СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ КОСМИЧЕСКОГО ТРАНСПОРТНОГО ГРУЗОВОГО КОРАБЛЯ С НЕПОДВИЖНЫМИ ПАНЕЛЯМИ СОЛНЕЧНЫХ БАТАРЕЙ ПРИ ПРОВЕДЕНИИ РАБОТ В УСЛОВИЯХ ВРАЩАТЕЛЬНОГО ДВИЖЕНИЯ Российский патент 2015 года по МПК B64G1/24 B64G1/44 

Описание патента на изобретение RU2539266C2

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при управлении ориентацией космических аппаратов (КА) при проведении работ в условиях вращательного движения.

Вращательное движение КА используется, например, при проведении экспериментов и исследований в области микрогравитации и реализуется закрутками КА вокруг направлений, задаваемых в строительной системе координат КА.

Рассматриваем КА типа транспортных грузовых кораблей (ТГК), совершающих миссии к космической орбитальной станции - например, к международной космической станции. На данных КА исследования удобно проводить на этапе их автономного полета после отстыковки от орбитальной станции.

Известен способ управления ориентацией КА, включающий выставку осей КА и поддержание углового положения с помощью двигателей ориентации (Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. Управление космическими летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1974). Однако для использования данного способа необходимо расходовать рабочее тело, что вызывает, кроме то, непрогнозируемые микроускорения на борту КА.

Известен способ одноосной ориентации КА вытянутой формы (Патент РФ №2457159, приоритет от 30.08.2010, МПК (2006.01) B64G 1/34), включающий гравитационную ориентацию КА, после которой производят закрутку КА вокруг выставленной в центр Земли оси КА с угловой скоростью

ω X = I Y Z 5 I X ω o ,  (1)

где IX- момент инерции КА вокруг продольной оси;

IYZ - среднее значение близких по величине моментов инерции вокруг поперечных осей;

ωo - модуль абсолютной угловой скорости орбитальной системы координат.

Данный способ позволяет повысить точность одноосной ориентации КА и снизить уровень микроперегрузок, действующих на КА в полете, но не обеспечивает учета освещенности СБ для обеспечения необходимого прихода электроэнергии при проведении неэнергоемких экспериментов.

Известен способ управления ориентацией КА с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка (Патент РФ №2457158, приоритет от 22.09.2010, МГЖ (2006.01) B64G 1/24, 1/44 - прототип), включающий гравитационную ориентацию КА и закрутку вокруг его продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции, при нахождении Солнца вблизи к плоскости орбиты совмещают эту плоскость с плоскостью СБ к моменту прохождения утреннего терминатора, измеряют и отслеживают угол между перпендикуляром к активной (рабочей) 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 задаваемого диапазона значений.

Способ-прототип позволяет обеспечить некоторое освещение СБ и приход электроэнергии для проведения неэнергоемких экспериментов. При этом солнечное излучение поступает на СБ с направлений, существенно отстоящих от нормали в рабочей поверхности СБ, вследствие чего генерируемый СБ ток существенно отличается от максимального тока, который способны генерировать СБ. В то же время, при выполнении ряда экспериментов, в том числе, по росту кристаллов, нужно обеспечить большой съем электроэнергии с СБ, т.к. для проведения таких экспериментов используется энергоемкая аппаратура.

С другой стороны, ТГК используется как для доставки грузов на орбитальную станцию, так и для удаления грузов со станции. При этом распределение масс удаляемых грузов внутри ТГК является слабо прогнозируемым и загруженный ТГК имеет неточно известные инерционные характеристики - их фактические значения существенно отличаются от проектных или теоретически прогнозируемых расчетных оценок. Способ-прототип не позволяет учесть рассогласование между проектными и фактическими инерционными характеристиками ТГК, в том числе определить фактические инерционные характеристики ТГК после его загрузки удаляемыми с космической орбитальной станции грузами. Это приводит к использованию при управлении ориентацией ТГК его приближенных (т.е. недостоверных) инерционных характеристик. При этом неуправляемое вращательное движение ТГК в процессе закрутки, выполненной вокруг неточно заданной главной центральной оси инерции, будет иметь возмущения, которые являются нежелательными при проведении экспериментов и исследований в области микрогравитации.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является обеспечение управления ориентацией ТГК с неподвижными панелями СБ при проведении работ в условиях вращательного движения ТГК вокруг его главных центральных осей инерции.

Технический результат предлагаемого изобретения заключается в повышении энергоприхода от СБ за счет использования отраженного от Земли излучения в режиме закрутки загруженного удаляемыми с космической орбитальной станции грузами ТГК.

