СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТОМ ПРИ ПОДДЕРЖАНИИ ЗАДАННОЙ ОРИЕНТАЦИИ С ПОМОЩЬЮ РЕАКТИВНЫХ МАХОВИКОВ Российский патент 2006 года по МПК B64G1/28 

Изобретение относится к космической технике и принадлежит к способам управления угловым движением космических аппаратов (КА).

Известны способы управления при поддержании заданной ориентации ξ-х осей связанного физического базиса КА, где ξ=1, 2, 3, относительно опорных физических базисов с использованием реактивных двигателей (РД) (см. [1], стр.111-120) в качестве исполнительных органов. При этом режимы построения и поддержания заданной ориентации на определенных интервалах полетного времени (t₀, t_k) производятся по датчикам внешней информации КА - солнечного, звездного, датчиков ориентации на Землю и других (см. [2]). В качестве параметров для ориентации КА относительно опорных физических базисов, используемых в указанных датчиках, используются углы астроориентации. При использовании в управлении КА бескарданных систем, предполагающих наличие на борту измерителей угловых скоростей, в качестве параметров для управления угловым движением КА используются кинематические параметры - углы ориентации и угловые скорости КА. Все указанные p_i - параметры, где i - 1, 2, 3...I, относятся к разряду измеряемых, и по ним строится управление угловым движением на фазовой плоскости КА, например, по принципу трех плоских независимых вращений (см. [1], стр.179).

В качестве аналога рассмотрим способ управления КА с помощью реактивных исполнительных органов при выполнении режимов ориентации (см. [3]), включающий управление при помощи РД и силовых гироскопов (СГ). Указанный способ заключается в том, что в процессе поддержания заданного режима ориентации измеряют текущее значение вектора кинетического момента в системе СГ и вектора абсолютной угловой скорости КА определяют по ним суммарный вектор кинетического момента и момент времени насыщения системы СГ, определяют изменения суммарного вектора кинетического момента, требуемого для обеспечения завершения заданного режима ориентации и разгрузку СГ при помощи РД. При этом в качестве СГ рассматриваем одностепенные СГ = реактивные маховики (РМ). В указанном случае точность управления угловым движением, а следовательно, и точность поддержания заданной ориентации напрямую зависит от величины конечного вращательного импульса, прикладываемого к корпусу аппарата. Моменты управления КА при использовании РД в качестве исполнительных органов системы ориентации меняются скачкообразно (см. [1], стр.72). Поэтому фазовые диаграммы установившихся колебаний КА могут иметь изменяющиеся значения углов в колебательных циклах, превышающие заданную точность для режима поддержания ориентации. Указанное превышение может быть характерным и для угловых скоростей КА.

Для реализации предлагаемого способа может быть использована система управления движением на основе бесплатформенной инерциальной навигационной системы (см. [3], стр.9). Она включает в себя: бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ); блок датчиков угловой скорости (БДУС); блок согласующих устройств (БСУ); блок силовых гироскопов (БСГ), содержащий устройства измерений ; блок реактивных двигателей ориентации (БДО).

Информация для проведения последующего режима ориентации закладывается с помощью БУ в БЦВМ перед его проведением. С БУ производится также выдача команды в БЦВМ на начало проведения режима. В процессе его реализации, используя информацию с БДУС, БЦВМ, через БСУ выдает управляющие команды в БСГ.

В процессе управления КА БЦВМ определяет по выражению вектора текущее значение и проверяет выполнение условия

где S - область располагаемых значений вектора кинетического момента через параметры, определяющие указанную область S. И в случае насыщения системы СГ (РМ) по вектору кинетического момента (невыполнение условия (1)) производит выдачу через БСУ в БДО команд на разгрузку системы с помощью РД.

Недостаток способа заключается в нарушении условий поддержания заданной ориентации по допускам на точность ее поддержания в момент включения РД.

В рассмотренном выше смысловом отношении между РД и РМ, используемыми в качестве исполнительных органов для поддержания заданной ориентации КА, последние обладают существенным преимуществом. Связано это с тем, что моментная характеристика РМ (одностепенного силового гиростабилизатора) в диапазоне его рабочих скоростей имеет плавный характер (см. [1], стр.129). Это позволяет уменьшить величину вращательного импульса от управляющего момента, воздействующего на КА. При этом известно, что если бы управляющие моменты могли быть при необходимости сделаны столь угодно малыми, а при конечных величинах сколь угодно точно дозированными, то открылась бы возможность "привести" систему к центру фазовой плоскости и получить требуемую ориентацию с исключением каких-либо колебательных процессов.

Таким образом, чем более дозирован импульс управляющего момента, тем точнее можно поддерживать заданную ориентацию КА. РМ имеют в этом плане существенное преимущество перед РД.

В качестве прототипа к предлагаемому изобретению выбран способ управления КА с помощью РМ при поддержании заданной ориентации (см. [4]).

Суть способа включает в себя определение полетного интервала времени КА (t₀, t_k) для поддержания заданной ориентации. Далее измеряют параметры ориентации КА относительно опорного физического базиса в текущие моменты времени t p_i(t), где i=1, 2, 3...I (углы и угловые скорости КА, сигналы наличия Солнца в зонах солнечного датчика и т.д.) - число параметров, по которым определяется ориентация ξ-х осей связанного базиса КА относительно опорного физического базиса. В качестве одного из таких параметров измеряют угловую скорость КА . Производят поддержание заданной ориентации КА по указанным измеренным параметрам при помощи системы, содержащей j-е основные РМ, где i=1, 2, 3..., J - число основных РМ в системе и q-е дополнительные РМ, где q=1, 2, 3,...Q - число дополнительных РМ в системе. При этом дополнительные РМ могут использоваться как резервные для основных (в случае отказа основных) и для изменения параметров области S, необходимого для увеличения управляющих возможностей системы (основные + дополнительные) РМ. Для управления кинетическим моментом в РМ и КА в целом измеряют текущие значения векторов угловых скоростей вращения основных РМ и дополнительных . По известным значениям моментов инерции КА и РМ, а также измеренным значениям , и , определяют значения суммарного вектора кинетического момента КА . Далее производят проверку выполнения условия

где S - область располагаемых значений вектора кинетического момента основных S_o и дополнительных S_d РМ (S=S_o+S_d).

При этом, в случае выполнения условия (1) на указанном интервале, производится поддержание заданной ориентации без разгрузки РМ от накопленного кинетического момента, а в случае невыполнения указанного условия производят разгрузку РМ.

Преимущество данного способа перед аналогом заключается в том, что для разгрузки РМ от накопленного кинетического момента не используются РД. Указанная разгрузка осуществляется при помощи момента, создаваемого силой светового давления. При этом в качестве исполнительного органа используются солнечные батареи (СБ).

Очевидно, что выбранный способ разгрузки позволяет исключить релейное приложение внешнего управляющего момента, так как величина указанных сил не значительна. И разгрузка осуществляется за счет интегральной составляющей действия указанного момента на значительных интервалах полетного времени КА.

Для приложения внешнего момента могут использоваться и другие физические явления. Например, силы от взаимодействия собственного магнитного момента СБ с магнитным полем Земли, гравитационные силы и др.

На фиг.1 представлена система для реализации способа-прототипа, см. [4].

При этом введены обозначения:

1 - блок определения навигационных параметров (БОНП);

2 - блок датчиков ориентации (БДОР);

3 - БДУС;

4 - блок измерения кинетического момента РМ (БИКМ);

5 - блок определения вектора суммарного кинетического момента (БОВСКМ);

6 - система ориентации СБ (СОСБ);

7 - СБ;

8 - корпус КА;

9 - блок РМ(БРМ);

10 - блок определения углового положения КА (БОУП);

11 - блок определения координат единичного вектора направления на Солнце в связанном базисе (БОВССБ);

12 - блок определения параметров управления угловым движением (БОПУУД);

13 - блок формирования управляющих сигналов на РМ (БФУСРМ);

14 - блок оценки постоянной составляющей возмущающего момента (БОВМ);

15 - блок определения управляющего момента от сил давления и требуемого отклонения СБ (БОУМТО).

