блока датчиков угловой скорости, третий вход - с выходом блока датчиков линейных ускорений, первый вход блока выдачи команды на определение насыщения основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты соединен с выходом блока интервала времени для прогноза насыщения основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты, второй вход - с третьим информационным выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, третий вход - с выходом блока отсчета текущего времени.

Предлагаемый способ и система лишены недостатков присущих прототипу, т. к. для того, чтобы после завершения коррекции орбиты КА минимизировать расход рабочего тела и влияние на орбиту, обусловленное необходимостью включения ДО для разгрузки системы СГ, при выполнении программы полета КА на задаваемом интервале времени, осуществляется приведение кинетического момента КА в конце процесса коррекции орбиты в заданную область, которая определяется из условия минимизации числа насыщений системы СГ при выполнении программы полета КА, а, следовательно, и требуемых включений ДО для ее разгрузки. Кроме того, использование для поддержания ориентации КА в процессе коррекции его орбиты РСГ позволяет за счет увеличения области располагаемых значений кинетического момента КА в значительном числе случаев провести коррекцию орбиты без насыщения СГ, тем самым упростив процесс коррекции и повысив его точность.

Для повышения надежности системы управления КА в настоящее время на борту КА устанавливаются резервные силовые гироскопы (РСГ). Основное их назначение - обеспечение управления движением КА относительно центра масс в случае выхода из строя какого-либо из основных СГ. Наиболее часто РСГ устанавливаются на КА, имеющих продолжительное время эксплуатации и на которых замена вышедших из строя механизмов невозможна, например, на спутниках связи. Между тем, современные СГ весьма надежны и довольно редко выходят из строя. Поэтому представляется разумным в случае необходимости использовать имеющиеся на борту РСГ для поддержания ориентации КА при коррекции его орбиты.

Для пояснения сущности предлагаемого способа приводятся фиг.1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8,9. На фиг.1 изображен корпус КА, двигатели ориентации и жестко связанная с КА система координат (ССК). На фиг.2 показан корпус КА, положение центра масс КА в плоскости XOZ ССК и направление действия векторов сил тяги ДО. На фиг.3, 4, 5 приведены графики изменения кинетического момента КА при поддержании неизменной ориентации аппарата с помощью СГ с разными начальными условиями по кинетическому моменту КА. На фиг.6 показана система управления, разработанная для осуществления предлагаемого способа управления кинетическим моментом КА в процессе коррекции орбиты. На фиг.7 приведена схема БФСУМ и ее связь с остальными элементами предлагаемой системы управления. На фиг.8 показан пример реализации системы управления, разработанной для осуществления предлагаемого способа. На фиг.9 тонкими линиями изображена располагаемая область кинетического момента КА при работе трех СГ (в данном случае - маховика), вектор ω_РСГ, направленный по оси вращения ротора резервного СГ (маховика) по биссектрисе трехгранного угла и толстыми линиями обозначена новая область кинетического момента КА, которая образуется при включении резервного СГ (в данном случае - маховика).

Использование для поддержания ориентации КА наряду с основным набором СГ резервных СГ приведет к увеличению области располагаемых
значений кинетического момента КА и, тем самым, во многих случаях позволит провести коррекцию орбиты КА без насыщения системы СГ. Рассмотрим пример, в котором область располагаемых значений представляет собой куб со стороной G_a (на фиг.9 он обозначен тонкими сплошными и пунктирными линиями). Пусть ось вращения ротора резервного маховика направлена по биссектрисе трехгранного угла. Если максимальное значение собственного кинетического момента резервного СГ равно G_РСГ, то область допустимых значений кинетического момента КА примет вид фигуры, обозначенной на фиг.9 толстыми сплошными и тонкими линиями. Проведя математические вычисления, получим, что объем области кинетического момента при включении РСГ увеличился в раз.

Для реализации предлагаемого способа управления КА необходимо в первую очередь определить заданную область кинетического момента КА, т.е. область, в которой должен находиться вектор кинетического момента КА после завершения коррекции орбиты. Единственное условие, которому должна удовлетворять указанная область, - минимизация числа насыщении СГ при управлении ориентацией КА на задаваемом временном интервале. Решается задача определения заданной области кинетического момента моделированием движения КА на этом интервале времени. Исходя из результатов моделирования, определяется заданная область, в которой должен находиться вектор кинетического момента КА в момент завершения коррекции орбиты.

Для определения заданной области кинетического момента КА, т.е. области, в которой должен находиться вектор кинетического момента КА после завершения коррекции орбиты, осуществляется математическое моделирование движения КА с момента завершения коррекции орбиты на задаваемом временном интервале, например, до момента начала следующей коррекции. Система уравнений, описывающих математическую модель движения центра масс КА и его движение относительно центра масс, может быть записана в следующем виде:

Здесь - радиус-вектор КА, - вектор суммарного кинетического момента КА; - кинетический момент системы СГ; - угловая скорость КА; - вектор суммарной силы и суммарного момента внешних сил, действующих на КА соответственно; - тензор инерции КА; m - масса КА.

Решая уравнения (1), зная в исходный момент времени начальные значения вектора состояния КА (где - вектор скорости КА) вектор его угловой скорости , варьируя исходные значения вектора , и, следовательно, , определим заданную область, в которой должен находиться кинетический момент КА на момент завершения процесса коррекции орбиты КА для минимизации расхода рабочего тела при управлении его ориентацией на задаваемом временном интервале. После определения заданной области кинетического момента, зная вектор состояния КА на момент завершения коррекции, т. е. , другими словами, имея результаты решения задачи, необходимо найти начальные значения этих величин, которые будут удовлетворять требуемому результату решения. Т.к. начальные значения вектора состояния КА на момент начала коррекции орбиты известны, то требуется определить начальные значения кинетического момента КА. Для их определения осуществляется моделирование процесса коррекции орбиты КА.

Если по результатам моделирования процесса коррекции произойдет насыщение СГ, то нужно промоделировать процесс коррекции орбиты КА при поддержании ориентации КА с помощью всех имеющихся на борту силовых гироскопов, включая и резервные. Использование РСГ наряду с основными СГ во многих случаях позволит расширить область располагаемых значений кинетического момента КА, а значит снизить вероятность насыщения СГ и тем самым провести коррекцию орбиты без разгрузки СГ, либо с минимальным числом насыщении СГ. Указанное моделирование может осуществляться, например, с использованием уравнений (1). При его реализации учитываются известные характеристики ДО, их влияние на изменение кинетического момента КА, степень участия в коррекции орбиты. Выбор ДО должен быть таким, чтобы уменьшить влияние процессов, связанных с формированием требуемого кинетического момента КА, на коррекцию орбиты.

Кроме того, необходимо учесть включение РСГ в момент времени t_E=t₀-Δt_E, где Δt_E - интервал времени, необходимый для выхода резервных силовых гироскопов в штатный режим эксплуатации к моменту начала процесса коррекции. В случае включения для поддержания ориентации КА в процессе коррекции орбиты РСГ необходимо определить расширенную область кинетического момента КА S'^k, в которой должен оказаться вектор кинетического момента КА в момент завершения процесса коррекции орбиты, чтобы после выключения РСГ вектор кинетического момента КА оказался в области S_k. Определяется эта область с учетом известного положения РСГ на борту КА и динамики их торможения.

Поясним сущность предлагаемого способа на примере. Для повышения наглядности решения используются фиг.1 и фиг.2. На фиг.1, и фиг.2 изображен корпус КА, двигатели ориентации (D₁-D₂₄), жестко связанная с КА система координат (ССК), смещенное относительно начала ССК положение центра масс (⊕) и направление действия векторов сил тяги ДО D₉, D₁₀, D₁₁, D₁₂.

Обозначим через t_p - момент времени начала формирования кинетического момента КА.

Пусть, например, нам необходимо провести коррекцию орбиты в направлении оси ОХ (см. фиг.1, 2). Для этого необходимо включить двигатели D₉-D₁₂. Из-за смещения центра масс КА двигателями D₉-D₁₂ будет создаваться возмущающий момент. Этот момент нарушает требуемую ориентацию КА. Компенсация возникшего возмущающего момента осуществляется системой СГ, что позволяет максимально использовать тягу двигателей D₉-D₁₂, а, следовательно, увеличить продолжительность выдачи корректирующего импульса и уменьшить время проведения коррекции орбиты.

