СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ Российский патент 2013 года по МПК B64G1/24 

Описание патента на изобретение RU2501720C1

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к управлению нестационарными объектами - космическими аппаратами.

Известен способ ориентации космического аппарата, заключающийся в измерении сигнала угла ориентации и сигнала угловой скорости, формировании сигнала задания и формировании сигнала управления космическим аппаратом.

Известно устройство для реализации способа ориентации космического аппарата, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, двигатель-маховик, третий сумматор, космический аппарат, датчик угловой скорости и датчик угла, выход второго усилителя соединен со вторым входом второго сумматора [1].

Известный способ ориентации космического аппарата и устройство для реализации способа имеют недостаток, который заключается в низкой точности ориентации и малой надежности функционирования из-за отказов датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения космического аппарата.

С целью устранения указанных недостатков известных способа ориентации космического аппарата и устройства для его реализации предложенный способ отличается тем, что формируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости вращения космического аппарата, формируют сигнал оценки управления, определяют сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определяют сигнал оценки момента инерции космического аппарата и сигнал оценки внешней помехи по формулам соответственно

где - начальное значение сигнала оценки момента инерции космического аппарата, ΔU - сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления, φз - заданное значение угла ориентации, ε - сигнал разности сигнала угла ориентации φ и сигнала оценки угла ориентации , t - текущее время, λ, а 0, а 1=const>0, с учетом которых корректируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости и используют их для формирования сигнала управления ориентацией космического аппарата, а устройство, его реализующее, отличается тем, что оно содержит блок памяти, семь сумматоров, три усилителя, блок задания постоянной величины, два умножителя, четыре интегратора, два нормально разомкнутых переключателя, пять нормально замкнутых переключателей, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные третий усилитель, пятый сумматор, шестой сумматор, модель двигателя-маховика, первый умножитель, первый интегратор, второй интегратор, седьмой сумматор, первый нормально замкнутый переключатель, третий интегратор, второй умножитель, второй нормально замкнутый переключатель, блок памяти, девятый сумматор соединен со вторым входом первого умножителя, выход датчика угловой скорости через третий нормально замкнутый переключатель соединен со входом второго усилителя, а через последовательно соединенные десятый сумматор и четвертый усилитель - со вторым входом восьмого сумматора, третий вход которого соединен со входом третьего интегратора, выход первого интегратора соединен со вторым входом десятого сумматора, а через последовательно соединенные пятый усилитель и первый нормально разомкнутый переключатель - с третьим входом второго сумматора, выход пятого усилителя соединен со вторым входом пятого сумматора, выход второго интегратора соединен с первым входом четвертого сумматора, а через второй нормально разомкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, второй вход которого соединен со вторым входом четвертого сумматора и вторым входом второго умножителя, выход датчика угла ориентации соединен со вторым входом седьмого сумматора, а через четвертый нормально замкнутый переключатель - с третьим входом первого сумматора, выход второго сумматора через последовательно соединенные одиннадцатый сумматор, пятый нормально замкнутый переключатель и четвертый интегратор соединен со вторым входом шестого сумматора, выход шестого сумматора соединен со вторым входом одиннадцатого сумматора, а выход блока задания постоянной величины соединен со вторым входом девятого сумматора.

Сущность предложенных способа и устройства поясняется чертежом.

На чертеже приняты следующие обозначения:

1 - четвертый сумматор;

2 - третий усилитель;

3 - пятый сумматор;

4 - модель двигателя-маховика;

5 - шестой сумматор;

6 - пятый усилитель;

7 - первый умножитель;

8 - первый интегратор;

9 - второй интегратор;

10 - второй нормально разомкнутый переключатель;

11 - первый нормально разомкнутый переключатель;

12 - блок задания постоянной величины;

13 - девятый сумматор;

14 - четвертый интегратор;

15 - второй умножитель;

16 - восьмой сумматор;

17 - третий интегратор;

18 - седьмой сумматор;

19 - четвертый усилитель;

20 - десятый сумматор;

21 - одиннадцатый сумматор;

22 - пятый нормально замкнутый переключатель;

23 - первый сумматор;

24 - первый усилитель;

25 - второй сумматор;

26 - двигатель-маховик;

27 - третий сумматор;

28 - космический аппарат;

29 - датчик угловой скорости;

30 - второй усилитель;

31 - третий нормально замкнутый переключатель;

32 - четвертый нормально замкнутый переключатель;

33 - датчик угла ориентации;

34 - первый нормально замкнутый переключатель;

35 - основной контур ориентации (ОКО) космического аппарата;

36 - математическая модель ОКО;

37 - второй нормально замкнутый переключатель;

38 - блок памяти.