При этом первый вход БОВСКМ 5 связан с выходом БДУС 3, а второй вход - с выходом БИКМ 4. В БОУП 10 первый, второй и третий входы связаны соответственно со вторым выходом БОНП 1, с выходом БДОР 2 и с выходом БДУС 3. БОВССБ 15 первым входом связан с первым выходом БОНП 1, а вторым входом - со вторым выходом БОУП 10. БОПУУД 12 первым входом связан с первым выходом БДУП 10, вторым входом с выходом БДУС 3, а третьим входом - с выходом БОВСКМ 5. БФУСРМ 13 своим входом связан со вторым выходом БОПУУД 12. БОВМ 14 первым входом соединен с выходом БОВССБ 11; вторым входом - с выходом БОВСКМ 5 и третьим входом - с третьим выходом БОПУУД 12. Выход БРМ 9 связан с входом БИКМ 4, а вход БРМ 9 связан с выходом БФУСРМ 13. БОУМТО 15 первым входом связан с выходом БОВССБ 15, вторым входом - с первым выходом БОПУУД 12, третьим входом - с выходом БОВСКМ 5 и четвертым входом - с выходом БОВМ 14. Первый вход СОСБ 6 связан с выходом БОВССБ 11, а второй вход СОСБ 6 - с выходом БОУМТО 15.

Кроме того, на фиг.1 дополнительно показаны: направления обмена БРМ 9 управляющим моментом с корпусом КА; направление действия главного вектора возмущающего момента ; направление действия управляющего момента от СБ; направление действия силы светового давления; установка БДОР 2 и БДУС 3 на конструкции корпуса КА 8.

Пунктирной линией выделен контур безрасходной (по рабочему телу РД) разгрузки БРМ 9 от накопленного кинетического момента.

Для предотвращения потери управляемости системы РМ при насыщении кинетическим моментом предложена ее разгрузка при помощи сил светового давления. При этом разгрузка производится на фоне поддержания заданной ориентации КА.

Работает система (см. фиг.1) следующим образом. БОУП 10 на основе значений вектора угловой скорости в связанном базисе, поступающих с БДУС 3, и данных, поступающих с БДОР 2, формирует кинематические параметры управления КА. Указанные параметры используются в БОВССБ 11 и БОУП 10. БОВСКМ 5 формирует для БОПУУД 12, БОВМ 14 и БОУМТО 15 компоненты вектора суммарного кинетического момента

БОПУУД 12 формирует расчетное значение вектора требуемого управляющего момента для построения и поддержания ориентации КА

где N - параметры кинематического контура управления КА (например, кватернион разворота от орбитального базиса к связанному), компоненты которого используются в БФУСРМ 13, и требуемый вектор орбитальной угловой скорости в связанном базисе, координаты которого используются в БОВМ 14. Кроме того, БОПУУД 12 формирует для БОУМТО 15 требование на формирование управляющего момента от сил светового давления.

БФУСРМ 13 использует компоненты вектора управляющего момента для формирования сигналов на электрические двигатели, управляющие скоростями вращения РМ.

БОВССБ 11 использует координаты единичного вектора направления на Солнце в выбранной инерциальной системе координат, формируемые БОНП 1, и кинематические параметры из БОВМ 14. По ним рассчитываются координаты единичного вектора направления на Солнце в связанной системе координат, используемые в СОСБ 6. СОСБ 6 осуществляет разворот СБ 7 в требуемое положение. Расчетные зависимости, по которым строится указанный алгоритм, приведены в [4], см. стр.14-19.

Рассмотренная система использует одно из физических явлений для решения задач разгрузки БРМ 9 от накопленного кинетического момента. Аналогичным образом можно использовать и другие физические явления для указанных целей (см. [1], стр.177). Исходя из этого СОСБ 6, СБ 7, БОВССБ 11, БОВМ 14 и БОУМТО 15 и их связи можно функционально объединить в единый блок безрасходной разгрузки системы РМ. (ББРСРМ), см. 16 на фиг.2, подразумевая при этом, что в него может входить разноообразие устройств, использующих различные физические явления для разгрузки БРМ 9 от накопленного кинетического момента. Другие блоки системы на фиг.1 являются универсальными с точки зрения подготовки исходных данных для определения .

С учетом вновь введенного блока ББРСРМ 16, на фиг.2, во изменение ранее описанных (см. фиг.1), введены новые функциональные связи.

Первый вход ББРСРМ 16 соединен с первым выходом БОНП 1, второй вход - со вторым выходом БОУП 10, третий вход - с первым входом БОПУУД 12, четвертый вход - с третьим выходом БОПУУД 12 и пятый вход - с выходом БОВСКМ 5. Остальные обозначения и функциональные связи на фиг.2 соответствуют обозначениям, введенным на фиг.1.

Главный недостаток способа-прототипа заключается в том, что при изменении знаков и управляющий момент изменяется скачкообразно (см.[1], стр.129). При этом возникает уже обсуждавшаяся применительно к РД ориентации проблема о минимально возможном единичном импульсе. В качестве примера на фиг.3, 4, 5 представлены соответственно графики для одной из осей управления ориентацией КА: угловой скорости маховика, значение угла ориентации и значения угловой скорости. Как видно из указанных фигур, в момент времени прохождения угловой скоростью нулевого значения наблюдаются "всплески" по углу ориентации и угловой скорости КА. Указанные отклонения являются запредельными для требований точности поддержания ориентации КА.

Необеспечение точности выполнения режима поддержания заданной ориентации приводит в свою очередь к срыву выполнения целевой задачи, поставленной перед КА. Например, к "смазу" изображений при фотографировании Земли из космоса, нарушениям границ земных зон обслуживания ретрансляторами систем связи, размещенными на искусственном спутнике Земли, пропаданием связи для наземных потребителей и другим негативным последствиям.

Задачей предлагаемого технического решения является повышение точности поддержания заданной ориентации за счет исключения релейного изменения управляющих моментов от РМ при поддержании заданной ориентации. Для достижения указанного технического результата в способе управления космическим аппаратом при поддержании заданной ориентации с помощью реактивных маховиков, включающем определение полетного интервала времени космического аппарата (t₀, t_к) для поддержания заданной ориентации, измерение параметров ориентации ξ-х осей связанного базиса космического аппарата, где ξ=1, 2, 3, относительно опорного физического базиса в текущие моменты времени t p_i(t), где i=1, 2, 3,...,I - число параметров, определяющих ориентацию связанного базиса космического аппарата относительно опорного физического базиса, в том числе измерение вектора абсолютной угловой скорости космического аппарата , формирование реактивными маховиками требуемого управляющего момента М_тξ, измерение текущих значений векторов угловых скоростей вращения j-х основных реактивных маховиков и q-х дополнительных реактивных маховиков , где j=1, 2, 3,...J, q=1, 2, 3,...,Q - число основных и дополнительных реактивных маховиков, определение значений суммарного вектора кинетического момента космического аппарата по известным значениям моментов инерции космического аппарата и реактивных маховиков, а также измеренным значениям векторов и проверку выполнения условия