Предположим, что после завершения коррекции орбиты КА должен находиться в режиме поддержания ориентации до следующей коррекции в течение интервала времени Δt'. Решая систему уравнений (1), варьируя исходные значения кинетического момента СГ, определяем область, в которой должен находиться кинетический момент СГ для того, чтобы минимизировать расход рабочего тела на интервале времени t'. Как показывает практика, во многих случаях для прогноза накопления кинетического момента КА достаточно решения уравнений вращательного движения КА без подробного моделирования движения центра масс КА. Тогда систему уравнений (1), например, для геостационарного спутника, можно записать в следующем виде:
(2)
Здесь - полный кинетический момент КА; - кинетический момент системы основных СГ; - угловая скорость КА; - соответственно гравитационные моменты, вызванные влиянием на ССС гравитационных полей Земли, Луны и Солнца; - магнитный момент, обусловленный взаимодействием магнитного поля Земли и собственного магнитного момента КА; - орты векторов Земля - КА, Солнце - КА, Луна-спутник; - тензор инерции КА; μ_E = 3,986032•10⁵ км³/c², μ_S = 1,32715445•10¹¹ км³/c², μ_M = 4,90264•10⁵ км³/c² - гравитационные параметры Земли, Луны и Солнца; R_E, R_s, R_M - радиус-векторы Земли, Луны и Солнца; - момент от силы светового давления , которая возникает при попадании потока солнечного света на спутник и при его отражении. S - площадь поперечного сечения КА; Е₀ - мощность потока солнечного излучения; с - скорость света; r_* - средний радиус орбиты Земли; Δ - расстояние от КА до Солнца; k - коэффициент отражения света поверхностью КА; - собственный магнитный момент КА; - магнитное поле Земли.

Как показала практика, прогноз накопления кинетического момента КА, полученный при решении уравнений (2) для геостационарного спутника связи "Ямал", дает хорошие результаты. Итак, результатом решения будет некоторая область кинетического момента КА (S_k), назовем ее заданной, в которую должен попасть кинетический момент КА по завершению коррекции орбиты. После определения заданной области кинетического момента осуществляется моделирование процесса коррекции КА с помощью уравнений (1).

Если в результате моделирования коррекции орбиты КА выяснится, что произойдет насыщение системы СГ, то необходимо определить расширенную область S'_k кинетического момента КА, в которой должен оказаться вектор кинетического момента КА в момент завершения процесса коррекции при работе в процессе коррекции основных СГ (ОСГ) и РСГ. Сделать это можно следующим образом. Если, например, область S_k аппроксимируется сферой радиусом G_sk с центром в начале ССК, то, зная положение РСГ в ССК, их максимальный собственный кинетический момент G_РСГ, область S'_k, которая также будет аппроксимироваться сферой с центром в начале ССК, можно задать радиусом
G_S'k≤G_Sk+ΔG_S'k, (a)
где ΔG_S'k - приращение области располагаемых значений кинетического момента КА, которое она получает в результате включения для поддержания ориентации КА РСГ.

К концу процесса коррекции орбиты КА необходимо сформировать требуемый кинетический момент КА, т.е. кинетический момент, вектор которого находитьcя в области S'_k, Для этого определяется время начала формирования кинетического момента. Моделируется процесс коррекции орбиты КА с помощью выражений (1) и (2), начиная с исходного момента времени выполнения коррекции. Определив время завершения процесса коррекции (t_k), значение кинетического момента КА в момент завершения коррекции орбиты и, зная динамику его изменения, находят приращение вектора кинетического момента КА, которое он должен получить для того, чтобы оказаться в расширенной области S'_k, Исходя из этого, выбирают ДО, способные сообщить это приращение за кратчайшее время, и, определив продолжительность режима формирования кинетического момента КА, находят момент времени t_p его начала. Поиск t_p выполняют шагами по Δt - продолжительность минимального импульса момента при условии включения пары двигателей ориентации или момента при условии отключения i-го двигателя ориентации, участвующего в коррекции орбиты, для формирования заданного кинетического момента космического аппарата. Т.е. с текущего момента времени коррекции (t_η), на которое имеются измерения вектора кинетического момента КА, и до момента времени t_kη прогнозируем накопление кинетического момента с учетом отключения в момент времени i-го ДО или включения пары ДО для формирования требуемого кинетического момента КА.

Прогноз осуществляем с нулевыми начальными значениями по вектору

где - главный вектор управляющего момента от всех работающих ДО без учета отключений i-x ДО или включения пар ДО; - главный вектор управляющего момента от всех работающих ДО с учетом отключений i-го ДО или включения пар ДО; - главный вектор управляющего момента всех внешних возмущающих сил. Значение t_kη определяется следующим образом:

где V_t - измеренное значение скорости коррекции КА на момент времени t_η. Спрогнозированное значение суммируем с реальными начальными условиями по кинетическому моменту , полученными на момент времени t начала прогноза.

Далее проверяем выполнение условия

и если оно выполняется, то и в этот момент времени с помощью выбранных ДО начинается управление кинетическим моментом КА, которое приведет его в момент завершения процесса коррекции орбиты в область S'_k, иначе повторяем цикл расчетов на момент времени t₂ и т.д. до выполнения условия (7).

ДО для формирования требуемого значения кинетического момента выбираются следующим образом. Для достижения максимальной эффективности необходимо, чтобы вектор и вектор момента от ДО были противоположно направлены, причем чем больше тупой угол между указанными векторами, тем быстрее происходит формирование заданного значения кинетического момента. Вектора моментов при поочередном отключении ДО, участвующих в коррекции орбиты, определяются следующим образом:
при отключении двигателя D₉:

при отключении двигателя:

при отключении двигателя:

при отключении двигателя:

где (i= 9, 10, 11, 12) - радиус-векторы точки приложения соответствующих тяг двигателей , где (i=9, 10, 11, 12) - радиус-векторы точки приложения соответствующих тяг двигателей . Должно выполняться следующее условие:

Выбрав те ДО, для которых условие (12) выполняется, обозначим их , определяем те ДО, при отключении которых, суммарный момент
имеет наибольшую проекцию на направление, противоположное вектору . Математически это выражение можно записать в виде:

где <--> - знак соответствия.

В общем случае не всегда можно сформировать заданное значение кинетического момента, выбрав и отключив i-й двигатель. Связано это с тем, что возможно возникновение ситуации, в которой каждый из векторов будет перпендикулярен вектору или когда возмущающий момент от каждого из работающих для коррекции орбиты двигателей направлен по трем осям КА, а вектор накапливается таким образом, что условие (12) выполнить невозможно. В таких случаях предлагается использовать пару ДО, не участвующих в коррекции орбиты. При этом двигатели, выполняющие коррекцию орбиты, не отключаются и сохраняется максимальная величина корректирующего импульса. Из возможных вариантов выбора пар ДО для разгрузки СГ включают ту из них, момент которой имеет наибольшую проекцию на противоположное направление вектора , т.е.

где р= 1, 2, . ..- номера пар ДО, удовлетворяющих условию формирования кинетического момента:

здесь - вектора моментов от р-х пар ДО; - вектор разгрузочного момента, максимально удовлетворяющий условию формирования ДО.

В рассматриваемом случае в качестве пар ДО, участвующих в формировании кинетического момента, могут использоваться ДО D₁₅ и D₆, D₁₆ и D₅ или D₁₃ и D₈, D₇ и D₁₄.

Сразу же по началу процесса формирования кинетического момента определяют момент времени его завершения (t_Z). Этот момент времени будем определять из необходимой достаточности для завершения основного процесса коррекции орбиты КА и попаданию вектора в момент завершения коррекции в расширенную область кинетического момента КА. Область поиска определяется временным интервалом (t, t_ks), где t_ks - момент завершения коррекции с учетом работы всех выбранных для коррекции ДО.

где V_u - заданная величина, определяющая скорость коррекции КА; V_ts - текущее значение кажущейся скорости коррекции на момент времени начала формирования кинетического момента t_p; определяется, например, как интегральная оценка измерений акселерометра с момента времени начала коррекции и до момента времени t_p; a_Σ - расчетное ускорение, получаемое КА от работающих ДО, участвующих в коррекции его орбиты.

Поиск производится η-ми шагами, каждый из которых отличается от предыдущего на Δt, т.е.

где Δt - продолжительность минимального импульса разгрузочного момента или . Определив 1-й момент времени как t'₁=t_p, осуществим прогноз изменений вектора на интервале (t'₁, t_k1) пo выражению:

где - главный вектор управляющего момента от всех работающих ДО без учета отключений i-х ДО или пар ДО; - главный вектор управляющего момента от всех работающих ДО с учетом отключений i-го ДО или включения пар ДО; - главный вектор управляющего момента всех внешних возмущающих сил. Значение известно, например, в результате тестовых включений ДО. Значение t_k1 определяется следующим образом:

где V_t'1 - измеренное значение скорости коррекции КА на момент времени t'₁.

Прогноз осуществляем с нулевыми начальными значениями по вектору и далее суммируем спрогнозированное значение с реальными начальными условиями, полученными по выражению

на момент времени t'₁

Далее проверяем выполнение условия

и если оно выполняется, то t_Z=t'₁, иначе выбираем t'₂=t_p+Δt и повторяем цикл расчетов на момент времени t'₂ и т.д. до выполнения условия (22).

Формирование требуемого кинетического момента КА прекращается в момент завершения коррекции орбиты или по достижению временем коррекции значения t_Z. В момент времени завершения коррекции орбиты осуществляется торможение РСГ с максимальным ускорением для приведения вектора кинетического момента КА в заданную область.

Рассмотрим случай управления кинетическим моментом при коррекции орбиты геостационарного спутника связи. Предположим, что после завершения процесса коррекции орбиты КА будет иметь следующий вектор состояния в гринвичской системе координат:


где - радиус-вектор и вектор скорости КА соответственно.

