СПОСОБ ОДНООСНОЙ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ВЫТЯНУТОЙ ФОРМЫ Российский патент 2016 года по МПК B64G1/34 B64G1/28 

Описание патента на изобретение RU2594056C1

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

Известен способ ориентации КА, включающий выставку осей КА и поддержание углового положения КА 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 приводит, кроме того, к загрязнению оптических поверхностей КА и вызывает микроускорения на борту КА.

Известен способ, включающий выставку оси КА, соответствующую минимальному моменту инерции, на центр Земли и орбитальное смещение КА (Беляев М.Ю. Научные эксперименты на космических кораблях и орбитальных станциях. - М.: Машиностроение, 1984). Данный способ используется для КА, имеющих вытянутую форму, т.е. когда момент инерции относительно продольной оси значительно 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 вследствие неточной выставки оси КА на центр Земли появляются угловые скорости вокруг всех осей КА. Наличие угловых скоростей вокруг поперечных осей КА приводит к отклонению продольной оси аппарата от направления к центру Земли, вследствие чего ухудшается точность гравитационной ориентации КА.

Наиболее близким к предлагаемому является способ одноосной ориентации КА вытянутой формы (патент РФ №2457159, приоритет от 30.08.2010, МПК (2006.01) B64G 1/34 - прототип), включающий выставку оси КА, соответствующей минимальному моменту инерции, на центр Земли и орбитальное смещение КА, при этом после выставки оси КА на центр Земли и орбитального смещения КА производят закрутку КА вокруг выставленной на центр Земли оси КА до требуемого момента с угловой скоростью , где Iyz - среднее значение близких по величине моментов инерции КА вокруг поперечных осей КА; Ix - момент инерции КА вокруг продольной оси; ω0 - модуль абсолютной угловой скорости орбитальной системы координат (угловая скорость орбитального движения КА).

Способ-прототип позволяет повысить точность одноосной ориентации конкретно рассмотренного типа КА и, тем самым, снизить также микроперегрузки на КА, возникающие при раскачке и переходе КА в режим неуправляемого вращения. В общем случае вращение КА с указанной скоростью не является устойчивым для всех типов КА вытянутой формы - в общем случае со временем отклонение продольной оси КА от направления к центру Земли становится все более существенным, что приводит к «кувырканию» КА и разрушению гравитационной ориентации. Это, в том числе, ограничивает возможности проведения экспериментов, требующих наведения научной аппаратуры на Землю и/или низкого уровня микроускорений.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение точности одноосной ориентации КА при выполнении экспериментов и исследований в условиях вращательного движения КА.

Технический результат предлагаемого изобретения заключается в исключении резонансов между колебаниями продольной оси КА в окрестности номинального положения и вращением КА вокруг его продольной оси в режиме гравитационной ориентации КА с закруткой.

Технический результат достигается тем, что в способе одноосной ориентации КА вытянутой формы, включающем развороты КА и закрутку вокруг его продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции, дополнительно перед выполнением закрутки КА разворачивают до совмещения продольной оси КА с плоскостью, образованной нормалью к плоскости орбиты и радиус вектором КА, и достижения углом между плоскостью орбиты и продольной осью КА значения ,

где λ - отношение минимального главного центрального момента инерции к среднему значению близких по величине поперечных главных центральных моментов инерции КА,

ω0 - угловая скорость орбитального движения КА,

ω1 - абсолютная угловая скорость закрутки КА вокруг продольной оси, после чего выполняют закрутку КА вокруг продольной оси, при этом угловую скорость закрутки ω1 определяют исходя из соотношения

,

n=1, 2, ….

Поясним предложенные в способе действия.

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 OX1X2X3 и образованную главными центральными осями инерции КА Ox1x2x3. Точка О - центр масс КА, оси ОХз и ОХ1 направлены, соответственно, вдоль геоцентрического радиуса-вектора точки О и по трансверсали к орбите в этой точке. Ось Ox1 направлена вдоль продольной оси КА.