Технический результат достигается тем, что в способе управления ориентацией космического ТГК с неподвижными панелями СБ при проведении работ в условиях вращательного движения, включающем гравитационную ориентацию ТГК и закрутку ТГК вокруг выставленной на центр Земли оси ТГК с угловой скоростью, значение которой определяется из условия устойчивости гравитационной ориентации ТГК, дополнительно производят закрутку ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек, в течение данной закрутки на интервале времени длительностью не менее одного витка измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат, по измеренным значениям компонент угловой скорости ТГК определяют направления главных центральных осей инерции ТГК, определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты ТГК, определяют высоту орбиты ТГК, по которой определяют угол полураствора видимого с ТГК диска Земли, и при превышении углом между направлением на Солнце и плоскостью орбиты угла полураствора видимого с ТГК диска Земли осуществляют построение гравитационной ориентации ТГК путем разворота ТГК до совмещения оси минимального момента инерции ТГК, составляющей минимальный угол с нормалью к рабочей поверхности СБ, с направлением в центр Земли, после чего осуществляют поддержание гравитационной ориентации ТГК путем выполнения закрутки ТГК вокруг оси минимального момента инерции с угловой скоростью, значение которой определяется из условия устойчивости гравитационной ориентации ТГК.

Суть предлагаемого изобретения поясняется чертежом, на котором представлена схема ориентации ТГК в процессе закрутки ТГК вокруг оси минимального момента инерции.

На чертеже введены обозначения:

1 - плоскость орбиты ТГК;

2 - область положений нормали к рабочей поверхности СБ в процессе закрутки ТГК;

3 - поверхность Земли;

О - центр Земли;

A1, A2 - положения ТГК на орбите;

L - направление от ТГК в центр Земли;

Q - угол полураствора видимого с ТГК диска Земли;

S - направление на Солнце;

β - угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты ТГК;

Ps - поток солнечного излучения;

Po - поток отраженного от земной поверхности излучения;

N - направление нормали к рабочей поверхности СБ;

x1 - ось минимального момента инерции ТГК, составляющая минимальный угол с нормалью к рабочей поверхности СБ.

Поясним предложенные в способе действия.

Рассматриваем этап автономного полета ТГК. В предлагаемом способе разворачивают ТГК до совмещения направления нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце и производят закрутку ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек.

В данной ориентации обеспечивается максимальный приход электроэнергии от СБ, необходимой для зарядки аккумуляторных батарей системы электроснабжения ТГК.

В течение выполнения закрутки измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат ТГК на интервале времени длительностью не менее одного витка.

По измеренным значениям компонент угловой скорости ТГК определяют текущие фактические значения компонент направлений главных центральных осей инерции ТГК в строительной системе координат.

Определение можно выполнить, например, следующим образом.

Используем следующие системы координат. Строительная система y1y2y3 жестко связана с корпусом ТГК. Считаем, например, что ось y1 параллельна продольной оси корабля и направлена от стыковочного узла к агрегатному отсеку, ось y2 направлена по нормали к рабочей поверхности СБ. Оси системы x1x2x3 параллельны главным центральным осям инерции ТГК. Положение системы x1x2x3 относительно системы y1y2y3 будем задавать углами γ, α и β, которые введем посредством следующего условия. Система y1y2y3 может быть переведена в систему х1х2х3 тремя последовательными поворотами: 1) на угол α вокруг оси y2, 2) на угол β вокруг новой оси у3, 3) на угол γ вокруг новой оси y1, совпадающей с осью х1. Матрицу перехода от системы х1х2х3 к системе y1y2y3 обозначим | | a i j | | i , j = 1 3 , где aij - косинус угла между осями yi и xj. Элементы этой матрицы являются функциями введенных углов.

Компоненты угловой скорости ТГК в системе x1x2x3 обозначим ωi (i=1, 2, 3). Для описания зависимости от времени величин ωi используем динамические уравнения Эйлера свободного твердого тела, на которое не действуют внешние механические моменты. Эти уравнения имеют вид

ω ˙ 1 = μ ω 2 ω 3 , ω ˙ 2 = μ ' μ 1 μ μ ' ω 3 ω 1 , ω ˙ 3 = μ ' ω 1 ω 2 ,  (2)

μ = J 2 J 3 J 1 ,   μ ' = J 2 J 1 J 3 ,

где Ji - моменты инерции ТГК относительно осей xi. Параметры µ, µ' и углы γ, α и β для конкретной стадии полета конкретного ТГК имеют некоторые проектные прогнозируемые значения, а их фактические величины определяются из обработки данных измерений угловой скорости, полученных во время выполнения закрутки ТГК.