КА должен в процессе коррекции орбиты сохранять неизменной свою ориентацию в орбитальной системе координат. Эта ориентация задается следующими углами Крылова λ_Y = 0; λ_X = 0; λ_Z = 270^°. Предположим, что после коррекции орбиты КА в течение трех суток поддерживает неизменной эту же ориентацию. Решая систему уравнений (2), получим заданную область кинетического момента, в которой должен оказаться кинетический момент КА после завершения процесса коррекции орбиты. На фиг.3, 4, 5 показан, полученный в результате решения системы уравнений (2), результирующий график изменения вектора кинетического момента КА в связануой с КА системе координат в течение трех суток поддержания указанной ориентации. Из графика видно, что составляющая G_Z изменяется медленно на заданном временном интервале и поэтому основные ограничения нужно вводить на две другие составляющие кинетического момента КА. Т.о., если вектор кинетического момента в конце процесса коррекции орбиты КА будет принадлежать следующей области:
-8≤G_x≤5H•мс;
-7≤G_x≤8H•мс;
-5≤G_x≤5H•мс.

то удастся избежать насыщения системы СГ при выполнении дальнейшей программы полета.

На блок-схеме системы, реализующей предлагаемый способ управления кинетическим моментом КА в процессе коррекции его орбиты, представленной на фиг.6, введены следующие обозначения: 1 - блок скорости коррекции (БСК); 2 - блок датчиков внешней информации опорного базиса (БДВИ); 3 - блок определения управляющих сил и моментов (БОУСМ); 4 - блок формирования управляющих сил и моментов (БФУСМ); 5 - блок определяемых значений продолжительности импульсов ДО (БОЗПИД); 6 - блок ДО (БДО); 7 - корпус КА (ККА); 8 - блок датчиков угловой скорости (БДУС); 9 - блок датчиков линейных ускорений (БДЛУ); 10 - блок задания параметров управления КА (БЗПУКА); 11 - блок приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям (БППЗСВКМНУ); 12 - блок определения времени окончания режима коррекции (БОВОРК); 13 - блок основных силовых гироскопов (БОСГ); 14 - блок определения значений суммарного вектора кинетического момента (БОЗСВКМ); 15 - блок сравнения параметров заданной или расширенной области кинетического момента КА и суммарного вектора кинетического момента КА (БСПЗРОКМСВКМ); 16 - блок формирования текущего времени разгрузки СГ (БФТВРСГ); 17 - блок прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе формирования суммарного вектора кинетического момента (БПЗСВКМФСВКМ). На указанной блок-схеме, кроме ранее описанных блоков, аналогичных описанным в прототипе, дополнительно введены следующие: 18 - блок определения заданной области кинетического момента (БОЗОКМ); 19 - блок сравнения текущего времени коррекции орбиты и расчетного времени начала формирования суммарного вектора кинетического момента (БСТВКОРВНФСВКМ); 20 - блок определения времени начала формирования кинетического момента (БОВНФКМ), 21 - блок выбора области суммарного вектора кинетического момента (БВОСВКМ); 22 - блок определения расширенной области кинетического момента (БОРОКМ); 23 - блок прогноза насыщения основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты космического аппарата (БПНОСГПКОКА); 24 - блок управления включением и выключением резервных силовых гироскопов (БУВВРСГ); 25 - блок резервных силовых гироскопов (БРСГ); 26 - блок определения суммарного вектора кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов (БОСВКМОРСГ); 27 - блок задания интервала времени включения резервных силовых гироскопов (БЗИВКВРСГ); 28 - блок определения времени включения резервных силовых гироскопов (БОВВКРСГ); 29 - блок выдачи команды на формирование управляющих моментов резервных силовых гироскопов (БВКФУМРСГ); 30 - блок максимального собственного кинетического момента резервных силовых гироскопов (БМСКМРСГ); 31 - блок отсчета текущего времени (БОТВ); 32 - блок выдачи команды на определение заданной области кинетического момента (БВКОЗОКМ), 33 - блок определения начала процесса коррекции орбиты космического аппарата (БОНПКОКА); 34 - блок датчиков положения солнечных батарей (БДПСБ); 35 - блок определения вектора состояния и ориентации космического аппарата (БОВСОКА), 36 - блок включения двигателей ориентации (БВДО); 37 - блок определения располагаемой области кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов (БОРОКМОРСГ); 38 - блок интервала времени определения заданной области кинетического момента (БИВОЗОКМ); 39 - блок определения времени выключения резервных силовых гироскопов (БОВВРСГ); 40 -блок интервала времени для прогноза насыщения основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты (БИВПНОСГ); 41 - блок выдачи команды на определение насыщения основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты (БВКОНОСГПКО).

БФУСМ 4 содержит следующие блоки, аналогичные описанным в прототипе, представленные на фиг.7: 42 - блок выбора ДО для коррекции орбиты (БВДКО); 43 - блок выбора разгрузочного момента для системы СГ (БВРМСГ); 44 - блок выбора пары ДО для разгрузки системы СГ (БВПДРСГ); 45 - блок формирования разгрузочного момента для системы СГ (БФРМСГ); 46 - блок определения разгрузочных моментов для системы СГ (БОРМСГ).

Выходы БСК 1 и БДВИ 2 соединены соответственно с первым и вторым входами БОУСМ 3. Первый выход БОУСМ 3 соединен с первым входом БФУСМ 4. Первый выход БФУСМ 4 соединен с первым входом БОЗПИД 5. Выход БДО 6 соединен со вторым входом БОЗПИД 5. Выход БДЛУ 9 соединен с первым входом БСК 1, а выход БДУС 8 соединен с третьим входом БОУСМ 3 и вторым входом БОЗСВКМ 14, а второй выход БОУСМ 3 соединен с входом БОСГ 13. Второй выход БОЗСВКМ 14 соединен с первым входом БППЗСВКМНУ 11. Второй выход БФУСМ 4 соединен с третьим входом БОВОРК 12, а второй вход БОВОРК 12 соединен со вторым выходом БСК 1. Первый командный выход БЗПУКА 10 соединен с входом БДВИ 2, первый информационный выход - со вторым входом БСК 1, второй командный выход - с четвертым входом БОУСМ 3, третий командный выход - со вторым входом БФУСМ 4, причем первый вход БВДКО 42 соединен с БОУСМ 3, а второй вход - с третьим командным выходом БЗПУКА 10.

Первый выход БВДКО 42 соединен с первым входом БФРМСГ 45 и вторым входом БОРМСГ 46. Второй выход БФРМСГ 46 является одновременно вторым выходом БФУСМ 4, а первый выход соединен с первым выходом БФУСМ 4. Второй вход БФРМСГ 45 соединен с выходом БВРМСГ 43. Второй вход БВРМСГ 43 соединен с первым выходом БОРМСГ 46, третий вход БОРМСГ 46 соединен с третьим командным выходом БЗПУКА 10. Второй выход БОРМСГ 46 соединен с первым входом БВПДРСГ 44, а второй вход последнего - с третьим командным выходом БЗПУКА 10.

Первый выход БВПДРСГ 44, соединен с первым выходом БФУСМ 4. Первый вход БСПЗРОКМСВКМ 15 соединен с первым выходом БОЗСВКМ 14, второй вход - с выходом БОРОКМОРСГ 37, третий вход - со вторым выходом БОЗСВКМ 14, четвертый вход - с выходом БППЗСВКМНУ 11, пятый вход - с выходом БВОСВКМ 21, шестой вход - с выходом БСТВКОРВНФСВКМ 19. Первый выход БСПЗРОКМСВКМ 15 соединен с первым входом БФТВРСГ 16, второй выход этого блока соединен с третьим входом БФУСМ 4, третий выход - с четвертым входом БФУСМ 4 и вторым входом БФТВРСГ 16.

Выход БФТВРСГ 16 соединен с первым входом БОВОРК 12, третьим входом БОЗСВКМ 14 и первым входом БПЗСВКМФСВКМ 17. Второй вход БПЗСВКМФСВКМ 17 соединен с первым выходом БОВОРК 12, третий вход - с третьим выходом БФУСМ 4, четвертый вход - с выходом БОРОКМОРСГ 37, пятый вход - с выходом БДПСБ 34, шестой вход - с выходом БОВСОКА 35. Выход БПЗСВКМФСВКМ 17 соединен со вторым входом БППЗСВКМНУ 11.

Первый вход БОЗОКМ 18 соединен со вторым информационным выходом БЗПУКА 10, второй вход - с выходом БОРОКМОРСГ 37, третий вход - с выходом БВКОЗОКМ 32, четвертый вход - с выходом БОВОРК 12, выход БОЗОКМ 18 соединен со вторым входом БВОСВКМ 21 и первым входом БОРОКМ 22.

Первый вход БОВНФКМ 20 соединен с выходом БПНОСГПКОКА 23, второй вход - с выходом БДУС 8, третий вход - с выходом БОВСОКА 35, четвертый вход - с первым выходом БОЗСВКМ 14, пятый вход - с выходом БОВОРК 12, шестой вход - с выходом БОТВ 31, седьмой вход - с выходом БОРОКМОРСГ 37, восьмой вход - с выходом БДПСБ 34, девятый вход - с третьим выходом БФУСМ 4.