Функционирует устройство для реализации способа ориентации космического аппарата следующим образом. Сигнал задания φз(t) поступает одновременно на основной контур управления 35 и математическую модель ОКО 36 (см. чертеж).

Как видно из чертежа, ОКО 35 составляют последовательно соединенные первый сумматор 23, первый усилитель 24, второй сумматор 25, двигатель-маховик 26, третий сумматор 27, космический аппарат 28, датчик угловой скорости 29, датчик угла 33, выход которого через четвертый нормально замкнутый переключатель 32 соединен с первым сумматором 23, образуя отрицательную обратную связь по углу ориентации φ(t), а с выхода датчика угловой скорости 29 угловая скорость поступает на вход второго сумматора 25, образуя отрицательную обратную связь по угловой скорости . На второй вход третьего сумматора 27 поступает внешняя помеха Mв(t). На параметры космического аппарата 28 действует мультипликативная помеха

Математическая модель ОКО 36 состоит из аналогичных ОКО 35 элементов структурной схемы: последовательно соединенные четвертый сумматор 1, третий усилитель 2, пятый сумматор 3, шестой сумматор 5, модель двигателя-маховика 4 и модель космического аппарата, выполненная в виде последовательно соединенных первого умножителя 7, первого интегратора 8 и второго интегратора 9. В математической модели ОКО 36 также содержатся отрицательные обратные связи по оценке угловой скорости и оценке угла ориентации с выходов первого интегратора 8 на вход пятого сумматора 3 и с выхода второго интегратора 9 на вход четвертого сумматора 1.

Ввиду того, что на космический аппарат 28 действуют внешние помехи Mв(t) и F(t), а на математическую модель ОКО 36 космического аппарата 28 - на входе первого умножителя 7 - внешние помехи F(t) и Mв(t) отсутствуют, то оценки и не будут совпадать с их реальными значениями соответственно и φ(f).

Следовательно, управление U(t) в ОКО 35 на выходе второго сумматора 25 будет отличаться от управления Um(t) в модели ОКО 36 на выходе шестого сумматора 5. Будем имитировать действие внешней помехи Мв в ОКО 35 в виде оценки внешней помехи в модели ОКО 36.

С этой целью с помощью одиннадцатого сумматора 21 пятого нормально замкнутого переключателя 22 и четвертого интегратора 14 сформируем значение оценки в виде

где Кgm - передаточная функция модели двигателя-маховика 4. При этом достаточно скорректировать значение Um(t) на выходе шестого сумматора 5. Кроме того, момент инерции J(t) космического аппарата в общем случае отличается от его оценки в блоке задания постоянной величины 12. Для определения истинного значения момента инерции J(t) сформируем с помощью метода покомпонентного формирования управлений, основанном на использовании функций Ляпунова, сигнал подстройки ΔJ(t) на выходе второго умножителя 15 в виде

который однозначно определяет структуру из соединенных (как указано на чертеже) седьмого сумматора 18, первого нормально замкнутого переключателя 34, третьего интегратора 17, восьмого сумматора 16, десятого сумматора 20, четвертого усилителя 19, второго умножителя 15, второго нормально замкнутого переключателя 37, блока памяти 38, блока задания постоянной величины 12 и девятого сумматора 13.

Согласно предложенному способу ориентации сигнал задания является входным сигналом для основного контура ориентации 35 и математической модели ОКО 36. Сигнал управления U(t) формируется на выходе второго сумматора 25, а сигнал оценки управления Um(t) - на выходе шестого сумматора 5. На выходах датчика угловой скорости 29 и датчика угла ориентации 33 формируются соответственно угловая скорость вращения космического аппарата 28 и угол ориентации φ(t).

Сигнал приращения ΔJ(t) значения момента инерции J(t) космического аппарата 28 запоминается на выходе блока памяти 38 и является функцией рассогласования ε(t):

и сигнала задания φз(t).

Сигнал оценки внешнего момента (помехи) формируется с помощью одиннадцатого сумматора 21, пятого нормально замкнутого переключателя 22, четвертого интегратора 14, шестого сумматора 5 и модели двигателя-маховика 4.

