СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ ОСЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА В ОРБИТАЛЬНУЮ СИСТЕМУ КООРДИНАТ Российский патент 2010 года по МПК B64G1/24 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в системах управления движением (СУД) вокруг центра масс космических аппаратов (КА).

Известно, что при использовании для ориентации связанных осей КА в пространстве только информации от прибора ориентации на Солнце (ПОС) можно обеспечить ориентацию в пространстве одной из его связанных осей. Две другие будут занимать в пространстве произвольное положение.

Из патентной литературы известны способы ориентации трех осей КА в орбитальной (подвижной) системе координат, использующие информацию не только прибора ориентации на Солнце, но обязательно информацию и от других измерительных приборов (см. А.С. №1655842, кл. B64G 1/00 от 02.12.88 г.).

Наиболее близким из известных технических решений является выбранный в качестве прототипа способ ориентации осей космического аппарата в орбитальную систему координат, включающий запись в бортовую вычислительную машину параметров орбиты космического аппарата, задание космическому аппарату поисковой угловой скорости для обеспечения захвата Солнца полем обзора прибора ориентации, после чего снижение до нуля угловой скорости, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора прибора ориентации (пат. №2247684 С2 кл. B64G 1/24 от 25.03.2003 г.).

Однако при этом способе вся информация, необходимая для ориентации, рассчитывается в наземных центрах управления, а на КА выполняются только развороты вокруг осей космического аппарата для их ориентации в орбитальную систему координат. Кроме этого не определены правила выполнения этих разворотов.

По результатам моделирования этого способа требуется значительное время для ориентации осей космического аппарата в орбитальную систему координат, и как следствие, значительный расход рабочего тела или кинетического момента его исполнительными органами.

Задачей данного изобретения является создание автоматического способа управления движением космического аппарата вокруг своего центра масс, технический результат которого позволит на основании только характеристик орбиты космического аппарата, введенных в его бортовую цифровую машину, и текущей информации, полученной от прибора ориентации, на «солнечной» части витка, обеспечить ориентацию связанных осей космического аппарата в орбитальную систему координат за минимально необходимое для этого время и с минимально необходимым расходом рабочего тела или кинетического момента его исполнительными органами, используя при этом информацию об угловом положении осей космического аппарата только по отношению к Солнцу.

Указанный результат заявляемого решения достигается тем, что в способе ориентации осей космического аппарата в орбитальную систему координат, включающем запись в бортовую вычислительную машину параметров орбиты космического аппарата, задание космическому аппарату поисковой угловой скорости для обеспечения захвата Солнца полем обзора прибора ориентации, снижение до нуля поисковой угловой скорости, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора прибора ориентации, в соответствии с изобретением, вокруг одной из осей космического аппарата, которая в конце ориентации должна быть перпендикулярной к плоскости орбиты, создают угловую скорость, равную по величине угловой скорости вращения орбитальной системы координат вокруг ее оси Z_ОСК для орбиты этого космического аппарата, причем используют один и тот же единичный вектор направления на Солнце в орбитальной и связанной с космическим аппаратом системах координат для автоматического расчета углов рассогласования, рассчитывая две проекции этого вектора на связанные с космическим аппаратом оси координат по измерениям прибора ориентации на Солнце, а третью проекцию этого вектора на связанную ось координат определяют исходя из свойства этого вектора как единичного, при этом разворотами вокруг двух других связанных осей завершают ориентацию космического аппарата в орбитальную систему координат.

Далее изобретение поясняется с использованием чертежей.

На чертежах поясняется положение Солнца в поле обзора прибора ориентации на Солнце (ПОС), установленного определенным образом по отношению к связанным осям космического аппарата (КА).

На фиг.1 изображен единичный вектор направления на Солнце в связанной с КА системе координат (Х_КА, Y_КА, Z_КА) и в орбитальной системе координат (Х_ОСК, Y_ОСК, Z_ОСК) в один и тот же момент времени t. Для этого момента времени показаны значения проекций единичного вектора направления на Солнце в связанной с КА системе координат (β_ПОС, γ_КА, α_ПОС), полученных по результатам измерения ПОС, и предварительно рассчитанные в орбитальной системе координат (β_ОСК, γ_ОСК, α_ОСК). На Фиг.2 так же изображен вектор угловой скорости ω_КА, направленный по осям Z_КА и Z_ОСК.