Первый вход БСТВКОРВНФСВКМ 19 соединен с выходом БОТВ 31, второй вход - с выходом БОВНФКМ 20. Второй выход БВДКО 42 соединен с третьим входом БПЗСВКМФСВКМ 17. Первый вход БОРМСГ 46 и первый вход БВРМСГ 43 соединены со вторым выходом БСПЗРОКМСВКМ 15. Третий вход БВПДРСГ 44 и третий вход БФРМСГ 45 с третьим выходом БСПЗРОКМСВКМ 15, второй выход БВПДРСГ 44 соединен с третьим входом БПЗСВКМФСВКМ 17, первый выход БОСГ 13 соединен с первым входом БОСВКМОРСГ 26, второй выход - с первым входом БОРОКМОРСГ 37, а второй вход последнего соединен со вторым выходом БРСГ 25.

Первый вход БОВВРСГ 39 соединен с выходом БОТВ 31, второй вход БОВВРСГ 39 соединен с выходом БОВОРК 12.

Третий вход БВОСВКМ 21 соединен с выходом БОРОКМ 22.

Первый вход БПНОСГПКОКА 23 соединен с выходом БОТВ 31, второй вход - с выходом БДУС 8, третий вход - с третьим 1 информационным выходом БЗПУКА 10, четвертый вход - с выходом БОЗСВКМ 14, пятый вход - с выходом БОВОРК 12, шестой вход - с выходом БВКОНОСГПКО 41, седьмой вход - с выходом БОВСОКА 35, восьмой вход - с выходом БОРОКМОРСГ 37, девятый вход - с выходом БДПСБ 34, десятый вход - с третьим выходом БФУСМ 4. Выход БПНОСГПКОКА 23 соединен со вторым входом БОРОКМ 22, первым входом БОВВКРСГ 28 и первым входом БОВНФКМ 20.

Второй вход БОВВКРСГ 28 соединен с третьим информационным выходом БЗПУКА 10, третий вход - с выходом БЗИВКВРСГ 27, четвертый вход - с выходом БОТВ 31. Выход БОВВКРСГ 28 соединен с первым входом БУВВРСГ 24, а выход последнего соединен с первым входом БВКФУМРСГ 29.

Второй вход БВКФУМРСГ 29 соединен со вторым выходом БОУСМ 3, а выход БВКФУМРСГ 29 соединен с входом БРСГ 25. Первый выход БРСГ 25 соединен со вторым входом БОСВКМОРСГ 26, а выход БОСВКМОРСГ 26 соединен с первым входом БОЗСВКМ 14.

Третий вход БОРОКМ 22 соединен с выходом БМСКМРСГ 30. Первый вход БВКОЗОКМ 32 соединен с выходом БИВОЗОКМ 38, второй вход - с выходом БОТВ 31, третий вход - с третьим информационным выходом БЗПУКА 10.

Четвертый вход БОВВКРСГ 28 соединен с выходом БОТВ 31.

Первый вход БОНПКОКА 33 соединен с третьим информационным выходом БЗПУКА 10, второй вход - с выходом БОТВ 31. Выход БОНПКОКА 33 соединен с первым входом БВОСВКМ 21 и вторым входом БВДО 36. Первый вход БВДО 36 соединен с выходом БОЗПИД 5, а его выход - с входом БДО 6.

Второй вход БУВВРСГ 24 соединен с выходом БОВВРСГ 39.

Первый вход БОВСОКА 35 соединен с выходом БДВИ 2, второй вход - с выходом БДУС 8, третий вход - с выходом БДЛУ 9.

Первый вход БВКОНОСГПКО 41 соединен с выходом БИВПНОСГ 40, второй вход - с третьим информационным выходом БЗПУКА 10, третий вход - с выходом БОТВ 31.

Рассмотрим примеры реализации указанных блоков.

БСГ 13 может быть выполнен на основе двухстепенных СГ. Схема указанного блока и ее описание представлены в [3, стр. 12-14].

Блоки 11, 12, 14-24, 26-46 и их функциональные связи могут быть реализованы с использованием микропроцессорной техники, например, на базе одного из процессоров трехканального исполнения ЦВМ "Электроника" МС 1201.02-02 (см. [4]) с дополнительными контроллерами ввода - вывода.

На фиг. 8 показан пример такой реализации. При этом введены следующие обозначения: 27 - тактовый генератор (ТГ), 26 - процессор (П), 28 - дешифратор адреса (ДША), 29 - устройство ввода-вывода (УВВ), ШД - трехстабильная двунаправленная 16-разрядная шина данных, ША - трехстабильная однонаправленная 16-разрядная шина адреса, ШУ - шина управления (10 линий сигналов управления).

Блоки 11, 12, 14-24, 26-46 могут быть набраны из стандартных оперативных запоминающих устройств (ОЗУ) требуемой емкости, многоразрядных параллельных сумматоров и умножителей, например, модели К531ИК1П или К531ИК2П. При этом число стандартных ОЗУ определяется объемом алгоритма решаемой в блоке задачи [5, стр. 115-117]. Блоки 19, 28, 32, 33, 39, 41 могут быть реализованы, например, на базе многоразрядных параллельных сумматоров, составленных из одноразрядных сумматоров модели К155ИМ1 [6]. Функциональные связи между блоками 11, 12, 14-24, 26-46 реализованы за счет трехканального исполнения - через шины данных, адреса и управления.

Кроме указанных в прототипе связей, через УВВ 29 осуществляется функциональная многоканальная связь выходов БЗПУКА 10 с соответствующими входами БФУСМ 4, БСПИОКМСВКМ 15, БПЗСВКМПКО 17, БСТВКОРВНФСВКМ 19, БОЗОКМ 18, БОВНФКМ 20.

Реализация указанной функциональной связи может быть осуществлена при помощи аппаратуры управляющего информационно - вычислительного комплекса (УИВК) "Стек - 30".

Через УВВ 29 осуществляется также связи второго выхода БСК 1 со вторым входом БОВОРК 12, выхода БСГ 13 с первым входом БОЗСВКМ 14, первого выхода БОУСМ 3 с первым входом БВДКО 21, выхода БДУС 8 со вторым входом БОЗСВКМ 14, связь БОЗОКМ 18 с пятым входом БСПИОКМСВКМ 15, связь БСТВКОРВНФСВКМ 19 с шестым входом БСПИОКМСВКМ 15, связь БОВНФКМ 20 со вторым входом БСТВКОРВНФСВКМ 19. Кроме того, со вторых выходов БФРМСГ 24 и БВПДРСГ 23 через УВВ 29 передается информация в БОЗПИД 5 через его первый вход. Интерфейс указанных связей достаточно подробно описан в [4, стр. 33-35].

Работает система управления следующим образом. Перед началом коррекции орбиты БЗПУКА 10 со своего третьего информационного выхода на третий вход БВКОЗОКМ 32, первый вход БОНПКОКА 33, второй вход БВКОНОСГПКО 41, третий вход БПНОСГПКОКА 23 и второй вход БОВВКРСГ 28 выдает значение времени начала коррекции орбиты t₀. На первый вход БОЗОКМ 18 со второго информационного выхода БЗПУКА 10 поступает информация об ориентации КА на интервале времени от конца процесса коррекции орбиты КА на задаваемом временном интервале, например, до следующей коррекции. На второй вход БОЗОКМ 18 с выхода БОРОКМОРСГ 37 поступают параметры области располагаемых значений кинетического момента КА, которые определяются в БОРОКМОРСГ 37 на основании информации о числе работающих силовых гироскопов, поступающей со вторых выходов БОСГ 13 и БРСГ 25 на первый и второй входы БОРОКМОРСГ 37, соответственно. На четвертый вход БОЗОКМ 18 с выхода БОВОРК 12 поступает расчетное значение времени окончания режима коррекции t'_k, которое служит левой границей интервала определения заданной области кинетического момента КА.

С выхода БОТВ 31 на второй вход БВКОЗОКМ 32 поступает значение текущего времени t. На первый вход БВКОЗОКМ 32 с выхода БИВОЗОКМ 38 поступает хранящееся там значение интервала времени Δt_Sk, необходимого для определения заданной области кинетического момента КА. В БВКОЗОКМ 32 значение текущего времени t сравнивается с разностью t₀-Δt_Sk. Когда выполняется условие t= t₀-Δt_Sk с выхода этого блока на третий вход БОЗОКМ 18 выдается команда на начало определения заданной области кинетического момента КА. Получив эту команду БОЗОКМ 18 начинает определение заданной области кинетического момента КА посредством решения системы уравнений (1) на интервале от расчетного момента времени завершения коррекции орбиты t'_k до задаваемого момента времени и передает по факту завершения указанного решения со своего выхода на второй вход БВОСВКМ 21 и первый вход БОРОКМ 22 параметры заданной области S_k кинетического момента КА.