Положение системы Ох1х2х3 относительно системы OX1X2X3 будем задавать углами γ, δ и β, которые введем следующим образом. Система OX1X2X3 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 ОХз, 3) на угол γ вокруг новой оси ОХ1, совпадающей с осью Ох1. Матрицу перехода от системы Ox1x2x3 к системе OX1X2X3 обозначим =1, где a i - косинус угла между осями OXi и Oxj. Элементы этой матрицы выражаются через введенные углы с помощью формул

a 11=-sinδcosβ,

а 12=cosδsinγ-sinδsinβcosγ,

a 13=cosδcosγ-sinδsinβsinγ,

a 21=sinβ, a 22=cosβcosγ, a 23=-cosβsinγ,

а 31=-cosδcosβ,

а 32=-sinδsinγ+cosδsinβcosγ,

a 33=-sinδcosγ-cosδsinβsinγ.

В уравнениях вращательного движения КА учитываются гравитационный и восстанавливающий аэродинамический моменты. Эти уравнения записываются в виде

,

,

,

.

Здесь ωi (i=4, 2, 3) - компоненты абсолютной угловой скорости КА в системе координат Ox1x2x3, ω0 - угловая скорость орбитального движения КА, Ii - моменты инерции КА относительно осей Oxi (главные центральные моменты инерции KA), M - вычисленный относительно точки О восстанавливающий аэродинамический момент, приложенный к КА.

Уравнения (1) позволяют оценить вращательные движения КА при различных условиях (Белецкий В.В. Движение искусственного спутника относительно центра масс. - М.: Наука, 1965; Белецкий В.В. Движение спутника относительно центра масс в гравитационном поле. М.: Издательство МГУ, 1975; Черноусько Ф.Л. Об устойчивости регулярной прецессии спутника. Прикладная математика и механика, 1963, т. 28, вып. 1, с. 155-157).

В предлагаемом способе рассматривается режим гравитационной ориентации с закруткой вытянутого вдоль продольной оси спутника. В этом режиме спутник вращается вокруг продольной оси, направленной приблизительно вдоль местной вертикали. Для применения такого режима необходимо выполнение трех условий. Во-первых, спутник должен иметь специфический центральный эллипсоид инерции: большая и средняя полуоси этого эллипсоида должны мало отличаться друг от друга и быть существенно больше (в три и более раз) малой полуоси. Во-вторых, приложенный к спутнику гравитационный момент должен существенно превышать другие действующие на спутник механические моменты. В-третьих, орбита спутника должна быть близка к круговой. Если перечисленные условия выполнены, то возможно существование движений спутника, близких так называемой конической прецессии осесимметричного твердого тела на круговой орбите с малым отклонением оси симметрии тела от местной вертикали.

В случае осесимметричного спутника на круговой орбите его продольная ось в номинальном невозмущенном режиме лежит в плоскости, проходящей через радиус-вектор центра масс и нормаль к плоскости орбиты, составляя с плоскостью орбиты угол

Здесь λ - отношение минимального главного центрального момента инерции (момент инерции КА вокруг продольной оси Ix) к среднему значению близких по величине поперечных главных центральных моментов инерции (среднее значение моментов инерции КА вокруг поперечных осей КА Iyz), ω1 - абсолютная угловая скорость закрутки КА вокруг продольной оси.

В случае λ<<1 даже при сравнительно большом отношении |ω10| угол β0 будет мал. Продольная ось спутника с неравными моментами инерции, но удовлетворяющего перечисленным выше условиям, будет совершать движение в окрестности номинального положения, малые колебания.

В этом случае номинальными невозмущенными движением спутника следует считать его движения, принадлежащие двумерному интегральному многообразию уравнений движения. Это многообразие строится в виде формальных рядов по целым степеням малых параметров, характеризующих возмущения. В частности, возмущения, вызванные отличием спутника от осесимметричного, характеризуются параметром µ=(I2-I3)/I1, где I2≈I3; возмущения, вызванные эллиптичностью орбиты, характеризуются ее эксцентриситетом и т.п. Указанное интегральное многообразие параметризуется двумя перемененными. Одна из них близка угловой скорости ω1, вторая близка углу поворота спутника вокруг продольной оси. При малых параметрах, равных нулю, интегральное многообразие переходит в номинальный режим осесимметричного спутника, а его параметры в точности совпадают с ω1 и указанным углом.