Решение уравнений (2), описывающее изменение величин ωi во время рассматриваемых закруток, выражается приближенными формулами

ω1=λ[Asin v(t-t0)+В cosv(t-t0)],

ω2=Ω, (3)

ω3=Acosv(t-t0)-Bsinv(t-t0),

λ = μ μ ' ,   v = Ω μ μ ' .

Здесь А, В и Ω - произвольные постоянные. Формулы (3) тем точнее, чем меньше абсолютные величины отношений А/Ω, В/Ω.

Во время закрутки измеряется угловая скорость ТГК. Данные измерений имеют вид

t n ,   Ω 1 (n) ,   Ω 2 (n) ,   Ω 3 (n)   ( n = 1,2, ,N ) ,  (4)

где Ω i ( n ) (i=1, 2, 3), - измеренные значения компонент Ωi угловой скорости в строительной системе координат в момент времени tn: Ω i ( n ) ≈Ωi(tn), t1<t2<…<tN. Обработка этих данных, относящихся к конкретной закрутке ТГК, состоит в поиске решения уравнений (2), наилучшим образом согласующего эти данные с их расчетными аналогами

Ω i = k = 1 3 a i k ω k   ( i = 1,2,3 ) .

Здесь ωk могут задаваться как формулами (3), так и точным решением уравнений (2).

Обработка данных измерений (4) выполняется методом наименьших квадратов и состоит в минимизации выражения

Ф = n = 1 N i = 1 3 [ Ω i ( n ) Ω i ( t n ) ] 2 .

При использовании формул (3) минимизация выполняется по восьми параметрам: А, В, Ω, λ, v, γ, α и β, которые считаются независимыми. После того, как оценки этих параметров найдены, вычисляются µ=λµ/Ω, µ'=v/λΩ. При минимизации Ф на точных решениях уравнений (2) (это дает несколько более точные оценки) используются другие восемь параметров: ωi(t1)(i=1,2,3), µ, µ', γ, α и β. Характеристики точности найденных оценок рассчитываются в рамках стандартных допущений метода наименьших квадратов.

Результатом описанной методики обработки данных измерений (4), полученных для конкретной закрутки конкретного ТГК, загруженного удаляемыми с орбитальной станции грузами и совершающего автономный полет после отстыковки от станции, являются упомянутые наборы из восьми параметров, которые определяют фактические направления главных центральных осей инерции ТГК в строительной системе координат и безразмерные комбинации его главных центральных моментов инерции.

При этом для получения приемлемой точности определения главных центральных осей инерции угловая скорость закрутки ТГК, используемой для определения главных центральных осей инерции, должна быть достаточно большой. Высокая скорость закрутки парирует вредное влияние внешних моментов, т.к. чем выше скорость закрутки, тем на большем интервале времени движение ТГК можно считать свободным и получать необходимые измерения для их последующей целевой обработки. Выполненные расчеты и численные оценки показывают, что нижнее гарантированное значение угловой скорости закрутки, выполняемой для определения главных центральных осей инерции ТГК, составляет 1,5 град/сек при длительности интервала измерений угловой скорости не менее одного витка.

Таким образом, по вышеописанному вычислительному алгоритму определяются фактические значения компонент направлений главных центральных осей инерции ТГК в строительной системе координат.

После определения фактических значений компонент направлений главных центральных осей инерции ТГК в строительной системе координат определяют ось минимального момента инерции ТГК, составляющую минимальный угол с направлением нормали к рабочей поверхности СБ.

Определяют угол β между направлением на Солнце и плоскостью орбиты ТГК. Значение угла β в полете изменяется от 0 (Солнце в плоскости орбиаты) до его максимального значения, определяемого наклонением орбиты ТГК.

Определяют высоту орбиты ТГК, по которой определяют угол Q полураствора видимого с ТГК диска Земли. Определение может быть выполнено, например, по соотношению

Q = arcsin R Z R Z + H o r b ,  (5)

где Rz - радиус Земли,

Horb - высота орбиты ТГК.

Определяем момент времени, в который выполняется условие

β<Q. (6)

Данное условие соответствует нахождению ТГК на «солнечной» орбите - орбите, при которой в течение всего витка ТГК освещен Солнцем.

