Способ ориентации космического аппарата Российский патент 2020 года по МПК B64G1/10 

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для обеспечения начальной ориентации космического аппарата (КА) на Землю при сохранении ориентации панелей солнечных батарей на Солнце.

Известен способ ориентации КА, заключающийся в вычислении зенитных расстояний двух звезд на основе измерений углов положения оптических осей астровизирующих устройств, следящих за звездами, относительно связанной системы координат, отличающийся тем, что для вычислений используют координаты центра масс КА в геоцентрической экваториальной системе координат, которые определяют с помощью высокоточной глобальной спутниковой навигационной системы (Патент RU 2247945 от 10.03.2005).

Недостатком данного изобретения является то, что после выведения КА на орбиту и раскрытия конструкции, вокруг КА образуется облако частиц, которое может повлиять на правильность работы астровизирующих устройств. Также для работы звездного прибора на борту требуется наличие информации о положении связанной с КА системы координат по отношению к инерциальной, что не всегда можно достоверно посчитать в первые часы после пуска КА.

Известен способ ориентации КА 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 (Патент RU 2646392 от 02.03.2018).

Недостатком данного изобретения является то, что при управлении КА относительно третьей оси по информации с прибора ориентации на Солнце не возможно осуществить начальную ориентацию КА на Землю без достоверной информации о положении связанной с КА системы координат по отношению к системе координат, в которой должен быть ориентирован КА при работе по целевому назначению. Данную информацию не всегда можно достоверно посчитать в первые часы после пуска КА.

Известен способ начальной ориентации космического аппарата на Землю, включающий ориентацию второй оси КА на Солнце путем разворотов относительно первой и третьей осей по информации прибора ориентации на Солнце (ПОС), ориентацию панелей солнечных батарей (СБ) на Солнце путем совмещения нормали к панелям СБ с осью, параллельной второй оси КА, начальную ориентацию первой оси космического аппарата на Землю путем плоского разворота космического аппарата относительно второй оси по информации блока измерения скоростей (БИС) до момента попадания Земли в поле зрения прибора ориентации на Землю (ПОЗ) с последующей ориентацией первой оси КА на центр Земли путем разворотов относительно второй и третьей осей КА по информации ПОЗ с одновременным удержанием второй оси космического аппарата в плоскости Солнце-космический аппарат-Земля и ориентации панелей СБ на Солнце путем разворота панелей СБ относительно третьей оси КА [Основы проектирования активных систем ориентации и стабилизации автоматических космических аппаратов связи на геостационарной орбите: учеб. Пособие / В.А. Раевский, Н.А. Тестоедов, М.В. Лукьяненко, Е.Н. Якимов; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. - Красноярск, 2016. с. 216-217].

Описанный способ принят за прототип изобретения.

Для обеспечения поиска и начальной ориентации второй оси космического аппарата на Солнце, поле зрения ПОС в плоскости, образованной первой и второй осями КА, должно быть не менее 180°.

Поле зрения прибора ориентации на Солнце относительно связанной системы координат показано на фиг. 1, где:

S - направление на Солнце;

ППОС - поле зрения прибора ориентации на Солнце;

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

О - центр масс космического аппарата.

Для обеспечения поиска и начальной ориентации первой оси космического аппарата на Землю ПОЗ устанавливают по первой оси КА.

Для способа принятого за прототип требуемый угол Солнце-космический аппарат (объект)-Земля (СОЗ), при котором можно проводить режим начальной ориентации на Землю составляет примерно 90°±θ_ПОЗ, где θ_ПОЗ - половина поля зрения ПОЗ в плоскости, образованной первой и второй осями КА. Необходимо отметить, что при движении КА по орбите угол СОЗ может изменяться за один виток в большом диапазоне. Например, когда Солнце лежит в плоскости орбиты, угол СОЗ может на одном витке меняться от 0 до 180°.

