СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА В СОЛНЕЧНО-ЗЕМНОЙ СИСТЕМЕ КООРДИНАТ Российский патент 2018 года по МПК B64C1/24 B64G1/36 

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано на космических аппаратах, ориентированных в солнечно-земной системе координат, для уменьшения погрешности ориентации космического аппарата (КА) на Землю.

Известен способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат, включающий ориентацию первой оси космического аппарата на Землю путем разворотов относительно второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю (ПОЗ) с использованием электромеханических исполнительных органов (ЭМИО), ориентацию панелей солнечных батарей (СБ) на Солнце разворотом космического аппарата относительно первой оси до совмещения второй оси КА с плоскостью Солнце - космический аппарат - Земля по информации с прибора ориентации на Солнце (ПОС), установленного на корпусе КА, с использованием ЭМИО и разворот панелей СБ вокруг оси, параллельной третьей оси КА, до совмещения нормали к поверхности солнечных батарей с направлением на Солнце с использованием привода СБ [Космические вехи: сборник научных трудов, посвященный 50-летию создания АО «ИСС» имени академика М.Ф. Решетнева. - Красноярск: ИП Суховольская Ю.П., 2009. с. 129-130].

При ориентации КА в солнечно-земной системе координат, когда Солнце лежит в плоскости орбиты, угол Солнце - космический аппарат (объект) - Земля (СОЗ) может на одном витке меняться от 0 до 180°. Поэтому, для обеспечения ориентации космического аппарата на Солнце относительно первой оси КА необходима информация об отклонении плоскости, проходящей через первую и вторую оси КА от направления на Солнце в диапазоне углов СОЗ от α₃ до 180°, где α₃ - половина углового размера Земли (теневой участок от Земли).

Для обеспечения захвата Солнца при его начальном поиске, поле зрения прибора ориентации на Солнце по одной из координат должно быть не менее 180°. ПОС устанавливается на космический аппарат таким образом, чтобы обеспечить начальную ориентацию и ориентацию КА в солнечно-земной системе координат.

Поле зрения прибора ориентации на Солнце показано на фиг. 1,

где:

S - направление на Солнце;

α_s - угол между второй осью КА и направлением на Солнце;

ППОС - поле зрения прибора ориентации на Солнце;

СОЗ - угол Солнце - космический аппарат (объект) - Земля;

OXYZ - система координат, связанная с космическим аппаратом (ОХ - первая ось КА; OY - вторая ось КА; OZ - третья ось КА);

О - центр масс космического аппарата.

В настоящее время, для обеспечения ориентации КА на Землю в солнечно-земной системе координат, достаточно широко применяются инфракрасные двухканальные приборы ориентации на Землю с плоским сканированием.

Поля сканирования такого прибора ориентации на Землю показаны на фиг. 2,

где:

ϕ_поз - угол ориентации относительно оси OY (второй оси) по информации с ПОЗ;

θ_поз - угол ориентации относительно оси OZ (третьей оси) по информации с ПОЗ.

Если поля сканирования ПОЗ перпендикулярны плоскости XOY, то погрешность определения ориентации таким ПОЗ относительно оси OZ (θ_поз) существенно больше, чем погрешность ориентации относительно оси OY (ϕ_поз) (не более 3' относительно оси OY, не более 10' относительно оси OZ).

Основным недостатком способа ориентации в солнечно-земной системе координат, описанного выше, является то, что при ориентации относительно третьей оси КА (оси OZ) на Землю погрешность информации с ПОЗ существенно больше, чем относительно второй оси КА (оси OY).

Выход из сложившейся ситуации может быть следующим.

На фиг. 3 показано поле зрения ПОС в плоскости, проходящей через первую и вторую оси, при отклонении первой оси от направления на центр Земли по одной из координат на угол Δθ (отклонение по второй координате Δϕ равно нулю),

где:

S - направление на Солнце;

α_s - угол между второй осью КА и направлением на Солнце;

α₃ - половина углового размера Земли (теневой участок от Земли);

ППОС - поле зрения прибора ориентации на Солнце;

СОЗ - угол Солнце - космический аппарат (объект) - Земля;

Δθ - угол отклонения оси ОХ от направления на центр Земли в плоскости XOY;

OXYZ - система координат, связанная с космическим аппаратом (ОХ - первая ось КА; OY - вторая ось КА; OZ - третья ось КА);

О - центр масс космического аппарата.

ОХ_о - направление, проходящее через центр Земли.

Угол отклонения оси ОХ (первой оси) от направления, проходящего через центр Земли в плоскости XOY, можно получить следующим образом:

где:

Δθ - угол отклонения оси ОХ от направления на центр Земли в плоскости XOY;

СОЗ - угол Солнце - космический аппарат (объект) - Земля, вычисляемый программным обеспечением КА (погрешность вычисления угла СОЗ не превышает 1');

α_s - угол между осью OY и направлением на Солнце, измеряемый ПОС.

Таким образом, если отсутствует тень Земли, то ориентацию КА по каналу OZ на Землю можно осуществлять по информации с ПОС.

