СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С НЕПОДВИЖНЫМИ ПАНЕЛЯМИ СОЛНЕЧНЫХ БАТАРЕЙ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ЭКСПЕРИМЕНТОВ НА ОРБИТАХ С МАКСИМАЛЬНОЙ ДЛИТЕЛЬНОСТЬЮ ТЕНЕВОГО УЧАСТКА Российский патент 2012 года по МПК B64G1/24 B64G1/44 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космического аппарата (КА) при выполнении экспериментов и исследований.

Известен способ управления ориентацией КА, включающий выставку осей аппарата и поддержание углового положения с помощью двигателей ориентации [1].

Однако для использования данного способа необходимо расходовать рабочее тело, что приводит, кроме того, к загрязнению оптических поверхностей КА и вызывает микроускорения на борту КА.

Наиболее близким к предлагаемому, прототипом, является способ, включающий выставку оси КА, соответствующую минимальному моменту инерции, на центр Земли и орбитальное смещение аппарата [2]. Данный способ используется для КА, имеющих вытянутую форму, т.е. когда момент инерции относительно продольной оси значительно (в 7 и более раз) меньше момента инерции относительно поперечных осей.

В этом случае обеспечивается гравитационная ориентация КА вытянутой формы, которая не требует для поддержания расхода рабочего тела и, следовательно, при этом не загрязняются оптические поверхности КА и не вызывают ускорения из-за работы двигателей управления ориентацией.

Однако при нахождении Солнца вблизи плоскости орбиты КА в этом случае не получает электрическую энергию. Это связано с тем, что при трехосной гравитационной ориентации продольная ось ОХ КА ориентируется на центр Земли, ось ОУ, соответствующая максимальному моменту инерции, ориентируется перпендикулярно плоскости орбиты, а ось OZ, по которой размещены неподвижные панели солнечных батарей (СБ), оказывается в плоскости орбиты. Для одноосной гравитационной ориентации КА с неподвижными каналами СБ также в общем случае не обеспечивается достаточный приход электроэнергии [2] - [4].

Техническим результатом предлагаемого способа является обеспечение энергоприхода при управлении ориентацией КА с неподвижными панелями СБ в процессе выполнения экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка.

Технический результат достигается чем, что в предлагаемом способе одноосной ориентации КА, основанном на выставке продольной оси космического аппарата на центр Земли, орбитальном смещении аппарата и закрутке вокруг продольной оси, при нахождении Солнца вблизи плоскости орбиты совмещают плоскость солнечных батарей с плоскостью орбиты к моменту прохождения утреннего терминатора, измеряют и отслеживают угол между перпендикуляром к активной поверхности солнечных батарей и направлением на Солнце, закрутку космического аппарата вокруг продольной оси в направлении, соответствующем уменьшению измеряемого и отслеживаемого угла между перпендикуляром к активной поверхности солнечных батарей и направлением на Солнце, осуществляют в момент прохождения утреннего терминатора с угловой скоростью в диапазоне ω=360°/T - 720°/T, где Т - период обращения космического аппарата на орбите, в секундах. За счет выполнения предлагаемых действий КА в момент прохождения утреннего терминатора начнет получать электрическую энергию, т.к. при этом активные панели СБ начнут поворачиваться на Солнце. Освещение активных панелей СБ будет увеличиваться и при ω=360°/Т закончится при прохождении КА вечернего терминатора. Далее электропитание систем КА будет осуществляться в соответствии с принятой схемой электроснабжения от аккумуляторных батарей, подзаряд которых выполняется при освещении панелей СБ Солнцем. Заметим также, что закрутка КА вокруг продольной оси с угловой скоростью из интервала ω=360°/Т_сек -720°/Т_сек не приведет к нарушению одноосной гравитационной ориентации КА, т.к. моменты инерции КА вокруг поперечных осей значительно (~ в 7 и более раз) превышают величину момента инерции вокруг продольной оси КА. При выборе угловой скорости из предлагаемого интервала приход электрической энергии будет несколько отличаться от оптимального значения, получаемого при ω=360°/Т, однако положительный эффект в предлагаемом способе будет по-прежнему.

Запишем уравнения вращательного движения КА.

КА считается твердым телом, геоцентрическое движение его центра масс - кеплеровым эллиптическим. Элементы этого движения находятся по данным радиоконтроля орбиты. Для записи уравнений введем две правые декартовы системы координат - орбитальную ОХ₁Х₂Х₃Х и образованную главными центральными осями инерции КА Ох₁х₂х₃. Точка О - центр масс КА, оси ОХ₃ и ОХ₁ направлены соответственно вдоль геоцентрического радиуса - вектора точки О и по трансверсали к орбите в этой точке. Упрощая модель, полагаем, что ось Ох₁ направлена вдоль продольной оси КА в сторону агрегатного отсека, ось Ох₂ перпендикулярна плоскости солнечных батарей, светочувствительная сторона которых обращена к полупространству х₂>0.