В момент времени, удовлетворяющий условию (6), осуществляют построение гравитационной ориентации ТГК путем разворота ТГК до совмещения вышеопределенной оси минимального момента инерции ТГК с направлением в центр Земли.

После этого осуществляют поддержание гравитационной ориентации ТГК путем выполнения закрутки ТГК вокруг оси минимального момента инерции с угловой скоростью, значение которой определяется из условия устойчивости гравитационной ориентации ТГК. Например, скорость такой закрутки может быть выбрана равной значению (1).

Поскольку ТГК находится на «солнечной» орбите, то в течение ½ каждого оборота вращения ТГК Солнце будет освещать рабочую поверхность СБ и в это время регулярно будет обеспечиваться приход электроэнергии от СБ. В моменты отсутствия достаточного освещения СБ электропитание систем ТГК осуществляется в соответствии с принятой схемой электроснабжения от аккумуляторных батарей.

Поскольку вышеопределенная ось минимального момента инерции ТГК, направленная в центр Земли, определена так, что составляет минимальный угол с направлением нормали к рабочей поверхности СБ, то в данной гравитационной ориентации ТГК нормаль к рабочей поверхности СБ будет повернута в сторону земной поверхности. Т.к. на «солнечной» орбите в течение всего витка часть видимой с ТГК земной поверхности всегда освещена Солнцем, то отраженное от земной поверхности излучение также будет поступать на СБ, увеличивая приход электроэнергии.

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.

Предлагаемое техническое решение обеспечивает повышение энергоприхода от СБ загруженного удаляемыми с космической орбитальной станции грузами ТГК при выполнении режима закрутки ТГК вокруг фактической оси минимального момента инерции при поддержании гравитационной ориентации ТГК, причем фактические главные центральные оси инерции ТГК предварительно определяются по измерениям угловой скорости вращения ТГК.

Выполнение закрутки ТГК вокруг фактической главной центральной оси инерции обеспечивает отсутствие возмущений вращательного движения ТГК, что требуется для проведения экспериментов и исследований в области микрогравитации, причем полученные фактические оси инерции могут существенно отличаться от их проектных оценок.

Повышение энергоприхода от СБ обеспечивается за счет использования отраженного от Земли излучения при поддержании гравитационной ориентации ТГК на «солнечной» орбите.

Достижение технического результата обеспечивается за счет построения предложенной ориентации ТГК, при которой нормаль к рабочей поверхности СБ направлена на Солнце, и выполнения предложенной закрутки ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ, выполнения предложенных измерений угловой скорости ТГК в предложенные моменты времени в процессе данной закрутки и определения по ним текущих фактических значений инерционных характеристик ТГК, построения в предложенный момент времени предложенной гравитационной ориентации ТГК и последующего выполнения предложенной закрутки ТГК.

В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа на таком ТГК, как корабль «Прогресс». Для реализации разворотов, закрутки ТГК и необходимых вычислений могут использоваться штатные средства системы управления корабля «Прогресс» - штатные датчики угловой скорости (ДУС), система управления ориентации корабля «Прогресс», двигатели ориентации, бортовой вычислитель. Для измерения и отслеживания угла между плоскостью орбиты и Солнцем и угла между нормалью к поверхности СБ и направлением на Солнце могут использоваться штатные солнечные датчики и вычислительные устройства. Закрутка корабля производится на время, необходимое для проведения экспериментов, и может достигать десятки витков.