Формальные ряды, представляющие интегральное многообразие, можно построить не при всех значениях ω1. Чтобы построение было возможно, величины ω0 и ω1, должны быть нерезонансными. Имеется в виду отсутствие резонансов между колебаниями продольной оси спутника в окрестности указанного выше номинального положения и вращением спутника вокруг этой оси. Вблизи резонанса амплитуда колебаний продольной оси спутника в окрестности номинального положения быстро возрастает, и режим разрушается.

Можно показать (Сарычев В.А. Вопросы ориентации искусственных спутников. - Итоги науки техники. Серия Исследования космического пространства. Т. 11. М.: ВИНИТИ, 1978; Хейл Дж. Колебания в нелинейных системах. - М.: Мир, 1966; Черноусько Ф.Л. Об устойчивости регулярной прецессии спутника. Прикладная математика и механика, 1963, т. 27, №3, с. 474; Боголюбов Н.Н., Митропольский Ю.А. Асимптотические методы и теория нелинейных колебаний. - М.: Физматгиз, 1963; Моисеев Н.Н. Асимптотические методы нелинейной механики. - М.: Наука, 1969; Хайнбокел Дж., Страбл Р.А. Периодические решения систем дифференциальных уравнений, обладающих симметрией. - Механика. 1966. №1, с. 3; Пуанкаре А. Новые методы небесной механики. Избранные труды. Т. 1 и 2. - М.: Наука, 1971-1972), что при λ<<1 «резонансные» значения угловой скорости вращения КА определяются равенствами:

.

Здесь величина Ω - скорость изменения угла поворота КА вокруг продольной оси, отсчитываемого от плоскости орбиты.

С учетом (3) условие отсутствия резонансов выражается неравенствами

или

Необходимо, чтобы значение угловой скорости закрутки КА ω1 находилось вне задаваемых окрестностей «резонансных» значений угловой скорости, определяемых равенствами (3), т.е. вне задаваемых интервалов значений, которые соответствуют резонансу между колебаниями продольной оси КА относительно вышеописанного положения КА и вращением КА вокруг его продольной оси. Размеры упомянутых окрестностей «резонансных» значений угловой скорости определяются, в том числе, точностями построения ориентации и отработки импульса для закрутки КА, реализуемых системой управления КА, возможным отклонением орбиты КА от круговой, возможным различием поперечных главных центральных моментов инерции КА, а также требованием к длительности поддержания гравитационной ориентации.

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.

Предлагаемое изобретение повышает точность поддержания одноосной ориентации КА в режиме гравитационной ориентации КА с закруткой за счет исключения резонансов между колебаниями продольной оси спутника в окрестности номинального положения и вращением спутника вокруг его продольной оси.

Указанный результат достигается путем выполнения закрутки КА с предложенной угловой скоростью и из предложенной исходной ориентации.

Предложенная закрутка КА из предложенной исходной ориентации «усредняет» действие угловых скоростей вокруг поперечных осей - угловые скорости вокруг поперечных осей отклоняют продольную ось КА от начального положения, составляющего угол β0 с местной вертикалью, а затем, за счет вращения КА вокруг продольной оси, уменьшают это отклонение и возвращают продольную ось КА в положение, составляющее угол β0 с местной вертикалью. Вместе с тем, предложенная закрутка КА вокруг продольной оси не приводит к гироскопической устойчивости этой оси в инерциальном пространстве и КА продолжает движение по орбите, сохраняя описанную одноосную ориентацию, близкую к гравитационной. При этом исключается возникновение упомянутых резонансов, вблизи которых амплитуда колебаний продольной оси спутника в окрестности номинального положения быстро возрастает, и режим гравитационной ориентации разрушается.

В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа таким КА как ТГК «Прогресс». Для реализации разворотов, закрутки и вычислений могут использоваться штатные средства системы управления КА - система управления движением и навигацией, включая систему автономной навигации, солнечные датчики, датчики угловой скорости, двигатели ориентации, бортовой вычислитель и т.д.