где S - область располагаемых значений вектора кинетического момента, состоящая из подобластей основных (S_o) и дополнительных (S_d) реактивных маховиков (S=S_o+S_d), и, в случае выполнения указанного условия управление космическим аппаратом без разгрузки реактивных маховиков от накопленного кинетического момента, а в случае невыполнения указанного условия, разгрузку реактивных маховиков от накопленного кинетического момента, дополнительно при поддержании ориентации производят последовательную проверку n возможных вариантов изменения знаков векторов основных реактивных маховиков и дополнительных реактивных маховиков, где n=1, 2, 3..., по ξ-м осям управления космического аппарата путем перераспределения кинетического момента между реактивными маховиками и в моменты времени изменения знаков векторами и проверяют выполнение условий

где η_i - номинальные значения измеряемых i-x параметров ориентации, обеспечивающих поддержание заданной ориентации космического аппарата в пределах допустимых диапазонов;

δ_i - величины, определяющие допустимые диапазоны на i-e параметры ориентации космического аппарата,

и в случае выполнения условий (2) по всем i-м параметрам продолжают управление космическим аппаратом по поддержанию ориентации, а в случае невыполнения фиксируют к-е варианты изменения знаков и р-е варианты изменения знаков и также продолжают поддержание ориентации космическим аппаратом до завершения всех указанных n-х вариантов изменения знаков векторов и реактивных маховиков, далее обнуляют значение путем перераспределения кинетического момента с дополнительных на основные реактивные маховики, при этом при перераспределении проверяют выполнение условия (1) для подобласти S_o основных реактивных маховиков, и в случае его невыполнения, производят разгрузку основных реактивных маховиков от накопленного кинетического момента, а по началу поддержания заданной ориентации в момент времени t₀ по значениям проверяют наличие изменения знаков к-х вариантов при формировании управляющих воздействий по ξ-м осям управления КА и в случае их отсутствия производят управление космическим аппаратом с помощью основных реактивных маховиков до выполнения условия (1) для подобласти S_o, а в случае невыполнения указанного условия (1) управление космическим аппаратом по указанным осям производят со сменой знака управляющих воздействий основных реактивных маховиков и подключения к управлению космическим аппаратом дополнительных реактивных маховиков, при этом знаки управляющих воздействий дополнительных реактивных маховиков противоположны знакам управляющих воздействий основных реактивных маховиков, далее в процессе управления по ξ-м осям космического аппарата при помощи основных и дополнительных реактивных маховиков проверяют наличие р-х вариантов в изменении знаков и при их отсутствии проверяют выполнение условия (1) для подобласти S_d и в случае выполнения условия (1) одновременно для каждой из подобластей S_o и S_d области S продолжают управление космическим аппаратом, а в случае невыполнения хотя бы одного из указанных двух условий для подобластей S_o или S_d переходят на управление по ξ-м осям космического аппарата со сменой знаков текущих управляющих воздействий от основных и дополнительных реактивных маховиков на противоположные значения, а при наличии указанных р-х вариантов дополнительно проверяют выполнение условий управления угловыми скоростями до нулевых значений и в случае несоответствия хотя бы одному из указанных трех условий производят указанный переход на управление космическим аппаратом со сменой знаков текущих управляющих воздействий от основных и дополнительных реактивных маховиков на противоположные значения, а при наличии к-х вариантов для определяют запасы кинетического момента основных реактивных маховиков, и если они больше половины располагаемых запасов кинетического момента подобластью S_o, управление по ξ-м осям космического аппарата производят путем разгона основных и дополнительных реактивных маховиков с формированием противоположных знаков, а если указанные запасы меньше половины располагаемых подобластью S_o, управление по ξ-м осям космического аппарата производят путем торможения основных и разгона дополнительных реактивных маховиков с формированием противоположных знаков, при этом дополнительно проверяют выполнение условий управления угловыми скоростями до нулевых значений и в случае невыполнения хотя бы одного из указанных четырех условий переходят на управление по ξ-м осям космического аппарата со сменой знаков текущих управляющих воздействий от основных и дополнительных реактивных маховиков на противоположные значения, далее производят управление до очередного несоответствия одному из указанных четырех условий, по которому осуществляют очередную смену знаков текущих управляющих воздействий, таким образом, производят управление космическим аппаратом до момента времени t_к, а по окончании выполнения заданного режима поддержания ориентации обнуляют кинетический момент, накопленный в дополнительных реактивных маховиках путем его перераспределения на основные реактивные маховики, при этом контролируют выполнение условия (1) для подобласти S_o основных реактивных маховиков и в случае его невыполнения производят разгрузку основных реактивных маховиков от накопленного кинетического момента, далее повторяют вышеуказанным образом управление космическим аппаратом по ξ-м осям с помощью реактивных маховиков для очередного режима поддержания заданной ориентации.

Для объяснения сути предлагаемого технического решения в описание изобретения введены фиг.1 - 8.

На фиг.1-2 представлены функциональные блок-схемы для реализации способа-прототипа.

На фиг.3-5 представлены графики угловой скорости РМ, угла ориентации и угловой скорости КА соответственно.

На фиг.6 представлена схема расположения j-х основных и q-х дополнительных РМ на КА, где j=1, 2, 3, q=4, 5, 6 и "проволочная" модель области S системы, созданной j-ми и q-ми РМ.

На фиг.7 представлена логика формирования управляющих воздействий от основных и дополнительных РМ.

На фиг.8 представлена схема реализации предлагаемого способа управления КА.

Пусть на КА установлено 6 РМ с неподвижными осями вращения (см. фиг.6) относительно осей связанного базиса OXYZ. Матрица направляющих косинусов их собственных кинетических моментов для РМ с векторами , равными по абсолютному значению Г, имеет вид:

Область S (см. фиг.6) располагаемых значений вектора кинетического момента имеет вид куба с гранью 4Г и вписанной сферой радиусом

R=2Г.

В свою очередь область S состоит из двух подобластей S_o - основных РМ и S_d - дополнительных РМ, S=S_o+S_d. При этом пунктиром показаны контуры подобласти S₀, для которой R=Г.

Суммарный вектор кинетического момента системы состоит из основных j-х и дополнительных q-х роторов (гироскопов), каждый со своим кинетическим моментом , j=1, 2, 3 и , q=4, 5, 6

где и I_j, I_q - вектора угловых скоростей РМ относительно корпуса КА и моменты инерции соответствующих роторов основных и дополнительных РМ.

В процессе управления угловым движением КА с помощью РМ маховики могут изменять знаки и по n-м вариантам в соответствии с таблицей.

При этом рассматриваются только законы управления РМ (без включения РД), которые обеспечивают управление угловым движением КА.

Сочетания по одновременному переходу j-х и q-х РМ не рассматриваются, так как они исключаются (как будет показано далее) логикой управления РМ. Однако не каждая из комбинаций в n-х вариантах может приводить к нарушению точности поддержания заданной ориентации. Различное сочетание в изменении знаков и приводит к различным проявлениям динамики КА. В каждом конкретном случае это зависит от инерционных характеристик КА, конструктивных особенностей, наличию демфирующих элементов и т.д. И установить указанные отклонения по углу и угловой скорости (или другим параметрам, используемым для управления в кинематическом контуре КА) возможно наиболее достоверно непосредственно в условиях космического полета. Связано это с тем, что окончательно динамические параметры космических аппаратов формируются после выведения их на рабочую орбиту и окончательного раскрытия (или нераскрытия) всех элементов конструкции.

Для определения какой из вариантов n может привести к нарушению требований по точности поддержания заданной ориентации, необходимо провести проверку указанных n-х возможных вариантов изменения знаков векторов и .