Похожие патенты RU2539266C2

название год авторы номер документа
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ КОСМИЧЕСКОГО ТРАНСПОРТНОГО ГРУЗОВОГО КОРАБЛЯ С НЕПОДВИЖНЫМИ ПАНЕЛЯМИ СОЛНЕЧНЫХ БАТАРЕЙ ПРИ ПРОВЕДЕНИИ РАБОТ В УСЛОВИЯХ ВРАЩАТЕЛЬНОГО ДВИЖЕНИЯ 2013
  • Рулев Дмитрий Николаевич
  • Беляев Михаил Юрьевич
  • Монахов Михаил Иванович
  • Сазонов Виктор Васильевич
RU2539271C2
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ КОСМИЧЕСКОГО ТРАНСПОРТНОГО ГРУЗОВОГО КОРАБЛЯ С НЕПОДВИЖНЫМИ ПАНЕЛЯМИ СОЛНЕЧНЫХ БАТАРЕЙ ПРИ ПРОВЕДЕНИИ РАБОТ В УСЛОВИЯХ ВРАЩАТЕЛЬНОГО ДВИЖЕНИЯ 2013
  • Рулев Дмитрий Николаевич
  • Беляев Михаил Юрьевич
  • Монахов Михаил Иванович
  • Борисенко Юрий Николаевич
  • Жуков Дмитрий Николаевич
  • Матвеева Татьяна Владимировна
  • Сазонов Виктор Васильевич
  • Костиков Максим Вячеславович
RU2539068C2
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ТЕНЗОРА ИНЕРЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА 2014
  • Матвеева Татьяна Владимировна
  • Беляев Михаил Юрьевич
  • Сазонов Виктор Васильевич
RU2587663C2
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ТЕНЗОРА ИНЕРЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА 2014
  • Матвеева Татьяна Владимировна
  • Беляев Михаил Юрьевич
  • Сазонов Виктор Васильевич
RU2587762C2
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С НЕПОДВИЖНЫМИ ПАНЕЛЯМИ СОЛНЕЧНЫХ БАТАРЕЙ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ЭКСПЕРИМЕНТОВ 2014
  • Беляев Михаил Юрьевич
  • Рулев Дмитрий Николаевич
  • Монахов Михаил Иванович
  • Матвеева Татьяна Владимировна
  • Сазонов Виктор Васильевич
RU2562904C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С НЕПОДВИЖНЫМИ ПАНЕЛЯМИ СОЛНЕЧНЫХ БАТАРЕЙ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ЭКСПЕРИМЕНТОВ НА ОРБИТАХ С МАКСИМАЛЬНОЙ ДЛИТЕЛЬНОСТЬЮ ТЕНЕВОГО УЧАСТКА 2014
  • Монахов Михаил Иванович
  • Рулев Дмитрий Николаевич
  • Беляев Михаил Юрьевич
  • Матвеева Татьяна Владимировна
  • Сазонов Виктор Васильевич
RU2562903C1
СПОСОБ ОДНООСНОЙ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ВЫТЯНУТОЙ ФОРМЫ 2020
  • Матвеева Татьяна Владимировна
  • Беляев Михаил Юрьевич
  • Рулев Дмитрий Николаевич
  • Сазонов Виктор Васильевич
RU2764815C1
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ТЕНЗОРА ИНЕРЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА В ПОЛЕТЕ 2014
  • Матвеева Татьяна Владимировна
  • Беляев Михаил Юрьевич
RU2587764C2
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С НЕПОДВИЖНЫМИ ПАНЕЛЯМИ СОЛНЕЧНЫХ БАТАРЕЙ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ЭКСПЕРИМЕНТОВ НА ОРБИТАХ С МАКСИМАЛЬНОЙ ДЛИТЕЛЬНОСТЬЮ ТЕНЕВОГО УЧАСТКА 2010
  • Беляев Михаил Юрьевич
  • Брюханов Николай Альбертович
  • Бабкин Евгений Вячеславович
  • Матвеева Татьяна Владимировна
  • Сазонов Виктор Васильевич
  • Цветков Вячеслав Владимирович
RU2457158C2
СПОСОБ ОДНООСНОЙ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ВЫТЯНУТОЙ ФОРМЫ 2015
  • Рулев Дмитрий Николаевич
  • Беляев Михаил Юрьевич
  • Монахов Михаил Иванович
  • Матвеева Татьяна Владимировна
  • Сазонов Виктор Васильевич
RU2594057C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 539 266 C2

Реферат патента 2015 года СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ КОСМИЧЕСКОГО ТРАНСПОРТНОГО ГРУЗОВОГО КОРАБЛЯ С НЕПОДВИЖНЫМИ ПАНЕЛЯМИ СОЛНЕЧНЫХ БАТАРЕЙ ПРИ ПРОВЕДЕНИИ РАБОТ В УСЛОВИЯХ ВРАЩАТЕЛЬНОГО ДВИЖЕНИЯ

Изобретение относится к управлению движением космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек. В течение данной закрутки на интервале времени длительностью не менее одного витка измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат. По измеренным значениям определяют направления главных центральных осей инерции ТГК. Определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты ТГК. Определяют высоту орбиты ТГК и по ней - угол полураствора видимого с ТГК диска Земли. При превышении данным углом указанного угла полураствора осуществляют построение гравитационной ориентации ТГК, совмещая ось его миним. момента инерции, составляющую миним. угол с нормалью к рабочей поверхности СБ, с направлением на центр Земли. Поддерживают гравитационную ориентацию ТГК, закручивая его вокруг оси миним. момента инерции с угловой скоростью, определяемой из условия устойчивости данной гравитационной ориентации ТГК. Технический результат изобретения состоит в повышении энергоотдачи СБ за счет отраженного от Земли излучения в режиме гравитационной ориентации ТГК с закруткой, учитывающем фактические главные центральные оси инерции ТГК. 1 ил.