На фиг.2 приведены моменты (точки) измерения ПОС направления на Солнце в его приборных осях. Кроме этого изображено изменение значений α_ОСК, β_ОСК, измеряемых ПОС, в орбитальной системе координат (ОСК) за один виток для моментов времени t_n. Для моментов времени t₁ и t₂ показаны значения α_ПОС (t₁), β_ПОС (t₁) и α_ПОС (t₂), β_ПОС (t₂), измеренные ПОС, в связанной с КА системе координат. Стрелками показано изменение значений α_ПОС (t₁), β_ПОС (t₁) и α_ПОС (t₂), β_ПОС (t₂), измеренные ПОС при развороте КА в моменты времени t₁ и t₂ на углы Δφ_КА и Δψ_КА вокруг осей Х_КА и Y_КА соответственно.

На фиг.1 приведены следующие обозначения:

- единичный вектор направления на Солнце;

Х_КА, Y_КА, Z_КА - связанные оси КА;

Х_ОСК, Y_ОСК, Z_ОСК - оси орбитальной (подвижной) системы координат (ОСК);

ω_КА - угловая скорость «обкатки» Земли, равная по величине рассчитанной угловой скорости вращения ОСК вокруг оси Z_ОСК для орбиты этого КА вокруг оси Z_КA КА;

Х_ПОС - значение измерений ПОС при ориентации оси X_КА на Солнце;

Z_ПОС - значение измерений ПОС при ориентации оси Z_КА на Солнце;

α_ПОС - проекция единичного вектора направления на Солнце на ось Z_КА КА;

β_ПОС - проекция единичного вектора направления на Солнце на ось Х_КА КА;

γ_КА - проекция единичного вектора направления на Солнце на ось Y_КА КА;

α_ОСК - проекция единичного вектора направления на Солнце на ось Z_ОСК ОСК;

β_ОСК - проекция единичного вектора направления на Солнце на ось Х_ОСК ОСК;

γ_ОСК - проекция единичного вектора направления на Солнце на ось Y_ОСК ОСК;

φ_КA(t) - угол, образованный плоскостью между осями Y_КА, Z_КА КА и плоскостью, образованной осью X_КА и направлением на Солнце;

φ_ОСК(t) - угол, образованный плоскостью между осями Y_ОСК, Z_ОСК орбитальной системы координат и плоскостью, образованной осью Х_ОСК и направлением на Солнце;

ψ_КА(t) - угол, образованный плоскостью между осями Z_КА, Х_КА КА и плоскостью, образованной осью Y_КА и направлением на Солнце;

ψ_ОСК(t) - угол, образованный плоскостью между осями Z_ОСК, Х_ОСК ОСК и плоскостью, образованной осью Y_ОСК и направлением на Солнце.

На фиг.2 приведены следующие обозначения:

α_ПОС - результаты измерения ПОС направления на Солнце по его приборной оси α;

β_ПОС - результаты измерения ПОС направления на Солнце по его приборной оси β,

α_ПОС (t₁) - результаты измерения α_ПОС ПОС в момент времени t₁.

β_ПОС (t₁) - результаты измерения β_ПОС ПОС в момент времени t₁.

α_ОСК(t₁) - результаты расчета значения α для ОСК в момент времени t₁;

β_ОСК(t₁) - результаты расчета значения β для ОСК в момент времени t₁;

α_ПОС (t₂) - результаты измерения α_ПОС ПОС в момент времени t₂.

β_ПОС (t₂) - результаты измерения β_ПОС ПОС в момент времени t₂.

α_ОСК(t₂) - результаты расчета значения α для ОСК в момент времени t₂;

β_ОСК(t₂) - результаты расчета значения β для ОСК в момент времени t₂;

Δφ_КА (t₁) - значение требуемого угла разворота КА вокруг оси Х_КА в момент времени t₁;

Δψ_КА (t₁) - значение требуемого угла разворота КА вокруг оси Y_КА в момент времени t₁;

Δφ_КА (t₂) - значение требуемого угла разворота КА вокруг оси Х_КА в момент времени t₂;

Δψ_КА (t₂) - значение требуемого угла разворота КА вокруг оси Y_КА в момент времени t₂.

На Фиг.1 показано для произвольного момента времени t взаимное положение связанных осей КА (Х_КА, Y_КА, Z_КА), осей ОСК (Х_ПОС, Y_ПОС, Z_ПОС) и единичного вектора на Солнце. Далее по тексту единичный вектор направления на Солнце называется вектором на Солнце. Из фигуры следует равенство:

следовательно, справедливо равенство:

Знаки α_ПОС, β_ПОС и γ_КА присваиваются согласно компоновке ПОС в осях КА.