Для этого при поддержании ориентации производим перераспределение кинетического момента внутри реактивных маховиков. Например, маховик с кинетическим моментом ротора управляющий угловым движением КА вокруг оси ОХ (ξ=1), производит направленный набор угловой скорости от нуля до значений при этом четвертый маховик парирует указанный кинетический момент за счет противоположного направления проекции создаваемого им кинетического момента на указанную ось. При этом начальные условия не равны нулю, например . Тогда за один цикл "прокачки" первого РМ от до и стабилизации при этом углового положения КА с помощью четвертого РМ, четвертый РМ два раза произведет смену знака w₄: с "-" на "+" и с "+" на "-". Если же задать начальные условия и провести прокачку от до то аналогичный переход знаков будет характерен и для первого РМ. Учитывая относительное быстродействие процесса (~0,5 часа), действиями на КА и необходимостью его парирования с помощью указанных РМ для поддержания ориентации можно пренебречь. Вышеуказанным образом можно проверить варианты "1" и "8", представленные в таблице.

При прохождении и нулевых значений фиксируем изменение параметров p_i и проверяем выполнение условий (2).

Например, на фиг.4, 5 показаны изменения угловой координаты и угловой скорости КА в момент времени прохождения первым маховиком нуля и смены знака . При этом произошло превышение допустимых значений - по углу (ϑ), и по угловой скорости

Фиксируем указанный вариант как к-й, т.е. к=1.

При одинаковых динамических характеристиках КА наиболее вероятным будет случай, когда при прохождении w₄ нулевого значения также не будут соблюдены условия (2). В таком случае фиксируем р-й вариант для дополнительных РМ, т.е. р=8.

Аналогичным образом, путем "прокачки" всех остальных вариантов проверяем все указанные n вариантов.

В процессе проверок возможны ситуации, когда условие (2) выполняется не по всем параметрам ориентации КА. Поскольку указанное невыполнение также приводит к срыву выполнения целевой задачи, то его также необходимо отнести к области недопустимых технических решений.

Таким образом, в процессе постоянного поддержания ориентации и проведения проверок по изменению векторов и по всем n-м вариантам фиксируем к-е и р-е варианты указанных изменений, при которых не выполняются условия (2). Если n рассматривать как множество решений, то к и р является подмножествами множества n: к⊂n, р⊂n. Например, по результатам проверок можно задать указанные подмножества списками: {1,2,6}∈к и {8,9,13}∈р.

Завершив необходимые проверки, необходимо привести дополнительные РМ в нуль. Нецелесообразность держать дополнительные РМ в "раскрученном состоянии" заключается в том, что текущей потребности в использовании их для управления КА нет (с этим справляются основные РМ) и, следовательно, расходовать их номинальный рабочий ресурс непродуктивно. Кроме того, дополнительные РМ могут оказывать возмущающие воздействия при управлении угловым движением КА за счет своего естественного неуправляемого торможения. Обнуление дополнительных РМ производится путем перераспределения кинетического момента между ими и основными РМ. Например, по оси управления ОХ (ξ=1) кинетический момент четвертого маховика при его торможении можно парировать за счет изменений кинетического момента первого маховика. При этом абсолютное текущее значение вектора может как уменьшаться, так и увеличиваться в зависимости от начальных условий указанного вектора на момент начала торможения четвертого маховика. Указанную оценку можно произвести, сложив указанные векторы. И если их сумма не принадлежит области So, построенной на основных РМ, то по достижении модулем (см. фиг.6) поверхности области S_o производим разгрузку основных РМ от накопленного кинетического момента. Для этого, например, приостанавливаем указанное перераспределение, разгружаем основные РМ от накопленного кинетического момента с помощью РД (см.[3]) и далее продолжаем процесс перераспределения, вплоть до обнуления . Указанный процесс перераспределения можно также совмещать с разгрузкой основных РМ от накопленного кинетического момента. Во втором случае динамический режим труднее реализовать, если при этом требуется выполнять некоторые условия по управлению угловым движением КА. Например, не потерять ориентацию КА, обеспечивающую наведение солнечных батарей на Солнце и др.

После выполнения указанной операции можно приступить к непосредственной реализации режима по поддержанию заданной ориентации.

Для пояснения сути предлагаемого технического решения рассмотрим фиг.7, где дополнительно, к раннее введенным, введено обозначение ξ-й оси управления угловыми скоростями РМ (0wξ);

, - сумма проекции производных от и на ξ-ю ось;

w_sjξ, w_sqξ - граничные значения подобластей S_o и S_d по угловым скоростям основных и дополнительных РМ на ξ-ю ось управления КА;

δw_j, δw_q - дельта окрестности (δ) управления угловыми скоростями РМ и относительно нуля;

А - точка, определяющая величину текущего значения .

В начальный момент времени t_O кинематический контур системы управления движением и навигацией (СУДН) формирует требуемый управляющий момент, отличный от нуля (М'_тξ или М_тξ), для выполнения заданного режима поддержания ориентации. Далее, указанный момент транслируется в динамический контур СУДН, где в качестве исполнительных органов используются РМ.

При этом основных маховиков для управления по ξ-й оси в общем случае может быть несколько (в отличие от рассмотренного примера, где представлено по одному РМ). Однако их управляющие воздействия однонаправленные, и соблюдаются также условия равномерного синхронного вращения маховиков (с выравниванием модулей угловых скоростей). В таком случае, рассматривается модель управления "единым" идеальным реактивным маховиком, кинетический момент которого состоит из суммы ξ-х РМ, участвующих в управлении относительно ξ-й оси .

Аналогично для дополнительных РМ .

Для указанных допущений, варианты таблицы необходимо рассматривать, как одновременный переход j-х РМ через нулевые значения. Величины моментов инерции маховиков постоянны (I_j=I_q=const), поэтому в дальнейших описаниях алгоритма они не приводятся, поскольку управление ведется за счет изменения угловой скорости вращения РМ (производной от угловых скоростей по времени, в проекциях на ξ-е оси). Необходимо также отметить, что управление КА с помощью РМ будем рассматривать по проекциям угловых скоростей на ξ-е оси управления (0w_ξ), как три независимых плоских вращения.

Далее, исходя из требований на формирование М_тξ или М'_тξ, проверяем выполнение условий

И если оно выполняется, то указанные моменты можно сформировать за счет разгона маховиков (см. фиг.7). В таких случаях происходит набор угловых скоростей разного знака и удаление суммарных значений их модулей от нулевого значения. Если же для формирования указанных моментов потребуется торможение маховиков, то изменения будут направлены в сторону нулевого значения по оси 0w_ξ, что, в конечном счете, может потребовать перехода через нулевое значение.

В таком случае необходимо проверить указанный вариант на принадлежность подмножеству к. И если он не принадлежит ему (например, n=3, см. таблица), то процесс управления КА можно продолжать с использованием основных РМ, так как последующий "переход через нуль" не грозит нарушениями условий (2).

Указанные переходы со сменой знаков управляющих воздействий могут проводиться вплоть до завершения поддержания заданной ориентации на интервале (t₀, t_k). Однако процесс не может быть до конца завершен, если значения угловых скоростей основных РМ достигнут границ подобласти S_o (предельно допустимых значений по угловым скоростям w_sjξ). При этом в дальнейшей логике также будем рассматривать область S, сформированную из основных и резервных РМ (см. фиг.6),

S=S_o+S_d,

где S_o, S_d - подобласти располагаемых значений векторов кинетического момента основных и дополнительных РМ.

Достижение указанных границ может происходить как по отрицательным, так и по положительным значениям .

Поэтому при управлении КА с помощью основных РМ проверяется выполнение условий

Невыполнение условий (4) означает выход на границу области S_o, и дальнейшее управление возможно только за счет торможения основных РМ. Следовательно, в случае, если , (М_тξ или М'_тξ) можно сформировать за счет торможения основных РМ, то выбирается для дальнейшего только этот вариант создания управляющих воздействий, при этом производится смена текущего их знака, т.е.