При ε(t)=0 на вход третьего интегратора 17 поступает нулевой сигнал, значение Δφ(t) на выходе блока памяти 38 при этом будет постоянным, а на выходе девятого сумматора 13 - оценка момента инерции космического аппарата 28.

Теперь можно использовать математическую модель ОКО 36 в качестве датчика угловой скорости 29 и датчика угла 33, если одновременно разомкнуть нормально замкнутые переключатели 22, 37, 34, 31 и 32 и замкнуть нормально разомкнутые переключатели 10 и 11.

При этом целесообразно использование математической модели ОКО 36 в качестве датчиков угловой скорости 29 и угла ориентации 33 до тех пор, пока ошибка ε(t) будет в пределах допустимых значений, что определяется, очевидно, изменениями внешней помехи Mв(t) и значениями момента инерции J(t) космического аппарата 28.

Использование в способе ориентации космического аппарата и устройства для его реализации канала оценки и - математической модели ОКО 36 - позволяет получить технический эффект, который заключается в повышении точности ориентации и надежности функционирования при отказах датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения космического аппарата.

Изобретательский уровень предложенного технического решения подтверждается отличительными частями формулы изобретения по пп.1 и 2.

Литература

1. Васильев В.Н. Системы ориентации космических аппаратов / В.Н.Васильев. - М.: ФГУП «НПП ВНИИЭМ», 2009. С.149-156 (прототип).

Похожие патенты RU2501720C1

название год авторы номер документа
СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 2013
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Соколов Владимир Николаевич
  • Шатский Михаил Александрович
  • Самус Петр Александрович
  • Лащев Анатолий Яковлевич
RU2536010C1
СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 2013
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Соколов Владимир Николаевич
  • Лащев Анатолий Яковлевич
  • Кравчук Сергей Валентинович
  • Шатский Михаил Александрович
  • Самус Петр Александрович
RU2519288C1
СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 2012
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Соколов Владимир Николаевич
  • Шатский Михаил Александрович
  • Лащев Анатолий Яковлевич
RU2514649C2
СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПО УГЛУ КРЕНА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 2014
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Соколов Владимир Николаевич
  • Лащев Анатолий Яковлевич
  • Шатский Михаил Александрович
  • Рябогин Николай Владимирович
RU2564936C1
СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПО УГЛУ КРЕНА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 2013
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Соколов Владимир Николаевич
  • Шатский Михаил Александрович
  • Самус Петр Александрович
  • Рябогин Николай Владимирович
  • Лащев Анатолий Яковлевич
RU2567312C2
СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 2012
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Соколов Владимир Николаевич
  • Шатский Михаил Александрович
  • Самус Петр Александрович
  • Лащев Анатолий Яковлевич
RU2514650C2
СПОСОБ ИЗМЕРЕНИЯ ВЕКТОРА УГЛОВОЙ СКОРОСТИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 2012
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Соколов Владимир Николаевич
  • Шатский Михаил Александрович
  • Рябогин Николай Владимирович
  • Самус Петр Александрович
RU2519603C2
Способ управления пространственной ориентацией космического аппарата и система управления для его реализации 2016
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Соколов Владимир Николаевич
  • Лащев Анатолий Яковлевич
  • Шатский Михаил Александрович
  • Куркин Михаил Сергеевич
RU2618856C1
Система восстановления курсовой ориентации космического аппарата с использованием орбитального гирокомпаса 2017
  • Абезяев Илья Николаевич
  • Андреяненкова Алена Викторовна
  • Величко Павел Евгеньевич
  • Зимин Сергей Николаевич
  • Поцеловкин Анатолий Игоревич
  • Фокин Дмитрий Владиславович
RU2676844C1
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ НЕИСПРАВНОСТЕЙ ГИРОСКОПИЧЕСКОГО ИЗМЕРИТЕЛЯ ВЕКТОРА УГЛОВОЙ СКОРОСТИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 2011
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Шипов Андрей Александрович
  • Моргунова Светлана Николаевна
  • Кравчук Сергей Валентинович
  • Соколов Владимир Николаевич
RU2495379C2