Перед началом процесса коррекции орбиты КА на первый вход БПНОСГПКОКА 23 поступает значение текущего времени t от БОТВ 31, на второй вход - значение угловой скорости КА с выхода БДУС 8, на четвертый вход поступает значение суммарного вектора кинетического момента КА, на пятый вход - значение t'_k с выхода БОВОРК 12. На седьмой вход БПНОСГПКОКА 23 с выхода БОВСОКА 35 поступает информация о текущем векторе состояния и ориентации КА, которая получается в БОВСОКА 35 путем интегрирования уравнений движения КА с использованием информации об угловой скорости КА, получаемой на второй вход с выхода БДУС 8 и информации о линейном ускорении КА, получаемой на третий вход с выхода БДЛУ 9. На восьмой вход БПНОСГПКОКА 23 с выхода БОРОКМОРСГ 37 поступают параметры области располагаемых значений КА. На девятый вход БПНОСГПКОКА 23 выставляется с выхода БДПСБ 34 информация об ориентации солнечных батарей (СБ) КА. На десятый вход с третьего выхода БФУСМ 4 поступает информация о моментах, развиваемых ДО, которые будут участвовать в коррекции орбиты КА.

На первый вход БВКОНОСГПКО 41 с выхода БИВПНОСГ 40 поступает хранящаяся там информация об интервале времени Δt_H, необходимом для прогноза насыщения системы СГ в процессе коррекции орбиты. На третий вход БВКОНОСГПКО 41 с выхода БОТВ 31 поступает значение текущего времени t. Это значение t сравнивается в нем с разностью t₀-Δt_H. Когда t=t₀-Δt_H с выхода БВКОНОСГПКО 41 на шестой вход БПНОСГПКОКА 23 выдается команда на начало прогноза насыщения основных СГ в процессе коррекции орбиты. Получив эту команду, БПНОСГПКОКА 23 начинает прогноз насыщения основных СГ в процессе коррекции орбиты путем решения системы уравнений

на интервале времени перед началом коррекции t_-0 до расчетного момента времени завершения коррекции орбиты t'_k. Определяется, будет ли в процессе коррекции орбиты иметь место насыщение основных СГ. В приведенном выражении - главный вектор управляющего момента от всех работающих ДО; - главный вектор управляющего момента всех внешних возмущающих сил. Значение известно, например, в результате тестовых включений ДО.

В случае, когда насыщение основных СГ неизбежно, с выхода БПНОСГПКОКА 23 на второй вход БОРОКМ 22, на первый вход 28 и на первый вход 20 выдается команда, по которой в БОРОКМ 22 выполняется определение расширенной области S'_k кинетического момента КА, в БОВНФКМ 20 с момента времени t₀ начала процесса коррекции орбиты КА осуществляется поиск времени начала формирования кинетического момента КА, а в БОВВКРСГ 28 выполняется определение момента времени включения РСГ. В БОРОКМ 22 поступает по этому же каналу информация об области S_s кинетического момента КА, в которой будет находиться вектор кинетического момента КА в процессе коррекции орбиты.

В БОРОКМ 22 по полученному значению заданной области S_k, области S_s и известному максимальному значению собственного кинетического момента РСГ, информация о котором поступает на третий вход БОРОКМ 22 от БМСКМРСГ 30, определяется расширенная область кинетического момента S'_k, удовлетворяющая условию (а). Идеальным является вариант, когда S_S∈S, т.к. в этом случае возможно проведение коррекции орбиты КА без разгрузки системы СГ. В противном случае использование РСГ приведет лишь к уменьшению потерь, вызванных необходимостью разгрузки СГ.

Перед началом коррекции орбиты с третьего информационного выхода БЗПУКА 10 на первый вход БОНПКОКА 33 выдается время t₀ начала коррекции орбиты КА. На второй вход этого же блока поступает с выхода БОТВ 31 значение текущего времени t, которое сравнивается в БОНПКОКА 33 с временем начала коррекции. Когда t= t₀ с выхода БОНПКОКА 33 на первый вход БВОСВКМ 21 выдается команда на передачу из этого блока на пятый вход БСПЗРОКМСВКМ 15 параметров заданной области кинетического момента КА или, если на второй вход БВОСВКМ 21 поступили параметры расширенной области кинетического момента КА - то параметры этой расширенной области. Другими словами, если в процессе коррекции орбиты прогнозируется насыщение основных СГ, то на пятый вход БСПЗРОКМСВКМ 15 поступает значение области S'_k, в противном случае - S_k.

На третий вход БОВВКРСГ 28 с выхода БЗИВКВРСГ 27 поступает хранящийся там интервал времени Δt_РСГ необходимый для включения РСГ. На четвертый вход этого блока поступает с выхода 31 значение текущего времени t. На третий вход БОВВКРСГ 28 с выхода БЗИВКВРСГ 27 подается значение интервала времени, необходимого для выхода РСГ после включения в штатный режим эксплуатации. В БОВВКРСГ 28 будет выполняться сравнение текущего времени t и разности t₀-Δt_РСГ Когда t= t₀-Δt_РСГ с выхода БОВВКРСГ 28 на первый вход БУВВРСГ 24 выдается команда на включение РСГ, которая передается на первый вход БВКФУМРСГ 29. На второй вход БВКФУМРСГ 29 со второго выхода 3 выдаются требования на формирование РСГ управляющих сил. После прихода в БВКФУМРСГ 29 команды на включение РСГ БВКФУМРСГ 29 выдает команду на включение РСГ со своего выхода на вход БРСГ 25.

В процессе коррекции орбиты КА значение собственного кинетического момента РСГ передается на второй вход БОСВКМОРСГ 26, где оно суммируется со значением собственного кинетического момента ОСГ, поступающего на первый вход БОСВКМОРСГ 26 с выхода БСГ 13. Суммарное значение собственного кинетического момента ОСГ и РСГ выдается с выхода БОСВКМОРСГ 26 на первый вход БОЗСВКМ 14, где оно используется для определения суммарного кинетического момента КА.

С помощью БЗПУКА 10 выбирается требуемый режим ориентации путем включения необходимого датчика, входящего в состав БДВИ 2 с помощью сигнала, передаваемого с первого командного выхода БЗПУКА 10 на вход БДВИ 2 и подтверждения выбора режима ориентации в БОУСМ 3 со второго командного выхода БЗПУКА 10 на четвертый вход БОУСМ 3. Одновременно в БСК 1 с первого информационного выхода БЗПУКА 10 на второй вход БСК 1 задаются параметры коррекции орбиты КА, включающие величину и направление вектора скорости коррекции.

Задачу построения и поддержания ориентации решает БОУСМ 3, который содержит в себе кинематический контур системы управления движением (подробнее описание работы кинематического контура представлено, например, при описании заявки [3] на изобретение). Для этого используется информация, поступающая от БДВИ 2 и БДУС 8 на второй и третий входы БОУСМ 3, соответственно.

Кроме того, по началу выполнения режима коррекции орбиты с первого выхода БОУСМ 3 на первый вход БФУСМ 4 (схема БФУСМ представлена на фиг.9, подробное описание работы приведено в прототипе) выдаются требования на формирование управляющих сил F_i. БФУСМ 4 определенным образом, описанным в способе - прототипе, формирует по своему второму выходу (в случае формирования кинетического момента в процессе коррекции орбиты либо со второго выхода БВПДРСГ 44, либо с первого выхода БФРМСГ 45, в зависимости от того, каким образом будет выполняться формирование требуемого кинетического момента) на первый вход БОЗПИД 5 сигналы, которые там усиливаются, запоминаются и транслируются с установленной продолжительностью на первый вход БВДО 36.

На второй вход БВДО 36 поступает информация о начале процесса коррекции с выхода БОНПКОКА 33. После получения этой информации с выхода БВДО 36 на пусковые клапаны ДО подаются полученные от БОЗПИД 5 сигналы. В свою очередь, с каждого ДО идет в БОЗПИД 5 (на его второй вход) квитанция о начале работы двигателей. Как только продолжительность работы двигателя достигнет запомненной величины, он отключается (прекращается подача управляющего сигнала на пусковые клапаны).

Одновременно с выдачей требования на формирование управляющих сил F_i со второго выхода БОУСМ 3 на вход БСГ 13 и второй вход БВТФУМРСГ 29 выдаются требования на формирование управляющих моментов. БСГ 13 и, в случае использования для поддержания ориентации КА РСГ, БВТФУМРСГ 29 формируют закон управления осями прецессии основных и резервных СГ [см. 3, стр. 12-13] по затребованным управляющим моментам. При этом за счет измерений, проводимых в блоке синус - косинусных преобразователей углов поворота осей прецессии, входящего в сосав БСГ 13 и БВТФУМРСГ 29, а также по известным значениям кинетических моментов роторов гиродвигателей, определяется значение вектора кинетического момента системы СГ . На второй вход БОЗСВКМ 14 с БДУС 8 поступает информация о значениях вектора абсолютной угловой скорости КА . В самом БОЗСВКМ 14 имеются заранее заданные значения компонент тензора инерции КА . В результате в нем определяется значение вектора в соответствии с последним выражением из (1) с использованием полученного от БОСВКМОРСГ 26 значения собственного кинетического момента ОСГ и РСГ.