Для создания управляющего момента противоположного знака, соответственно М_тξ или М'_тξ, задействуются дополнительные РМ при соблюдении условий

Управление дополнительных РМ в таком случае ведется в диапазоне значений угловых скоростей от нуля и до одного из значений (±w_sqξ), где w_sqξ - граничные значения подобласти S_d по угловым скоростям дополнительных РМ по ξ-й оси управления, и далее от (±w_sqξ) до нуля. В данной логике управления важно понимать, относятся ли выбранные дополнительные РМ к подмножеству р-х вариантов или нет. Если "нет", то ограничение на управление РМ существуют только по граничным параметрам подобласти S_d, а если "да", то также не допустим переход угловыми скоростями нулевых значений.

Рассмотрим случай "нет", тогда ограничение на управление проверяют по выполнению условий

При этом одновременно проверяют и выполнение условий (4). Таким образом строится процесс управления основными и дополнительными РМ при отсутствии к-х и р-х вариантов изменения знаков и . Управление ведется с изменением скоростей вращения маховиков от одной границы области S_o к другой для основных РМ и - аналогично в области S_d для дополнительных РМ. Практически задействуется вся область S, при постоянном выполнении условия (5). При этом начальные условия по векторам кинетического момента для основных и дополнительных РМ разнесены, поэтому переход одновременный основных и дополнительных РМ по и и через нулевые значения не возможен.

В случае невыполнения хотя бы одного из условий (4) или (6), необходимо маховикам, которые вышли по угловой скорости вращения на границу области, поменять "разгон" на "торможение", т.е. свой знак управляющих воздействий. Это в свою очередь, вызывает необходимость смены знака в другой группе маховиков, так как только их разнонаправленность с первой группой позволяет создавать управляющие моменты разного знака. Производится смена знаков в условии (5):

Далее управление КА с помощью j-х и q-х РМ продолжаем вплоть до его завершения на интервале (t₀, t_k), контролируя при этом выполнение условий (4) и (6) и меняя, при необходимости, знаки основных и дополнительных РМ (условие (5) на (5)' и наоборот).

Рассмотрим случай "да", тогда дополнительно проверяют выполнение условий

где δw_q - дельта (δ) окрестность управления угловыми скоростями дополнительных РМ относительно нуля. Таким образом вводится еще условие по "запрету прохождения нуля" дополнительными РМ. Далее процесс управления КА с помощью РМ строится аналогичным образом, при этом смена знаков основных и дополнительных РМ производится в том числе и при невыполнении условия (7).

При наличии к-х вариантов для в момент времени t_o необходимо определиться, в каком месте на осях 0w_ξ находятся суммарные значения Пусть это будет, например, точка А или А', характеризующая указанное значение (см. фиг.7). Далее необходимо строить логику управления в пределах диапазона угловых скоростей |δw_j|...|w_sjξ|, в пределах которого и находится указанная точка. Причем выбор максимальной длины суммарного отрезка на прямой 0w_ξ будет соответствовать построению оптимального управления всеми (основными и дополнительными) РМ в целом, так как при этом по максимуму будут использованы сначала располагаемые для управления значения подобласти S_o и только после этого, при необходимости, подключатся к управлению дополнительные РМ. Кроме этого, такая стратегия управления РМ максимально возможно исключает (минимизирует) последующие переключения основных и дополнительных РМ по вводимым ограничениям области для S и (δ) окрестностям управления относительно нуля.

Исходя из указанной стратегии, в момент времени t₀ проверяем по каждой ξ-й оси выполнение условий

И если условия выполняются (расстояние до границы области S_o больше, чем до нуля), то управление КА производим путем разгона основных РМ, при этом используется максимально расстояние по оси 0w_ξ до границы области S_o(w_sjξ). В случае необходимости создания Мтξ противоположного знака в управлении задействуются дополнительные РМ, которые также создают управляющие воздействия путем разгона маховиков Таким образом соблюдается выполнение условия (5).

Если же условие (8) не выполняется, то управление КА производим путем торможения основных РМ и разгона дополнительных РМ при одновременном соблюдении условия (5). При этом нулевые начальные условия по вектору кинетического момента дополнительных РМ позволяет им обеспечить требуемый разгон любого знака.

При выборе указанного направления управление основными РМ по оси 0w_ξ необходимо ввести ограничение по дельте (δ) окрестности управления угловыми скоростями РМ относительно нуля (δw_j). Для этого в процессе управления РМ проверяем выполнение условия

Указанное условие наряду с условиями (4), (6), (7) является определяющим для смены знаков текущих управляющих воздействий на основных и дополнительных РМ на противоположные значения. И в случае невыполнения условия (9) производится указанная смена знаков управляющих воздействий.

Таким образом ограничения (4), (6), (7), (9) обеспечивают управление КА с помощью основных и дополнительных РМ с выполнением условий (2) при наличии к-х и р-х вариантов управления РМ.

Во всех рассмотренных случаях использования основных и дополнительных РМ управление КА производится на интервале (t₀, t_k) с периодической сменой знаков управляющих воздействий от основных и дополнительных РМ (выполнение условия (5)).

По завершении режима дополнительные РМ приводим в исходное состояние. Для этого вышеуказанным образом перераспределяем кинетический момент с дополнительных РМ на основные, одновременно проверяем выполнение условия (1) для основных РМ. В случае невыполнения указанного условия производим разгрузку основных РМ от накопленного кинетического момента.

Приведение в исходное положение дополнительных РМ позволяет подготовиться по начальным условиям для вектора кинетического момента к последующему режиму поддержания заданной ориентации. При этом последующие условия ориентации и значение накопленного кинетического момента в РМ могут быть самые разные. Рассмотренный способ управления КА с помощью РМ позволяет с любого текущего момента времени начать выполнение режима поддержания заданной ориентации и закончить его, не прибегая к текущим (постоянным) и промежуточным разгрузкам РМ от накопленного кинетического момента.

Для реализации предлагаемого способа, в дополнение к системе, представленной на фиг.2, необходимо ввести новые блоки:

17 - блок управления движением и навигацией (БУДН);

18 - блок проверочных включений РМ (БПВРМ);

19 - блок проверки на соответствия условиям точности выполнения ориентации (БПТВО);

20 - блок формирования вариантов нарушения точности выполнения ориентации (БФВНТВО);

21 - блок управления основными РМ на разгон (БУОРМР);

22 - блок управления основными РМ на торможение (БУОРМТ);

23 - блок управления дополнительными РМ на разгон (БУДРМР);

24 - блок управления дополнительными РМ на торможение (БУДРМТ);

25 - блок проверки управления основными РМ по граничным значениям области S_o (БПГЗОО);

26 - блок проверки управления дополнительными РМ по граничным значениям области S_d (БПГЗДО);

27 - блок проверки управления основными РМ по дельта окрестности от нулевых значений (БПОРМОН);

28 - блок проверки управления дополнительными РМ по дельта окрестности от нулевых значений (БПДРМОН);

29 - блок выбора направления вращения основных РМ (БВНВОРМ).

Аппаратную реализацию предложенного способа можно осуществить с помощью бортовой цифровой вычислительной системы (БЦВС) КА "Ямал" (см. [5], [7]).

БЦВС предназначена для выполнения следующих основных функций:

- представления служебным системам КА (в том числе СУДН) вычислительных ресурсов в реальном масштабе времени;

- получение необходимой информации, обработка по заданным алгоритмам, выдача управляющих воздействий, хранение информации;

- обеспечение информационного обмена между БЦВС и служебными системами;

- сбор телеметрической информации о состоянии бортовых систем, формирования кадра ТМИ и выдача в служебный канал управления (СКУ), диагностика, управление резервами и программно-аппаратными ресурсами;

- обеспечение взаимодействия бортового контура управления (БКУ) с наземным контуром управления (НКУ) с помощью интерфейсов служебного канала управления.