Иллюстрации к изобретению RU 2 501 720 C1

Реферат патента 2013 года СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ

Изобретение относится к космической технике, а именно к системам управления космическим аппаратом (КА). Устройство для ориентации космического аппарата содержит одиннадцать сумматоров, пять усилителей, два нормально разомкнутых переключателя, пять нормально замкнутых переключателей, четыре интегратора, два умножителя, КА, двигатель-маховик, модель двигателя-маховика, датчики угловой скорости и угла ориентации, блок задания постоянной величины, блок памяти. Измеряют сигналы угла ориентации и угловой скорости, формируют сигналы задания и управления КА, формируют сигналы оценки угла ориентации, угловой скорости, задания и управления, определяют разность между соответствующими сигналами и сигналами оценки, определяют сигналы оценки момента инерции КА и оценки внешней помехи, корректируют и формируют сигнал ориентации КА. Изобретение позволяет повысить точность ориентации КА, надежность функционирования при отказах датчиков угла ориентации и угловой скорости вращения КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Формула изобретения RU 2 501 720 C1

1. Способ ориентации космического аппарата, заключающийся в измерении сигнала угла ориентации и сигнала угловой скорости, формировании сигнала задания и формировании сигнала управления космическим аппаратом, отличающийся тем, что формируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости вращения космического аппарата, формируют сигнал оценки управления, определяют сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определяют сигнал оценки момента инерции космического аппарата и сигнал оценки внешней помехи по формулам соответственно


где - начальное значение сигнала оценки момента инерции космического аппарата, ΔU - сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления, φз - заданное значение угла ориентации, ε - сигнал разности сигнала угла ориентации φ и сигнала оценки угла ориентации , t - текущее время, λ, а 0, а 1=const>0, с учетом которых корректируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости и используют их для формирования сигнала управления ориентацией космического аппарата.

2. Устройство для реализации способа управления космическим аппаратом по п.1, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, двигатель-маховик, третий сумматор, космический аппарат, датчик угловой скорости и датчик угла ориентации, выход второго усилителя соединен со вторым входом второго сумматора, отличающееся тем, что оно содержит блок памяти, семь сумматоров, три усилителя, блок задания постоянной величины, два умножителя, четыре интегратора, два нормально разомкнутых переключателя, пять нормально замкнутых переключателей, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные третий усилитель, пятый сумматор, шестой сумматор, модель двигателя-маховика, первый умножитель, первый интегратор, второй интегратор, седьмой сумматор, первый нормально замкнутый переключатель, третий интегратор, второй умножитель, второй нормально замкнутый переключатель, блок памяти, девятый сумматор соединен со вторым входом первого умножителя, выход датчика угловой скорости через третий нормально замкнутый переключатель соединен со входом второго усилителя, а через последовательно соединенные десятый сумматор и четвертый усилитель - со вторым входом восьмого сумматора, третий вход которого соединен со входом третьего интегратора, выход первого интегратора соединен со вторым входом десятого сумматора, а через последовательно соединенные пятый усилитель и первый нормально разомкнутый переключатель - с третьим входом второго сумматора, выход пятого усилителя соединен со вторым входом пятого сумматора, выход второго интегратора соединен с первым входом четвертого сумматора, а через второй нормально разомкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, второй вход которого соединен со вторым входом четвертого сумматора и вторым входом второго умножителя, выход датчика угла соединен со вторым входом седьмого сумматора, а через четвертый нормально замкнутый переключатель - с третьим входом первого сумматора, выход второго сумматора через последовательно соединенные одиннадцатый сумматор, пятый нормально замкнутый переключатель и четвертый интегратор соединен со вторым входом шестого сумматора, выход шестого сумматора соединен со вторым входом одиннадцатого сумматора, а выход блока задания постоянной величины соединен со вторым входом девятого сумматора.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2013 года RU2501720C1

СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ ГЕОСТАЦИОНАРНОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА, ОСНАЩЕННОГО РАДИОМАЯКОМ 2006
  • Севастьянов Николай Николаевич
  • Верхотуров Владимир Иванович
  • Орлов Александр Герасимович
  • Блинов Виктор Алексеевич
  • Ковтун Владимир Семенович
  • Платонов Валерий Николаевич
  • Орловский Игорь Владимирович
RU2354590C2
RU 2011143133 A, 25.10.2011
US 6481671 B1, 19.11.2002
US 6772978 B2, 10.08.2004.

RU 2 501 720 C1

Авторы

Сыров Анатолий Сергеевич

Соколов Владимир Николаевич

Шатский Михаил Александрович

Самус Петр Александрович

Лащев Анатолий Яковлевич

Даты

2013-12-20Публикация

2012-09-13Подача