В момент времени начала коррекции орбиты КА БОВНФКМ 20 принимает на свои второй, третий, четвертый, пятый, шестой и седьмой входы с выхода БДУС 8, выхода БОВСОКА 35 выхода БОЗСВКМ 14, выхода БОВОРК 12, выхода БОТВ 31, выхода БОРОКМОРСГ 37 и выхода БДПСБ 34, соответственно, исходную информацию для прогноза накопления кинетического момента. БОВНФКМ 20 осуществляет прогноз процесса коррекции орбиты и накопления в течение этого процесса кинетического момента КА на интервале времени от начала коррекции орбиты до расчетного момента времени ее завершения t_kη.

Прогноз осуществляется с нулевыми начальными значениями по вектору согласно (4). Со второго выхода БСК 1 через второй вход БОВОРК 12 считывается значение V_U-V_t'1, входящее в выражение (5). Одновременно из второго выхода БФУСМ 4 на третий вход БОВОРК 12 приходит информация о номерах ДО, участвующих в коррекции орбиты. По указанным номерам в блоке определяется a_Σ. Для этого используются известные силы тяги ДО и масса КА и производится расчет t_kη/ по выражению (5). Далее информация о значении t_kη передается со второго выхода БОВОРК 12 на пятый вход БОВНФКМ 20.

Спрогнозированное значение суммируем с реальными начальными условиями по кинетическому моменту , полученными на момент времени начала коррекции орбиты по (6). Если в результате моделирования в БОВНФКМ 20 выяснилось, что вектор кинетического момента КА в момент времени t_kη не будет принадлежать заданной области, то в БОВНФКМ 20 выполняется поиск времени t_p начала формирования заданного вектора кинетического момента КА.

Поиск t_p выполняют шагами по Δt (продолжительность минимального импульса момента при условии включения пары двигателей ориентации или момента при условии отключения i-го двигателя ориентации, участвующего в коррекции орбиты). С текущего момента времени коррекции (t_η), на которое имеются измерения вектора кинетического момента КА, рассчитанные с использованием полученных от БОСВКМОРСГ 26 с его выхода на четвертый вход БОВНФКМ 20 значений вектора кинетического момента силовых гироскопов и имеющемуся там значению тензора инерции КА по последнему выражению (1), и до момента времени t_kη прогнозируется накопление кинетического момента с учетом отключения в момент времени i-го ДО или включения пары ДО для формирования требуемого кинетического момента КА по (3).

Выполняется прогноз накопления кинетического момента по вектору согласно (4). Значение t_kη определяется по (16). Спрогнозированное значение суммируем с реальными начальными условиями по кинетическому моменту , полученными на момент времени t_η начала прогноза по (6).

Далее проверяется выполнение условия (7) и если оно выполняется, то и полученное значение t_p по выходу БОВНФКМ 20 передается в БСТВКОРВНФСВКМ 19 (на его второй вход). В противном случае повторяем цикл расчетов на момент времени t₂ и т.д. до выполнения условия (7).

На первый вход БСТВКОРВНФСВКМ 19 поступает с выхода БОТВ 31 значение текущего времени, которое в процессе коррекции
отслеживается и после прихода t_p в БСТВКОРВНФСВКМ 19 сравнивается с ним. В момент времени, когда текущее время коррекции орбиты станет равно времени t_p начала формирования заданного значения кинетического момента КА БСТВКОРВНФСВКМ 19 со своего выхода на шестой вход БСПИОКМСВКМ 15 выдает значение t_p.

На второй вход БОЗСВКМ 14 с БДУС 8 поступает информация о значениях вектора абсолютной угловой скорости КА . В самом БОЗСВКМ 14 имеются заранее заданные значения компонент тензора инерции КА . В результате в нем определяется значение вектора в соответствии с последним выражением из (1). С первого выхода БОЗСВКМ 14 значения поступают на первый вход БСПЗРОКМСВКМ 15. В БСПЗРОКМСВКМ 15 производится проверка выполнения условия (19). При этом параметры области располагаемых значений кинетического момента СГ могут изменяться в зависимости от числа работающих в системе силовых гироскопов.

Указанные изменения в БСПЗРОКМСВКМ 15 производятся при помощи БОРОКМОРСГ 37, выход которого соединен со вторым входом БСПЗРОКМСВКМ 15. В случае невыполнения условия (7) с первого выхода указанного блока на первый вход БФТВРПОВФКМ 16 выдается значение времени t_p. Одновременно со второго выхода этого же блока на третий вход БФУСМ 4 выдается значение вектора . Как только БФТВРПОВФКМ 16 получает значение момента времени t_p, он тут же формирует на своем выходе значение t'₁ в соответствии с выражением (17).

В свою очередь t'₁ передается на третий вход БОЗСВКМ 14, на первый вход БОВОРК 12 и на первый вход БПЗСВКМФСВКМ 17. По приходу в БОЗСВКМ 14 значения t'₁ в нем происходит присвоение . Значение вектора поступает со второго выхода БОЗСВКМ 14 на первый вход БППЗСВКМНУ 11 и на третий вход БСПЗРОКМСВКМ 15. В БППЗСВКМНУ 11 оно служит в качестве начального условия в выражении (21), а в БСПЗРОКМСВКМ 15 оно необходимо для проверки условия принадлежности кинетического момента КА располагаемой области, при нахождении его в которой обеспечивается управляемость КА.

Значение t'₁, переданное в БПЗСВКМФСВКМ 17, устанавливает нижнюю границу определенного интеграла, входящего в выражение (18). Оно же задает в БОВОРК 12 момент времени t_k1 начала определения второй верхней границы указанного интеграла. Так, по приходу этого времени в БОВОРК 12 из второго выхода БСК 1 через второй вход БОВОРК 12 считывается значение V_U-V_t'1, входящее в выражение (19).

Одновременно из второго выхода БФУСМ 4 на третий вход БОВОРК 12 приходит информация о номерах ДО, участвующих в коррекции орбиты. По указанным номерам в блоке определяется a_Σ. Для этого используются известные силы тяги ДО и масса КА и производится расчет t_k1 по выражению (19). Далее информация о значении t_k1 передается по первому выходу БОВОРК 12 на второй вход БПЗСВКМФСВКМ 17.

Информация о моментах, развиваемых ДО, первоначально участвующих в коррекции орбиты, выдается с третьего выхода БФУСМ 4 на третий вход БПЗСВКМФСВКМ 17 (либо со второго выхода БВДКО 42, либо со второго выхода БВПДРСГ 44 в зависимости от того, какие ДО участвуют в коррекции орбиты и формировании кинетического момента КА). При этом каждому двигателю ставится в соответствие управляющий момент , который он создает. Для ДО, не участвующих в управлении, .

На четвертый вход БПЗСВКМФСВКМ 17 с выхода БОРОКМОРСГ 37 передаются значения располагаемой области кинетического момента КА, на пятый вход с выхода БДПСБ 34 выдается информация об ориентации СБ и на шестой вход БПЗСВКМФСВКМ 17 поступает информация о векторе состояния и ориентации КА. С третьего выхода БФУСМ 4 на третий вход БПЗСВКМФСВКМ 17 передаются также моменты ДО для вектора . По значениям в БПЗСВКМФСВКМ 17 определяется

Далее суммируется с полученным там же . Затем производится интегрирование на интервале установленных границ в соответствии с выражением (18). Полученные интегральные значения передаются с первого выхода БПЗСВКМФСВКМ 17 на второй вход БППЗСВКМНУ 11, где производится их суммирование с начальными значениями по (21). Полученная сумма с выхода БППЗСВКМНУ 11 передается на четвертый вход БСПЗРОКМСВКМ 15, где производится проверка выполнения условия (22). Если в БСПЗРОКМСВКМ 15 при проверке не выполняется условие (22) и выполняется условие принадлежности кинетического момента КА области располагаемых значений, то значение t_p подтверждается в БФТВРСГ 16 и повторяется рассмотренный выше цикл разгрузки СГ на момент времени t'₂ и т.д.

Если же в БСПЗРОКМСВКМ 15 при проверке выполняется условие (22) или не выполняется условие принадлежности кинетического момента КА допустимой области, то с третьего выхода БСПЗРОКМСВКМ 15 на четвертый вход БФУСМ 4 выдается команда на снятие режима формирования кинетического момента КА, на второй вход БФТВРСГ 16 - на прекращение режима поиска момента времени t_Z.

В момент времени завершения коррекции орбиты КА с выхода БОВОРК 12 на второй вход БОВВРСГ 39 поступает команда на торможение РСГ для обнуления собственного кинетического момента РСГ и последующего их выключения. На первый вход БОВВРСГ 39 поступает с выхода БОТВ 31 значение текущего времени, которое в БОВВРСГ 39 сравнивается с t_p. В момент времени, когда t=t_p, с выхода БОВВРСГ 39 на второй вход БУВВРСГ 24 выдается команда на проведение указанных действий. После получения этой команды, если на первый вход БУВВРСГ 24 был подан сигнал на включение РСГ, с выхода БУВВРСГ 24 на первый вход БВКФУМРСГ 29 выдается команда на проведение указанных действий с РСГ, на второй вход БВКФУМРСГ 29 выдаются требования на формирование управляющих сил F_i со второго выхода БОУСМ 3 на второй вход БВТФУМРСГ 29. По сигналу из БВКФУМРСГ 29 в БРСГ 25 выполняется торможение РСГ.