В состав БЦВС входят цифровые вычислительные машины (ЦВМ) и устройства сопряжения (УС).

Связь ЦВМ с УС, датчиками СУДН осуществляется по магистрали мультиплексного канала обмена (МКО), выполненному в соответствии с ГОСТ.

Реализация блоков 1-16 подробно представлена в прототипе, см. [4].

Реализация БУДН 17 может быть осуществлена средствами НКУ, при этом функциональные связи с остальными блоками, входящими в состав БКУ, могут быть реализованы блоками автоматики БА СКУ, имеющими взаимный наземно-бортовой интерфейс [6, 7].

Блоки с 18 по 29 имеют программно-логическое назначение и тем самым не требуют электросиловой коммутации. Поэтому они реализуются на базе УС и ЦВМ через МКО. При этом связь с датчиковой аппаратурой и МКО осуществляет система бортовых измерений (СБИ).

В конкретном случае СБИ производит: сбор телеметрической информации (реализует телеметрические функциональные связи между блоками); обеспечивает выдачу по каналу МКО текущей информации ЦВМ; обеспечивает связь между блоками по приборному интерфейсу (например, ПИ-232) текущей информации.

На фиг.8 представлена схема реализации "Способа..." на базе БЦВС КА, при этом, кроме ранее введенных, приняты новые сокращения:

КК - коммутационный канал;

КС - канал синхронизации.

БУДН 17 реализован на базе управляющего информационно-вычислительного комплекса (УИВК) земной станции ЗС СКУ (станция КИС, см. [6], рис.7.1). БАСКУ связана посредством радиосигналов с ЗССКУ. Команда на дополнительные проверочные включения по j-му РМ (например, первому) выдается через передатчик ЗС СКУ на приемник БАСКУ.

УС 2 обеспечивает прием по командному интерфейсу (стандарт RS-422) команды, поступающей из ЗС СКУ. На базе УС 2 реализован БПВРМ 18. По указанной команде УС 2 выдает унитарный код через МКО в УС 1, на базе которого реализован БФУСРМ 13 (см. [4]). Порядок следования и число импульсов в указанном коде соответствует знаку и величине угловой скорости вращения РМ. В БФУСРМ 13 с БОПУУД 12 передаются также прямые функциональные массивы данных управления РМ, сформированные по результатам определения М'_тξ или М_тξ, которые формирует БОПУУД 12. После формирования в УС 1 (БФУСРМ 13) сумма указанных импульсов выдается в БРМ 9 по выходному каналу управления.

БПТВО 19, реализованный на базе ЦВМ, получает через СБИ КА→УС 1→МКО информацию о знаках с выходов БРМ 9.

Для реализации функций БПТВО 19 ЦВМ получает по МКО информацию с БДОР 2 и БДУС 3. При этом работа алгоритма осуществляется по команде с УС 2 (БПВРМ 18) одновременно с выдачей команд в УС1 (БФУСРМ 13).

Необходимые константы для работы алгоритмов БПТВО 19 на вычислительных ресурсах ЦВМ закладываются через УИВК (с БУДН 17).

Блок БФВНТВО 20 реализуется на базе ЦВМ, при этом в него поступает информация по результатам работы алгоритма БПТВО 19 внутри ЦВМ, а также по информационному обмену через УС 1, с БРМ 9.

Необходимо также отметить, что БЦВС производит сбор телеметрической информации (ТМИ) о состоянии бортовых систем и приборов КА и выдачу ее в БАСКУ. В свою очередь БАСКУ передает информацию ЗССКУ, где устройство обработки ТМИ обеспечивает контроль и диагностику при работе систем КА, в том числе обеспечивается контроль окончания работы выбранного маховика в проверочном режиме.

Далее, через УИВК ЗССКУ (БУДН 17) выдаются команды на каждый из j-x маховиков для проверки всех возможных вариантов n. После проверки указанных вариантов в БФВНТВО 20 записывается информация о к-х вариантах управления системой СГ. Запись производится в соответствии с работой описанных ранее алгоритмов. При этом команда на завершение режима "прокачки" j-x маховиков выдается через БУДН 17 по указанному ранее пути.

Аналогичным образом производится проверка q-х маховиков на получение указанных р-х вариантов управления КА с помощью дополнительных РМ.

В соответствии с алгоритмами, сформированными по выражениям (1), (3)-(9), осуществляется управление КА с помощью основных и дополнительных РМ, обеспечивающих поддержание заданной ориентации с соблюдением требуемых условий по точности ее выполнения. Указанная логика заложена в блоках БУОРМР 21, БУОРМТ 22, БУДРМР 23, БУДРМТ 24, БПГЗОО 25, БПГЗДО 26, БПОРМОН 27, БОДРМОН 28, БВНВОРМ 29 и осуществляется за счет вычислительных ресурсов ЦВМ.

БУОРМР 21 стоит в логике работы между БОПУУД 12 и БФУСРМ 13 и задействуется (как и остальные блоки 22-29) по признаку "контроль прохождения нулевых значений угловыми скоростями РМ", который передается в ЦВМ по описанному ранее интерфейсу.

В блок БУОРМР 21 передается требование на управляющий момент sign Мтξ из БОПУУД 12.

Далее в БУОРМР 21 по данным, полученным от датчиков угловых скоростей j-х РМ, определяется значение или

Для реализации sign Мтξ необходимо произвести разгон или торможение указанных РМ, при этом знаки sign Мтξ и sign должны быть противоположными.

Следовательно, необходимо выбрать знак производных , который бы удовлетворял условию

Допустим, что требуется (удовлетворяется указанное требование) произвести дальнейший разгон j-х РМ, т.е. тогда указанный блок "берет управление j-ми РМ на себя" и в дальнейшем реализует требуемые значения управляющего момента, выдавая серию управляющих импульсов в БФУСРМ 13.

Проанализированы вышеуказанным образом положительные начальные условия для j-х РМ. Аналогично, в этом же блоке анализируются начальные условия с отрицательными значениями и блок берет управление на себя в случае необходимости разгона с угловыми скоростями отрицательного знака.

Таким образом, БУОРМР 21 берет управление на себя по каждой из ξ-x осей, если для реализации М'тξ или Мтξ выполняется условие (3).

Если же условие (3) не выполняется, БУОРМР 21 передает управление в БУОРМТ 22, который в свою очередь запрашивает из БФВНТВО 20 список к-го подмассива и по известным значениям производит сравнение n-го варианта на принадлежность к-му подмассиву.

БУОРМТ 22 берет управление основными РМ на себя, если к-го варианта не обнаруживает.

Таким образом, один из блоков БУОРМР 21 или БУОРМТ 22 берут управление j-ми РМ на себя и передают соответствующий признак-сообщение в БПГЗОО 25. Сами же блоки по мере выставки требований на Мтξ могут передавать управление друг другу вплоть до выполнения режима на интервале (t₀, t_k). При этом передача управления между блоками производится также при переходе нулевых значений.

Параллельно с их работой, БПГЗОО 25 ведет "контроль границы подобласти S_o" (условия (4)). Как только суммарное значение "выходит" на границу указанной области, управление основными РМ становится невозможным по причине насыщения подобласти S_o кинетическим моментом по данной конкретной ξ-й оси (при этом насыщение по другим осям может и не произойти).

БПГЗОО 25 при невыполнении условия (4) выдает команду в БУОРМТ 22 на передачу ему управления. В БУОРМТ 22 производится повторная оценка Мтξ, и если для его формирования требуется торможение j-x PM, блок берет управление на себя. В противном случае он передает управление дополнительным q-м PM в БУДРМР 23, при этом "указывает" знак управляющего момента, который должны сформировать дополнительные PM (указанный знак противоположен sign Мтξ, реализуемого блоком 22).