Обычно приборы ориентации на Солнце имеют погрешность ориентации порядка 1', в то время как инфракрасные приборы ориентации на Землю имеют погрешность по каналам ориентации от 3' до 10'.

Погрешность ориентации КА относительно оси OZ складывается из следующих составляющих:

- погрешность определения установки прибора не превышает 0,5'(измеряется положение системы координат прибора относительно базовой системы координат при изготовлении КА);

- погрешность установки прибора, обусловленная температурными деформациями, не превышает 1';

- погрешность установки прибора, обусловленная воздействием факторов эксплуатации, не превышает 1';

- погрешность определения угла СОЗ не превышает 1';

- погрешность схемы управления не превышает 0,5';

- погрешность от вращения панелей СБ не превышает 0,5';

- погрешность прибора не превышает: 1' (ПОС), 10' (ПОЗ).

Среднеквадратичная погрешность ориентации относительно оси OZ при управлении по информации с ПОС не превышает 2,2'.

Среднеквадратичная погрешность ориентации относительно оси OZ при управлении по информации с ПОЗ не превышает 10,2'.

Таким образом, можно утверждать, что при ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат погрешность ориентации относительно первой и третьей осей КА будет фактически определяться погрешностью ПОС, а погрешность ориентации относительно второй оси КА будет фактически определяться погрешностью ПОЗ. То есть максимальная погрешность ПОЗ по каналу θ заменяется погрешностью ПОС и погрешностью определения угла СОЗ, при этом максимальная погрешность ориентации на Землю фактически уменьшается в два раза.

Наиболее близким к заявляемому решению по технической сущности и достигаемому техническому результату является способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат, включающий ориентацию первой оси космического аппарата на Землю путем разворотов относительно второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю с использованием электромеханических исполнительных органов, ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце разворотом космического аппарата относительно первой оси до совмещения второй оси КА с плоскостью Солнце - космический аппарат - Земля по информации с ПОС, установленного на корпусе КА, с использованием ЭМИО и разворот панелей СБ вокруг оси, параллельной третьей оси КА, до совмещения нормали к поверхности солнечных батарей с направлением на Солнце с использованием привода СБ [Космические вехи: сборник научных трудов, посвященный 50-летию создания АО «ИСС» имени академика М.Ф. Решетнева. - Красноярск: ИП Суховольская Ю.П., 2009. с. 129-130].

Описанный способ принят за прототип изобретения.

Недостатком прототипа является то, что при ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат относительно третьей оси КА погрешность выдачи информации с ПОЗ существенно больше, чем относительно второй оси КА.

Выходом из сложившейся ситуации может быть применение более точного оптического измерительного устройства для ориентации КА на Землю относительно третьей оси КА.

Таким устройством может быть звездный прибор, погрешность которого не превышает 0.5'. Однако такой прибор устанавливается далеко не на всех КА, потому что его применение по различным причинам не всегда обосновано.

На большинстве КА, ориентированных в солнечно-земной системе координат, применяются приборы ориентации на Солнце и Землю.

В основу настоящего изобретения положена задача создания способа ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат, позволяющего уменьшить погрешность ориентации космического аппарата на Землю.

Поставленная задача решается следующим образом.

Заявлен способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат, включающий ориентацию первой оси космического аппарата на Землю путем разворотов относительно второй и третьей осей с использованием электромеханических исполнительных органов, отличающийся тем, что для уменьшения погрешности ориентации на Землю при отсутствии тени Земли формирование управляющих воздействий относительно второй оси космического аппарата осуществляют по информации с прибора ориентации на Землю, а относительно третьей оси космического аппарата осуществляют по информации с прибора ориентации на Солнце.

Сущность изобретения

Ориентация первой оси космического аппарата на Землю в солнечно-земной системе координат при отсутствии тени Земли осуществляется вращением КА относительно второй оси по информации с ПОЗ с помощью ЭМИО и вращением КА относительно третьей оси по информации с ПОС с помощью ЭМИО.

Такой способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат позволяет уменьшить погрешность ориентации КА на Землю относительно третьей оси при отсутствии тени Земли.

Предложенный способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат применяется на космических аппаратах системы «ГЛОНАСС». Для данных космических аппаратов время нахождения в тени Земли не превышает 5% от всего срока активного существования КА.

Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА), осуществляемой в солнечно-земной системе координат. Способ включает ориентацию первой оси КА на Землю путем разворотов вокруг второй и третьей осей КА с помощью электромеханических исполнительных органов. При отсутствии тени Земли управляющие воздействия вокруг второй оси КА формируют по информации с прибора ориентации на Землю, а относительно третьей оси КА - по информации с прибора ориентации на Солнце. Техническим результатом изобретения является уменьшение погрешности ориентации КА на Землю. 3 ил.

Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат, включающий ориентацию первой оси космического аппарата на Землю путем разворотов относительно второй и третьей осей с использованием электромеханических исполнительных органов, отличающийся тем, что для уменьшения погрешности ориентации на Землю при отсутствии тени Земли формирование управляющих воздействий относительно второй оси космического аппарата осуществляют по информации с прибора ориентации на Землю, а относительно третьей оси космического аппарата осуществляют по информации с прибора ориентации на Солнце.