Положение системы Ох₁х₂х₃ относительно системы OX₁X₂X₃ будем задавать углами γ, δ и β, которые введем следующим образом. Система ОХ₁Х₂Х₃ может быть переведена в систему Ox₁x₂x₃ тремя последовательными поворотами: 1) на угол δ+π/2 вокруг оси ОХ₂, 2) на угол β вокруг новой оси ОХ₃, 3) на угол γ вокруг новой оси ОХ₁, совпадающей с осью Ох₁. Матрицу перехода от системы Ох₁х₂х₃ к системе ОХ₁Х₂Х₃ обозначим ||α_i||³ _i=1, где α_i - косинус угла между осями ОХ_i и Ох_j. Элементы этой матрицы выражаются через введенные углы с помощью формул

α₁₁ = -sin δ cos β, α₂₁=sin β, α₁₂ = cos δ sin γ+sin δ sin β cos γ, α₂₂=cos β cos γ, α₁₃ = cos δ cos γ-sin δ sin β sin γ, α₂₃= -cos β sinγ, α₃₁ = -cos δ cos β,   α₃₂ = -sin δ sin γ+cos δ sin β cos γ,   α₃₃ = -sin δ cos γ - cos δ sin β sin γ.  

В уравнениях вращательного движения КА учитываются гравитационный и восстанавливающий аэродинамический моменты. Эти уравнения имеют вид

Здесь точка означает дифференцирование по времени t, ω_i (i=1, 2, 3) - компоненты абсолютной угловой скорости КА в системе Ох₁х₂х₃, параметры р₁ характеризуют действующий на КА аэродинамический момент, ω₀ - модуль абсолютной угловой скорости орбитальной системы координат, I_i - моменты инерции КА относительно осей Ох_i; µ - гравитационный параметр Земли, τ - геоцентрическое расстояние точки О, ρ_α- плотность атмосферы в этой точке, V₁ - компоненты скорости точки О относительно поверхности Земли в орбитальной системе координат, Е - масштабирующий множитель.

Полученные уравнения (1) позволяют оценить вращательные движения КА при различных начальных условиях и иллюстрируют сформулированные понятия и положения.

В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа на грузовом корабле «Прогресс» при проведении экспериментов с гравитационно-чувствительной аппаратурой. Для выставки продольной оси КА, соответствующей минимальному моменту инерции, на центр Земли и орбитального смещения аппарата, могут использоваться штатные средства системы управления корабля «Прогресс» - штатные датчики угловой скорости (ДУС), система управления ориентацией корабля «Прогресс», двигатели ориентации. Для совмещения плоскости СБ с плоскостью орбиты и для закрутки КА вокруг выставленной на центр Земли оси аппарата с угловой скоростью ω=360°/T-720°/Т, где Т - период обращения космического аппарата на орбите, могут использоваться штатные средства системы управления ориентацией корабля «Прогресс». Для измерения и отслеживания угла между плоскостью орбиты и Солнцем и угла между перпендикуляром к активной поверхности СБ и направлением на Солнце могут использоваться штатные солнечные датчики и вычислительные устройства. Закрутка аппарата производится на время, необходимое для проведения экспериментов, и может достигать нескольких десятков витков.

Предлагаемый способ позволяет использовать космические аппараты с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка и обеспечивать при этом приход электрической энергии на КА за счет освещения панелей СБ солнечным светом.

Список литературы

1. Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. Управление космическими летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1974.

2. Беляев М.Ю. Научные эксперименты на космических кораблях и орбитальных станциях. - М.: Машиностроение, 1984.

3. Белецкий В.В. Движение искусственного спутника относительно центра масс. - М.: Наука, 1965.

4. Черноусько Ф.Л. Об устойчивости регулярной прецессии спутника. Прикладная математика и механика, 1963, т.28, вып.1, с.155-157.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными относительно корпуса КА панелями солнечных батарей (СБ). Способ управления включает гравитационную ориентацию КА и его закрутку вокруг продольной оси (минимального момента инерции). При нахождении Солнца вблизи плоскости орбиты совмещают эту плоскость с плоскостью СБ к моменту прохождения утреннего терминатора. Измеряют и отслеживают угол между перпендикуляром к активной поверхности СБ и направлением на Солнце. В момент прохождения утреннего терминатора осуществляют закрутку КА в направлении, соответствующем уменьшению указанного угла, причем угловую скорость закрутки выбирают из диапазона 360°/Т - 720°/Т, где Т - период обращения КА по орбите. Техническим результатом изобретения является обеспечение достаточного поступления энергии СБ на орбитах с максимальной длительностью теневого участка.

Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка, включающий гравитационную ориентацию космического аппарата и закрутку вокруг его продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции, отличающийся тем, что при нахождении Солнца вблизи плоскости орбиты совмещают плоскость солнечных батарей с плоскостью орбиты к моменту прохождения утреннего терминатора, измеряют и отслеживают угол между перпендикуляром к активной поверхности солнечных батарей и направлением на Солнце, а закрутку космического аппарата вокруг продольной оси в направлении, соответствующем уменьшению измеряемого и отслеживаемого угла между перпендикуляром к активной поверхности солнечных батарей и направлением на Солнце, осуществляют в момент прохождения утреннего терминатора с угловой скоростью из диапазона ω=360°/Т - 720°/Т, где Т - период обращения космического аппарата по орбите в секундах.