БУДРМР 23 "берет управление на себя" и производит управление только за счет разгона q-х PM по соответствующему требованию Мтξ.

Если же sign Мтξ изменяет свое значение, управление передается из БУДРМР 23 в БУОРМТ 22.

Таким образом, производится управление PM, при этом БУОРМТ 22 передает управление в БУОРМР 21 при переходе основными PM нулевых значений.

Одновременно с включением себя в контур управления БУДРМР 23 "сообщает" в БПГЗДО 26 о начале контроля по граничным значениям области S_d (на выполнение условия (6)).

Управление ведется тремя блоками БУОРМТ 22 или БУОРМР 21 (попеременно) и БУДРМР 23 в пределах областей S_o и S_d, и в случае выхода основных или дополнительных PM на границы указанных областей происходит смена знака текущих управляющих воздействий, т.е. очередная передача управления с БУОРМТ 22 в БУОРМР 21 или с БУОРМР 21 в БУОРМТ 22, а также БУДРМР 23 в БУДРМТ 24.

Получив управление, БУДРМТ 24 запрашивает из БФВНТВО 20 список р-го подмассива и по известным значениям производит сравнение n-го варианта на принадлежность р-му подмассиву. При отсутствии указанного варианта управление дополнительными PM производится по логике управления, аналогичной, как и для основных PM, т.е. ограничением являются границы области S_d (выполнение условия (6)), а при переходе q-ми РМ нулевых значений по w_q передача управлений с БУДРМТ 24 в БУДРМР 23 и далее, при очередном переходе, наоборот - с БУДРМР 23 в БУДРМТ 24.

В случае наличия р-х вариантов БУДРМТ 24 передает в БПДРМОН 28 команду на начало проверки условия (7).

При невыполнении условия (7) производится БПДРМОН 28 передача управления q-ми РМ с БУДРМТ 24 в БУДРМР 23. Указанная передача может также производиться по невыполнению условий (4) или (6).

Если же в начале сравнения n-го варианта блок БУОРМТ 22 обнаруживает наличие к-го варианта, он тут же делает запрос в БВНВОРМ 29, где производится проверка условия (8). Последний блок из указанных, в зависимости от выполнения условия (8), передает управление в блоки БУОРМР 21 и БУДРМР 23 (при выполнении условия (8)) или в БУОРМТ 22 и БУДРМР 23. При этом выбор направления разгона для БУДРМР 23 задается с учетом выполнения условия (5) с выдачей приоритета в выборе знака основным (j-м) РМ ("ведущий") и подчинения дополнительных (j-х) РМ ("ведомый").

В случае получения БУОРМТ 22 команды на торможение он в свою очередь выдает сообщение-команду в БПОРМОН 27 для контроля выполнения условия (9). Указанный блок производит также подключение знаков текущих управляющих воздействий от основных и дополнительных РМ при невыполнении указанного условия.

Таким образом блоки 25-28 являются блоками проверок по граничным условиям по областям S_o, S_d и "δ"-та окрестностям относительно нулей и .

Задействуются они по мере выхода на границы указанных областей, а также по наличию к-х вариантов управления РМ.

По указанной логике, с выбором варианта, процесс управления КА с помощью основных и дополнительных РМ идет непрерывно, вплоть до получения команды от НКУ или бортовой временной циклограммы, записанной в ЦВМ о его прекращении. Таким образом, фиксируется момент времени t_k, и снимается указанный ранее признак "контроль прохождения нулевых значений угловыми скоростями РМ".

Далее управление аппаратом ведется через БОПУУД 12 напрямую в БФУСРМ 13, минуя блоки 21-29. По указанной команде производится приведение алгоритмов указанных блоков в исходное положение.

Приведение дополнительных РМ к нулю производят командой с БУДН 17, по которой производится торможение дополнительных РМ. При этом производится накопление кинетического момента основными РМ, так как они его воспринимают как "возмущающий" момент. По выходу на границу области S_o прекращается процесс перераспределения, далее задействуется блок разгрузки от накопленного кинетического момента (например, ББРСРМ 16). По окончании разгрузки продолжаем указанный режим "обнуления", вплоть до его завершения.

Далее, по необходимости, вводим с БУДН 17, указанный признак "контроль прохождения..." и повторяем режим.

В дополнение к работе устройства в целом необходимо отметить, что связь с устройствами УС 1, УС 2 и датчиками СУДН (БДОР, БДУС) осуществляется по дублированной магистрали мультиплексного канала обмена - МКО. ЦВМ выполняет функции контроллера МКО, другие абоненты являются оконечными устройствами интерфейса. УС 2 обеспечивает выдачу внешнего синхросигнала "метка цикла" с периодичностью 203 мс в другой УС, ЦВМ (дублирующие УС и ЦВМ) по каналу синхронизации (КС).

ЦВМ запрашивает из УС 1 массивы данных в виде сформированных кадров, содержащих значение дискретных, аналоговых, температурных, диагностических и статусных параметров.

Все кадры должны формироваться один раз в такт 203 мс. Подробное описание БЦВС, см. [7].

Положительный результат от предлагаемого технического решения заключается в обеспечении высокой точности поддержания заданной ориентации при управлении КА с помощью реактивных маховиков. Точность достигается за счет исключения изменения знаков угловыми скоростями роторов маховиков на интервале времени непосредственного проведения эксперимента, что в свою очередь приводит к исключению "релейного" типа управляющих воздействий от реактивных маховиков на корпус КА (см.фиг.3, 4, 5). Без решения указанной задачи целый ряд экспериментов на борту КА не обеспечивался бы требованиями, задаваемыми техническими условиями на их проведение. К ним прежде всего необходимо отнести условие наблюдения и фотографирования Земли из космоса. Высокая разрешающая способность аппаратуры, используемой на борту КА для этих целей, приводит к высоким требованиям к точности выполнения ориентации.

Несоответствие указанным требованиям приведет к невыполнению целевой задачи, потерям полетного ресурса КА, непродуктивному использованию бортовой аппаратуры полезной нагрузки.

Источники информации

1. Б.В.Раушенбах, Е.Н.Токарь. Управление ориентацией космических аппаратов. М., "Наука", 1974 г.

2. Л.А.Мирошниченко, В.А.Раевский, Г.М.Маркелов. Система ориентации и стабилизации спутника телевизионного вещания "Экран". Техническая кибернетика. №7-1977, стр.18-26.

3. В.С.Ковтун, В.Н.Платонов. Способ управления КА с помощью реактивных исполнительных органов при выполнении режимов ориентации. Патент РФ 2066287.

4. А.В.Богачев, В.С.Ковтун, В.Н.Платонов. Способ формирования управляющих моментов на КА с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями и система для его осуществления. Патент РФ 2196710.

5. Основные характеристики КА "Ямал" РКК "Энергия" им. С.П.Королева, г.Королев, 2000 г.

6. Спутниковая связь и вещание. Под редакцией Л.Я.Кантора. Москва, Радио и связь, 1997 г.

7. Бортовая цифровая вычислительная система КА "Ямал". Техническое описание. РКК "Энергия", 1999 г.