Предлагаемый способ и система управления позволяют так управлять кинетическим моментом космического аппарата в процессе коррекции орбиты КА, что при дальнейшем выполнении программы полета число насыщений системы СГ будет минимально, а следовательно, число включений ДО для разгрузки СГ также будет минимально, а это в свою очередь приведет к уменьшению расхода рабочего тела и влиянию на орбиту КА, вызванному работой ДО. Более того, коррекция орбиты КА при использовании РСГ будет выполняться с большей точностью без дополнительных затрат энергетических ресурсов КА, требуемых для разгрузки накопленного СГ кинетического момента.

Источники информации
1. Бранец В.Н. и др. Способ управления космическим аппаратом, снабженным реактивными двигателями с направленными под углом к осям связанного базиса и смещенными относительно центра масс аппарата линиями действия тяг, система для реализации способа, блок реактивных двигателей системы. Патент RU 2124461 С1.

2. Способ управления космическим аппаратом с помощью реактивных исполнительных органов и система для его реализации. Патент RU 2112716 С1.

3. Ковтун B.C. и др. Система управления ориентацией космического аппарата с силовыми гироскопами. Заявка 5032611/22 (012690), патент RU 2006430 С1.

4. Техническое описание. ЩИЗ.059.064-02 микроЭВМ "Электроника", 1990.

5. Петросян О.А. и др. Схемотехника БИС ПЗУ. - М.: Радио и связь, 1987.

6. Справочник по схемотехнике для радиолюбителя / Под ред. к.т.н. В.П. Боровского - Киев: Техника, 1989.

Изобретения относятся к способу и системам ориентации космических аппаратов (КА), управляемых силовыми гироскопами (СГ). Предлагаемый способ реализуется с помощью реактивных исполнительных органов и включает определение требуемого значения скорости коррекции орбиты КА и поддержание заданной ориентации КА с помощью основных и резервных СГ в процессе коррекции орбиты двигателями ориентации. Измерение значения вектора кинетического момента в системе СГ осуществляется по известным значениям моментов инерции КА, а также по измеренным значениям вектора угловой скорости КА и кинетического момента в системе СГ. Система управления КА содержит блоки определения текущих, прогнозируемых и располагаемых значений кинетического момента КА основных и резервных СГ, блоки сравнения этих значений и формирования параметров управления. Изобретение обеспечивает формирование в момент завершения коррекции требуемого значения вектора кинетического момента КА и возможность при дальнейшем выполнении программы полета минимизировать число включений двигателей ориентации для разгрузки СГ. 2 с.п. ф-лы, 9 ил.

1. Способ управления кинетическим моментом космического аппарата с помощью реактивных исполнительных органов, включающий определение требуемого значения скорости коррекции орбиты космического аппарата, поддержание заданной ориентации космического аппарата с помощью основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты двигателями ориентации, измерение при этом значения вектора кинетического момента в системе основных силовых гироскопов, по известным значениям моментов инерции космического аппарата, а также по измеренным значениям вектора угловой скорости космического аппарата и кинетического момента в системе основных силовых гироскопов определение значения суммарного вектора кинетического момента космического аппарата в текущие моменты времени (t), проверку выполнения условия принадлежности значений суммарного вектора кинетического момента космического аппарата области располагаемых значений вектора кинетического момента (S), отличающийся тем, что прогнозируют заданную область (S_k), в которой должен находиться суммарный вектор кинетического момента космического аппарата в момент времени завершения процесса коррекции орбиты, перед началом коррекции, с момента времени t_-0, на который имеются измерения вектора кинетического момента основных силовых гироскопов, до расчетного времени завершения коррекции орбиты t'_k прогнозируют накопление кинетического момента космического аппарата и в случае, если по результатам прогноза произойдет насыщение основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты, определяют область S'_k, в которой должен оказаться вектор кинетического момента космического аппарата в момент времени завершения коррекции в случае использования для поддержания ориентации космического аппарата основных и резервных силовых гироскопов и которая определяется из условия попадания вектора кинетического момента космического аппарата в заданную область S_k после отключения резервных силовых гироскопов, в момент времени t_E=t₀-Δt_E, где Δt_E - интервал времени, необходимый для выхода резервных силовых гироскопов в штатный режим эксплуатации, включают резервные силовые гироскопы для увеличения области располагаемых значений кинетического момента космического аппарата, с текущего момента времени коррекции (t_η), на которое имеются измерения вектора кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, включая начало коррекции, шагами по Δt до момента времени t_kη прогнозируют накопление кинетического момента КА с учетом отключения i-го двигателя ориентации или включения пары двигателей ориентации для формирования требуемого кинетического момента космического аппарата в момент времени , которое определяется как

где Δt - продолжительность минимального импульса управляющего момента при условии включения пары двигателей ориентации или момента при условии отключения i-го двигателя ориентации, участвующего в коррекции орбиты,
a t_kη определяется как