Формула изобретения RU 2 539 266 C2

Способ управления ориентацией космического транспортного грузового корабля с неподвижными панелями солнечных батарей при проведении работ в условиях вращательного движения, включающий гравитационную ориентацию транспортного грузового корабля и его закрутку вокруг выставленной на центр Земли оси с угловой скоростью, значение которой определяется из условия устойчивости гравитационной ориентации транспортного грузового корабля, отличающийся тем, что производят закрутку транспортного грузового корабля вокруг направления нормали к рабочей поверхности солнечных батарей, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек, в течение данной закрутки на интервале времени длительностью не менее одного витка измеряют компоненты угловой скорости транспортного грузового корабля в строительной системе координат, по измеренным значениям компонент угловой скорости транспортного грузового корабля определяют направления главных центральных осей инерции транспортного грузового корабля, определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты транспортного грузового корабля, определяют высоту орбиты транспортного грузового корабля, по которой определяют угол полураствора видимого с транспортного грузового корабля диска Земли, и при превышении углом между направлением на Солнце и плоскостью орбиты угла полураствора видимого с транспортного грузового корабля диска Земли осуществляют построение гравитационной ориентации транспортного грузового корабля путем разворота транспортного грузового корабля до совмещения оси минимального момента инерции транспортного грузового корабля, составляющей минимальный угол с нормалью к рабочей поверхности солнечных батарей, с направлением в центр Земли, после чего осуществляют поддержание гравитационной ориентации транспортного грузового корабля путем выполнения закрутки транспортного грузового корабля вокруг оси минимального момента инерции с угловой скоростью, значение которой определяется из условия устойчивости гравитационной ориентации транспортного грузового корабля.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2015 года RU2539266C2

СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С НЕПОДВИЖНЫМИ ПАНЕЛЯМИ СОЛНЕЧНЫХ БАТАРЕЙ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ЭКСПЕРИМЕНТОВ НА ОРБИТАХ С МАКСИМАЛЬНОЙ ДЛИТЕЛЬНОСТЬЮ ТЕНЕВОГО УЧАСТКА 2010
  • Беляев Михаил Юрьевич
  • Брюханов Николай Альбертович
  • Бабкин Евгений Вячеславович
  • Матвеева Татьяна Владимировна
  • Сазонов Виктор Васильевич
  • Цветков Вячеслав Владимирович
RU2457158C2
СПОСОБ ОДНООСНОЙ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ВЫТЯНУТОЙ ФОРМЫ 2010
  • Бабкин Евгений Вячеславович
  • Беляев Михаил Юрьевич
  • Брюханов Николай Альбертович
  • Сазонов Виктор Васильевич
  • Матвеева Татьяна Владимировна
  • Цветков Вячеслав Владимирович
RU2457159C2
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛОЖЕНИЕМ СОЛНЕЧНЫХ БАТАРЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2006
  • Рулев Дмитрий Николаевич
  • Стажков Владимир Михайлович
RU2325312C2
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛОЖЕНИЕМ СОЛНЕЧНЫХ БАТАРЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2003
  • Ковтун В.С.
  • Соловьев С.В.
  • Заикин С.В.
  • Городецкий А.А.
RU2242408C1
СПОСОБ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ С СОЛНЕЧНЫМИ БАТАРЕЯМИ 2004
  • Ковтун Владимир Семенович
RU2279376C2
РАЗВЕРТЫВАЕМАЯ КОНСТРУКЦИЯ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА 1982
  • Таран В.М.
SU1086680A1
US 3412955 А, 26.11.1968
US 6068218 A1, 30.05.2000;
Способ плазмохимической обработки жидкого сырья органического и/или растительного происхождения и устройство для его реализации 2017
  • Макальский Леонид Михайлович
  • Кухно Андрей Валентинович
  • Пронин Борис Васильевич
  • Шувариков Анатолий Семенович
  • Канина Ксения Александровна
  • Сысоев Владимир Степанович
  • Лепехин Николай Михайлович
RU2665418C1

RU 2 539 266 C2

Авторы

Рулев Дмитрий Николаевич

Беляев Михаил Юрьевич

Монахов Михаил Иванович

Сазонов Виктор Васильевич

Даты

2015-01-20Публикация

2013-04-17Подача