Способ управления космическим аппаратом при поддержании заданной ориентации с помощью реактивных маховиков.
Таблица вариантов изменения знаков , n (вариант)Оси управления КА ξ 123 Изменение знака по одной оси управления КА110020103001 Одновременное изменение знаков по двум осям управления КА411051016011 Одновременное изменение знаков по трем осям управления КА7111р (вариант)Оси управления КА ξ 456 Изменение знака по одной оси управления КА8100901010001 Одновременное изменение знаков по двум осям управления КА111101210113011 Одновременное изменение знаков по трем осям управления КА141111 - изменение знака , ,0 - нет изменения знака ,

Изобретение относится к способам управления угловым движением космических аппаратов (КА). Предлагаемый способ включает измерение параметров ориентации КА на полетном интервале времени, формирование реактивными маховиками (РМ) управляющего момента, измерение текущих векторов угловых скоростей основных и дополнительных РМ, определение вектора суммарного кинетического момента КА. При этом проверяют условие принадлежности области S его располагаемых значений, состоящей из подобластей основных (S_O) и дополнительных (S_d) РМ. В случае выполнения этого условия управляют КА без разгрузки РМ. В противном случае проверяют n вариантов изменения знаков угловых скоростей основных и дополнительных РМ, перераспределяя кинетический момент между РМ, и контролируют условие нахождения параметров ориентации в допустимых диапазонах. При выполнении данного условия продолжают управление КА, а при нарушении фиксируют соответствующие варианты изменения знаков угловых скоростей РМ, определенным образом перераспределяя кинетический момент между дополнительными и основными РМ. При этом разгрузку основных РМ, задание направлений и режимов (разгона или торможения) вращения основных и дополнительных РМ, условий подключения последних ведут на основе проверок указанных вариантов изменения знаков угловых скоростей РМ и условий принадлежности кинетических моментов тех и других РМ соответствующим подобластям S_O и S_d. По окончании полетного интервала обнуляют кинетический момент, накопленный в дополнительных РМ путем его перераспределения на основные РМ, контролируя соблюдение для последних условия принадлежности их кинетических моментов подобласти S_O. При невыполнении этого условия производят разгрузку основных РМ. Такого рода управление повторяют для очередного режима поддержания ориентации КА на следующем полетном интервале времени. Техническим результатом изобретения является повышение точности поддержания заданной ориентации КА путем исключения релейного изменения управляющих моментов от РМ. 8 ил., 1 табл.

Способ управления космическим аппаратом при поддержании заданной ориентации с помощью реактивных маховиков, включающий определение полетного интервала времени космического аппарата (t₀, t_к) для поддержания заданной ориентации, измерение параметров p_i(t) ориентации ξ-х осей связанного базиса космического аппарата, где ξ=1, 2, 3, относительно опорного физического базиса в текущие моменты времени t, где i=1, 2, 3,...,I - число параметров, определяющих ориентацию связанного базиса космического аппарата относительно опорного физического базиса, причем в числе указанных параметров измеряют вектор абсолютной угловой скорости космического аппарата , формирование реактивными маховиками требуемого управляющего момента , измерение текущих значений векторов угловых скоростей вращения j-ых основных реактивных маховиков и угловых скоростей вращения q-ых дополнительных реактивных маховиков, где j=1, 2, 3,...J, q=1, 2, 3,...,Q - числа основных и дополнительных реактивных маховиков, определение значений суммарного вектора кинетического момента космического аппарата по известным значениям моментов инерции аппарата и его реактивных маховиков, а также по измеренным значениям векторов , и , проверку выполнения условия

где S=S₀+S_d - область располагаемых значений вектора суммарного кинетического момента, состоящая из подобластей основных (S₀) и дополнительных (S_d) реактивных маховиков, и в случае выполнения указанного условия - управление космическим аппаратом без разгрузки реактивных маховиков от накопленного кинетического момента, а в случае невыполнения указанного условия - разгрузку реактивных маховиков от накопленного кинетического момента, отличающийся тем, что производят последовательную проверку n возможных вариантов изменения знаков, задающих направления указанных векторов и , где n=1, 2, 3..., по ξ-м осям управления космического аппарата путем перераспределения кинетического момента между реактивными маховиками и в моменты времени изменения знаков векторами и проверяют выполнение условий

где η_i - номинальные значения указанных измеряемых i-x параметров ориентации, обеспечивающих поддержание заданной ориентации космического аппарата в пределах допустимых диапазонов; δ_i - величины, определяющие допустимые диапазоны на данные i-e параметры ориентации космического аппарата, причем в случае выполнения условий (2) по всем i-ым параметрам продолжают управление космическим аппаратом по поддержанию ориентации, а в случае их невыполнения ориентации фиксируют соответствующие данному случаю k-ые варианты изменения знаков векторами и р-ые варианты изменения знаков векторами , где k, р⊂n, и продолжают указанное управление космическим аппаратом до завершения всех n указанных вариантов изменения знаков векторами и реактивных маховиков, далее обнуляют значение путем перераспределения кинетического момента с дополнительных на основные реактивные маховики, при этом при перераспределении проверяют выполнение условия (1) для S=S₀, и в случае его невыполнения производят разгрузку основных реактивных маховиков от накопленного кинетического момента, а по началу поддержания заданной ориентации космического аппарата в момент времени t₀ по значениям проверяют наличие изменения знаков в k-ых вариантах для векторов при формировании управляющих воздействий по ξ-м осям управления, и при их отсутствии управляют космическим аппаратом с помощью основных реактивных маховиков до выполнения условия (1) для S=S₀, а в случае невыполнения указанного условия (1) управляют космическим аппаратом по указанным ξ-м осям со сменой знака управляющих воздействий основных реактивных маховиков и при подключении к управлению дополнительных реактивных маховиков, при этом знаки управляющих воздействий дополнительных реактивных маховиков противоположны знакам управляющих воздействий основных реактивных маховиков, далее в процессе управления по ξ-м осям космического аппарата при помощи основных и дополнительных реактивных маховиков проверяют наличие р-ых вариантов изменения знаков векторами и при их отсутствии проверяют выполнение условия (1) для S=S_d, причем в случае выполнения условия (1) одновременно для каждой из подобластей S₀ и S_d продолжают управление космическим аппаратом, а в случае невыполнения хотя бы одного из указанных двух условий (1) для подобластей S₀ или S_d переходят на управление по ξ-м осям космического аппарата со сменой знаков текущих управляющих воздействий основных и дополнительных реактивных маховиков на противоположные значения, а при наличии указанных р-ых вариантов дополнительно проверяют выполнение третьего условия прохождения угловыми скоростями нулевых значений, и в случае несоответствия хотя бы одному из указанных трех условий производят указанный переход на управление космическим аппаратом со сменой знаков текущих управляющих воздействий от основных и дополнительных реактивных маховиков на противоположные значения, а при наличии указанных k-ых вариантов для векторов определяют запасы кинетического момента основных реактивных маховиков и если они больше половины располагаемых запасов кинетического момента в подобласти S₀, то управление по ξ-м осям космического аппарата производят путем разгона основных и дополнительных реактивных маховиков с формированием взаимно противоположных знаков, а если указанные запасы меньше половины располагаемых в подобласти S₀, то управление по ξ-м осям космического аппарата производят путем торможения основных и разгона дополнительных реактивных маховиков - также с формированием взаимно противоположных знаков, при этом дополнительно проверяют выполнение четвертого условия прохождения угловыми скоростями нулевых значений и в случае невыполнения хотя бы одного из указанных четырех условий переходят на управление по ξ-м осям космического аппарата со сменой знаков текущих управляющих воздействий от основных и дополнительных реактивных маховиков на противоположные значения, далее производят управление до очередного несоответствия одному из указанных четырех условий, по которому осуществляют очередную смену знаков текущих управляющих воздействий, и таким образом производят управление космическим аппаратом до момента времени t_к, а по окончании заданного режима поддержания ориентации обнуляют кинетический момент, накопленный в дополнительных реактивных маховиках, путем его перераспределения на основные реактивные маховики, при этом контролируют выполнение условия (1) для подобласти S₀ основных реактивных маховиков и в случае его невыполнения производят разгрузку основных реактивных маховиков от накопленного кинетического момента, далее повторяют вышеуказанным образом управление космическим аппаратом по ξ-м осям с помощью реактивных маховиков для очередного режима поддержания его заданной ориентации.