Значения проекций единичного вектора на связанные оси КА Х_КА и Z_КА можно получить из равенств:

где β и α - результаты измерения ПОС текущего направления на Солнце;

Х_ПОС - значение измерений ПОС при ориентации оси Х_КА на Солнце;

Z_ПОС - значение измерений ПОС при ориентации оси Z_КА на Солнце.

Знаки α_ПОС, β_ПОС и γ_КА присваиваются согласно компоновке ПОС в осях КА.

Направление единичного вектора в связанной с КА системе координат можно задать и через направляющие косинусы:

cos β_Х=β_ПОС, где β_Х угол, образованный единичным вектором и осью Х_КА;

cos α_Z=α_ПОС, где α_Z угол, образованный единичным вектором и осью Z_КА;

cos γ=γ_КА, где γ угол, образованный единичным вектором и осью Y_КА.

Используя равенство (2, 3, 4), можно получить значения:

- угла между плоскостью, образованной осями X_КА и Y_КА, и плоскостью, образованной осью Y_КА и единичным вектором направлением на Солнце ψ_КА=arctg (α_ПОС/β_пос) или arcctg (β_пос/α_ПОС);

- угла между плоскостью, образованной осями Y_КА и Z_КА и плоскостью, образованной осью Х_КА и единичным вектором направлением на Солнце φ_КА=arctg (α_ПОС/γ_КА) или arcctg (γ_КА/α_ПОС).

Аналогичным образом получают значения углов ψ_ОСК и φ_ОСК для ОСК, используя априорно рассчитанные значения α_ОСК, β_ОСК и γ_ОСК.

Используя значения φ_КА и ψ_КА, а так же φ_ОСК и ψ_ОСК, для ОСК рассчитывают углы рассогласования ориентации осей Х_КА и Y_КА в ОСК для данного момента времени, которые равны Δφ_КА=φ_ОСК-φ_КА и Δψ_КА=ψ_ОСК-ψ_КА соответственно.

Описанный способ может быть использован только на «солнечной» части витка.

Изобретение относится к системам управления движением космических аппаратов (КА) вокруг центра масс. Способ заключается в том, что перед началом ориентации осей КА в орбитальную (подвижную) систему координат в бортовую вычислительную машину записывают параметры его орбиты. Задают КА поисковую угловую скорость для захвата Солнца полем обзора прибора ориентации. После захвата Солнца снижают угловую скорость, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора прибора ориентации. Вокруг одной из осей КА, которая в конце ориентации должна стать перпендикулярной к плоскости орбиты, создают угловую скорость, равную по величине угловой скорости вращения орбитальной системы координат вокруг ее оси Z_ОСК для орбиты этого КА. При автоматическом расчете углов рассогласования между орбитальными и связанными осями используют один и тот же единичный вектор направления на Солнце в обеих системах осей координат. Две проекции этого вектора на связанные оси рассчитывают по измерениям прибора ориентации на Солнце, а третью проекцию на связанную ось координат определяют исходя из свойства данного вектора как единичного. Разворотами вокруг двух других связанных осей КА завершают его ориентацию в орбитальную систему координат. Техническим результатом изобретения является возможность автоматически рассчитывать указанные выше углы рассогласования по результатам измерения только направления на Солнце, ориентируя связанные оси КА в орбитальную систему координат на «солнечной» части витка. 2 ил.

Способ ориентации осей космического аппарата в орбитальную систему координат, включающий запись в бортовую вычислительную машину параметров орбиты космического аппарата, задание космическому аппарату поисковой угловой скорости для обеспечения захвата Солнца полем обзора прибора ориентации, снижение до нуля поисковой угловой скорости, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора прибора ориентации, отличающийся тем, что вокруг одной из осей космического аппарата, которая в конце ориентации должна быть перпендикулярной плоскости орбиты, создают угловую скорость, равную по величине угловой скорости вращения орбитальной системы координат вокруг ее оси Z_ОСК для орбиты этого космического аппарата, причем используют один и тот же единичный вектор направления на Солнце в орбитальной и связанной с космическим аппаратом системах координат для автоматического расчета углов рассогласования, рассчитывая две проекции этого вектора на связанные с космическим аппаратом оси координат по измерениям прибора ориентации на Солнце, а третью проекцию этого вектора на связанную ось координат определяют исходя из свойства этого вектора как единичного, при этом разворотами вокруг двух других связанных осей завершают ориентацию космического аппарата в орбитальную систему координат.