где V_U - величина, определяющая заданную скорость коррекции орбиты;
- текущее значение скорости коррекции орбиты на момент времени t_η;
a_Σ - расчетное значение ускорения космического аппарата от двигателей ориентации, участвующих в коррекции орбиты,
суммируют спрогнозированные значения вектора с текущим значением суммарного вектора , определенным на момент начала прогноза t_η, проверяют выполнение условия принадлежности полученных значений суммарного вектора кинетического момента космического аппарата области S'_k и если оно выполняется, то по достижению моментом времени коррекции орбиты значения, равного , определяют суммарное значение векторов управляющих моментов от двигателей ориентации при условии отключения i-го двигателя, где i= 1, 2,...n - номера двигателей ориентации, участвующих в коррекции орбиты, создают двигателями ориентации управляющий момент для системы силовых гироскопов, проекция которого на направление, противоположное вектору , при соответствующем отключенном двигателе ориентации является наибольшей, а в случае, когда векторы управляющих моментов , имеют положительную проекцию на направление вектора , не являясь разгрузочными, для формирования требуемого кинетического момента включают ту пару двигателей ориентации, не участвующих в коррекции орбиты, момент которой имеет наибольшую проекцию на направление, противоположное вектору , продолжая коррекцию орбиты включенными указанными i-ми двигателями, после завершения коррекции орбиты с момента времени t_k выполняют обнуление собственного кинетического момента резервных силовых гироскопов. 2. Система управления кинетическим моментом космического аппарата с помощью реактивных исполнительных органов, содержащая блок скорости коррекции орбиты космического аппарата, блок датчиков внешней информации опорного базиса, блок определения управляющих сил и моментов, блок двигателей ориентации, блок датчиков угловой скорости космического аппарата, блок датчиков линейных ускорений, блок задания параметров управления космическим аппаратом, блок определения времени окончания режима коррекции, блок приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, блок основных силовых гироскопов, блок определения значений суммарного вектора кинетического момента, блок формирования управляющих сил и моментов, состоящий из блока выбора двигателей ориентации для коррекции орбиты, блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов, блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов, блока определяемых значений продолжительности импульсов тяги двигателей ориентации, причем выходы указанных блоков скорости коррекции и датчиков внешней информации опорного базиса соединены соответственно с первым и вторым входами блока определения управляющих сил и моментов, а первый выход блока определения управляющих сил и моментов соединен с первым входом блока формирования управляющих сил и моментов, первый выход блока формирования управляющих сил и моментов соединен с первым входом блока определяемых значений продолжительности импульсов тяги двигателей ориентации, выход блока двигателей ориентации соединен со вторым входом блока определяемых значений продолжительности импульсов тяги двигателей ориентации, выход блока датчиков линейных ускорений соединен с первым входом блока скорости коррекции, а выход блока датчиков угловой скорости соединен с третьим входом блока определения управляющих сил и моментов и вторым входом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, а второй выход блока определения управляющих сил и моментов соединен с входом блока основных силовых гироскопов, второй выход блока определения значений суммарного вектора кинетического момента соединен с первым входом блока приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, второй выход блока формирования управляющих сил и моментов соединен с третьим входом блока определения времени окончания режима коррекции, а второй вход блока определения времени окончания режима коррекции соединен со вторым выходом блока скорости коррекции, первый командный выход блока задания параметров управления космическим аппаратом соединен со входом блока датчиков внешней информации опорного базиса, первый информационный выход - со вторым входом блока скорости коррекции орбиты космического аппарата, второй командный выход - с четвертым входом блока определения управляющих сил и моментов, третий командный выход - со вторым входом блока формирования управляющих сил и моментов, причем первый вход блока выбора двигателей ориентации для коррекции орбиты соединен с блоком определения управляющих сил и моментов, а второй вход - с третьим командным выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, первый выход блока выбора двигателей ориентации для коррекции орбиты соединен с первым входом блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов и вторым входом блока определения разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, второй выход блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов является одновременно вторым выходом блока формирования управляющих сил и моментов, а первый выход - с первым выходом блока формирования управляющих сил и моментов, второй вход блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов соединен с выходом блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, второй вход блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов соединен с первым выходом блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов, третий вход блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов соединен с третьим командным выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, второй выход блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов соединен с первым входом блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов, а второй вход последнего - с третьим командным выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, первый выход блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов соединен с первым выходом блока формирования управляющих сил и моментов, отличающаяся тем, что в нее дополнительно включены блок определения заданной области кинетического момента, блок сравнения текущего времени коррекции орбиты космического аппарата и расчетного времени начала формирования суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, блок сравнения параметров заданной или расширенной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, блок задания текущего времени формирования кинетического момента космического аппарата, блок прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе формирования суммарного вектора кинетического момента, блок определения времени начала формирования кинетического момента, блок выбора области суммарного вектора кинетического момента, блок определения расширенной области кинетического момента, блок прогноза насыщения основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты космического аппарата, блок управления включением и выключением резервных силовых гироскопов, блок резервных силовых гироскопов, блок определения суммарного вектора кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, блок задания интервала времени включения резервных силовых гироскопов, блок определения времени включения резервных силовых гироскопов, блок выдачи команды на формирование управляющих моментов резервных силовых гироскопов, блок максимального собственного кинетического момента резервных силовых гироскопов, блок отсчета текущего времени, блок выдачи команды на определение заданной области кинетического момента, блок определения начала процесса коррекции орбиты космического аппарата, блок датчиков положения солнечных батарей, блок определения вектора состояния и ориентации космического аппарата, блок включения двигателей ориентации, блок определения располагаемой области кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, блок интервала времени определения заданной области кинетического момента, блок определения времени выключения резервных силовых гироскопов, блок интервала времени для прогноза насыщения основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты, блок выдачи команды на определение насыщения основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты, причем первый вход блока сравнения параметров заданной или расширенной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата соединен с первым выходом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, второй вход - с выходом блока определения располагаемой области кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, третий вход - со вторым выходом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, четвертый вход - с выходом блока приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, пятый вход - с выходом блока выбора области суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, шестой вход - с выходом блока сравнения текущего времени коррекции орбиты космического аппарата и расчетного времени начала формирования суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, первый выход этого же блока соединен с первым входом блока задания текущего времени формирования кинетического момента космического аппарата, второй выход этого блока соединен с третьим входом блока формирования управляющих сил и моментов, третий выход - с четвертым входом блока формирования управляющих сил и моментов и вторым входом блока задания текущего времени формирования кинетического момента космического аппарата, выход блока задания текущего времени формирования кинетического момента космического аппарата соединен с первым входом блока определения времени окончания режима коррекции, третьим входом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента и первым входом блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе формирования суммарного вектора кинетического момента, второй вход блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе формирования суммарного вектора кинетического момента соединен с первым выходом блока определения времени окончания режима коррекции, третий вход - с третьим выходом блока формирования управляющих сил и моментов, четвертый вход - с выходом блока определения располагаемой области кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, пятый вход - с выходом блока датчиков положения солнечных батарей, шестой вход - с выходом блока определения вектора состояния и ориентации космического аппарата, выход рассматриваемого блока соединен со вторым входом блока приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, первый вход блока определения заданной области кинетического момента космического аппарата соединен со вторым информационным выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, второй вход - с выходом блока определения располагаемой области кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, третий вход - с выходом блока выдачи команды на определение заданной области кинетического момента, четвертый вход - с выходом блока определения времени окончания режима коррекции, выход блока определения заданной области кинетического момента космического аппарата соединен со вторым входом блока выбора области суммарного вектора кинетического момента и первым входом блока определения расширенной области кинетического момента, первый вход блока определения времени начала формирования кинетического момента соединен с выходом блока прогноза насыщения основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты космического аппарата, второй вход - с выходом блока датчиков угловой скорости, третий вход - с выходом блока определения вектора состояния и ориентации космического аппарата, четвертый вход - с первым выходом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, пятый вход - с выходом блока определения времени окончания режима коррекции, шестой вход - с выходом блока отсчета текущего времени, седьмой вход - с выходом блока определения располагаемой области кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, восьмой вход - с выходом блока датчиков положения солнечных батарей, девятый вход - с третьим выходом блока формирования управляющих сил и моментов, первый вход блока сравнения текущего времени коррекции орбиты космического аппарата и расчетного времени начала формирования суммарного вектора кинетического момента космического аппарата соединен с выходом блока отсчета текущего времени, второй вход - с выходом блока определения времени начала формирования кинетического момента, второй выход блока выбора двигателей ориентации соединен с третьим входом блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе формирования суммарного вектора кинетического момента, первый вход блока определения разгрузочных моментов для системы основных силовых гироскопов и первый вход блока выбора разгрузочного момента для системы основных силовых гироскопов соединены со вторым выходом блока сравнения параметров заданной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, третий вход блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы основных силовых гироскопов и третий вход блока формирования разгрузочного момента для системы основных силовых гироскопов соединены с третьим выходом блока сравнения параметров заданной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, второй выход блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы основных силовых гироскопов соединен с третьим входом блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе формирования суммарного вектора кинетического момента, первый выход блока основных силовых гироскопов соединен с первым входом блока определения суммарного вектора кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, второй выход - с первым входом блока определения располагаемой области кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, а второй вход последнего соединен со вторым выходом блока резервных силовых гироскопов, первый вход блока определения времени выключения резервных силовых гироскопов соединен с выходом блока отсчета текущего времени, второй вход - с выходом блока определения времени окончания режима коррекции, третий вход блока выбора области суммарного вектора кинетического момента соединен с выходом блока определения расширенной области кинетического момента, первый вход блока прогноза насыщения основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты космического аппарата соединен с выходом блока отсчета текущего времени, второй вход - с выходом блока датчиков угловой скорости, третий вход - с третьим информационным выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, четвертый вход - с выходом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, пятый вход - с выходом блока определения времени окончания режима коррекции, шестой вход - с выходом блока выдачи команды на определение насыщения основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты, седьмой вход - с выходом блока определения вектора состояния и ориентации космического аппарата, восьмой вход - с выходом блока определения располагаемой области кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, девятый вход - с выходом блока датчиков положения солнечных батарей, десятый вход - с третьим выходом блока формирования управляющих сил и моментов, выход этого же блока соединен со вторым входом блока определения расширенной области кинетического момента, первым входом блока определения времени включения резервных силовых гироскопов и первым входом блока определения времени начала формирования кинетического момента, второй вход блока определения времени включения резервных силовых гироскопов соединен с третьим информационным выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, третий вход - с выходом блока задания интервала времени включения резервных силовых гироскопов, четвертый вход - с выходом блока отсчета текущего времени, выход указанного блока соединен с первым входом блока управления включением и выключением резервных силовых гироскопов, а выход последнего соединен с первым входом блока выдачи команды на формирование управляющих моментов резервных силовых гироскопов, второй вход блока выдачи команды на формирование управляющих моментов резервных силовых гироскопов соединен со вторым выходом блока определения управляющих сил и моментов, а выход этого же блока соединен с входом блока резервных силовых гироскопов, первый выход блока резервных силовых гироскопов соединен со вторым входом блока определения суммарного вектора кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов, выход блока определения суммарного вектора кинетического момента основных и резервных силовых гироскопов соединен с первым входом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, третий вход блока определения расширенной области кинетического момента соединен с выходом блока максимального собственного кинетического момента резервных силовых гироскопов, первый вход блока выдачи команды на определение заданной области кинетического момента соединен с выходом блока интервала времени определения заданной области кинетического момента, второй вход - с выходом блока отсчета текущего времени, третий вход - с третьим информационным выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, четвертый вход блока определения времени включения резервных силовых гироскопов соединен с выходом блока отсчета текущего времени, первый вход блока определения начала процесса коррекции орбиты космического аппарата соединен с третьим информационным выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, второй вход - с выходом блока отсчета текущего времени, выход рассматриваемого блока соединен с первым входом блока выбора области суммарного вектора кинетического момента и вторым входом блока включения двигателей ориентации, первый вход блока включения двигателей ориентации соединен с выходом блока определяемых значений продолжительности импульсов двигателей ориентации, а его выход - с входом блока двигателей ориентации, второй вход блока управления включением и выключением резервных силовых гироскопов соединен с выходом блока определения времени выключения резервных силовых гироскопов, первый вход блока определения вектора состояния и ориентации космического аппарата соединен с выходом блока датчиков внешней информации опорного базиса, второй вход - с выходом блока датчиков угловой скорости, третий вход - с выходом блока датчиков линейных ускорений, первый вход блока выдачи команды на определение насыщения основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты соединен с выходом блока интервала времени для прогноза насыщения основных силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты, второй вход - с третьим информационным выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, третий вход - с выходом блока отсчета текущего времени.