Похожие патенты RU2594056C1

название год авторы номер документа
СПОСОБ ОДНООСНОЙ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ВЫТЯНУТОЙ ФОРМЫ 2015
  • Рулев Дмитрий Николаевич
  • Беляев Михаил Юрьевич
  • Монахов Михаил Иванович
  • Матвеева Татьяна Владимировна
  • Сазонов Виктор Васильевич
RU2594054C1
СПОСОБ ОДНООСНОЙ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ВЫТЯНУТОЙ ФОРМЫ 2015
  • Рулев Дмитрий Николаевич
  • Беляев Михаил Юрьевич
  • Монахов Михаил Иванович
  • Матвеева Татьяна Владимировна
  • Сазонов Виктор Васильевич
RU2594057C1
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 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 2020
  • Матвеева Татьяна Владимировна
  • Беляев Михаил Юрьевич
  • Рулев Дмитрий Николаевич
  • Сазонов Виктор Васильевич
RU2764815C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПРИ ПРОВЕДЕНИИ ЭКСПЕРИМЕНТОВ С НАУЧНОЙ АППАРАТУРОЙ ПО ИЗУЧЕНИЮ КОНВЕКЦИИ 2014
  • Беляев Михаил Юрьевич
  • Матвеева Татьяна Владимировна
RU2581281C2
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 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
RU2539266C2
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 ОПРЕДЕЛЕНИЯ ТЕНЗОРА ИНЕРЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА 2014
  • Матвеева Татьяна Владимировна
  • Беляев Михаил Юрьевич
  • Сазонов Виктор Васильевич
RU2587762C2

Реферат патента 2016 года СПОСОБ ОДНООСНОЙ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ВЫТЯНУТОЙ ФОРМЫ

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг его центра масс. Способ включает закрутку КА вокруг оси его минимального момента инерции (продольной). Перед закруткой совмещают продольную ось КА с плоскостью, образованной нормалью к плоскости орбиты и радиус-вектором КА. Закрутку производят при достижении углом между продольной осью КА и плоскостью орбиты некоторого значения, зависящего от скорости закрутки и соотношения моментов инерции КА. Угловую скорость закрутки выбирают из условия нерезонансности вращения КА по отношению к колебаниям его продольной оси в окрестности номинального положения. Технический результат изобретения состоит в обеспечении устойчивого характера движения КА в окрестности его номинального положения.

Формула изобретения RU 2 594 056 C1

Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы, включающий развороты космического аппарата и закрутку вокруг его продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции, отличающийся тем, что перед выполнением закрутки космический аппарат разворачивают до совмещения продольной оси космического аппарата с плоскостью, образованной нормалью к плоскости орбиты и радиус-вектором космического аппарата, и достижения углом между плоскостью орбиты и продольной осью космического аппарата значения

где λ - отношение минимального главного центрального момента инерции к среднему значению близких по величине поперечных главных центральных моментов инерции космического аппарата,
ω 0 - угловая скорость орбитального движения космического аппарата,
ω 1 - абсолютная угловая скорость закрутки космического аппарата вокруг его продольной оси,
после чего выполняют закрутку космического аппарата вокруг продольной оси, при этом угловую скорость закрутки ω 1 определяют исходя из соотношения

n=1, 2, ….

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2016 года RU2594056C1

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 ТРЕХОСНОЙ ГРАВИТАЦИОННОЙ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ОРБИТЕ СПУТНИКА ЗЕМЛИ 1995
  • Борзов В.С.
  • Вавилов Б.А.
  • Фетисов В.А.
RU2128607C1
US 6463365 B1, 08.10.2002
US 5474264 A1, 12.12.1995
US 5669586 А, 23.09.1997
US 4834325 A1, 30.05.1989
US 5377936 A1, 03.01.1995.

RU 2 594 056 C1

Авторы

Рулев Дмитрий Николаевич

Беляев Михаил Юрьевич

Монахов Михаил Иванович

Матвеева Татьяна Владимировна

Сазонов Виктор Васильевич

Даты

2016-08-10Публикация

2015-02-02Подача