Режим начальной ориентации на Землю рекомендуется проводить в зоне радиовидимости КА, чтобы осуществлять контроль над движением КА. Продолжительность зоны радиовидимости зависит от типа орбиты и от количества приемо-передающих устройств, установленных на Земле. На многих орбитах (наклонные круговые и эллиптические орбиты) зона радиовидимости для отечественных КА ограничена несколькими часами, и не всегда в этой зоне может быть требуемый для начальной ориентации на Землю угол СОЗ.

В настоящее время разработано большое количество приборов ориентации на Землю, которые отличаются как по принципу работы, так и по величине поля зрения прибора. В настоящее время на отечественных КА широко применяются инфракрасные двухканальные приборы ориентации на Землю с полями сканирования, составляющими примерно 65° × 15°. Поля сканирования такого прибора показаны на фиг. 2, где:

ϕ_ПОЗ - угол ориентации вокруг оси OY (второй оси);

θ_ПОЗ - угол ориентации вокруг оси OZ (третьей оси).

Когда данные ПОЗ применяют на КА, эксплуатируемых на наклонных круговых или эллиптических орбитах, которые ориентируют в солнечно-земной системе координат (первая ось КА направлена по местной вертикали в сторону Земли, вторая ось КА лежит в плоскости СОЗ и направлена в сторону Солнца, третья ось КА дополняет систему координат до правой), то их устанавливают так, чтобы наименьшее поле сканирования ПОЗ (15°) было в плоскости XOY КА, что позволяет исключить попадание Солнца в поля зрения ПОЗ. Однако такая установка приводит к уменьшению угла СОЗ (90°±7,5°), при котором можно проводить режим начальной ориентации на Землю.

Недостатком прототипа является небольшой диапазон угол СОЗ, при котором можно проводить начальную ориентацию КА на Землю, т.к. данный диапазон напрямую зависит от поля зрения ПОЗ, которое зачастую не превышает нескольких десятков градусов, и от продолжительности зоны радиовидимости КА.

Выходом из сложившейся ситуации может быть применение ПОЗ с большим полем зрения. Однако применение таких приборов не всегда целесообразно с точки зрения тактико-экономических требований, предъявляемых к КА.

Также для начальной ориентации КА на Землю можно применить звездный прибор. Однако после выведения КА на орбиту и раскрытия конструкции, вокруг КА образуется облако частиц, которое может повлиять на правильность работы звездного прибора. Также для работы звездного прибора на борту требуется наличие информации о положении связанной с КА системы координат по отношению к инерциальной, что не всегда можно достоверно посчитать в первые часы после пуска КА.

Таким образом, целесообразно осуществлять отклонение второй оси КА от направления на Солнце в плоскости, проходящей через первую и вторую оси КА, путем разворота вокруг третьей оси КА и осуществлять поисковое вращение КА вокруг направления на Солнце, что позволяет увеличить диапазон углов СОЗ, при котором можно провести начальную ориентацию КА на Землю.

Для заявленного способа выявлены следующие общие существенные признаки: ориентация второй оси космического аппарата на Солнце путем разворотов относительно первой и третьей осей по информации прибора ориентации на Солнце; ориентация панелей солнечных батарей на Солнце путем совмещения нормали к панелям солнечных батарей с осью, параллельной второй оси космического аппарата; начальная ориентация первой оси космического аппарата на Землю путем разворота относительно второй оси космического аппарата по информации блока измерения скоростей при поддержании ориентации второй оси относительно направления на Солнце путем разворотов относительно первой и третьей осей космического аппарата до момента попадания Земли в поле зрения прибора ориентации на Землю с последующей ориентацией первой оси космического аппарата на центр Земли путем разворотов относительно второй и третьей осей космического аппарата по информации прибора ориентации на Землю с одновременным удержанием второй оси космического аппарата в плоскости Солнце-космический аппарат-Земля и ориентация панелей солнечных батарей на Солнце путем разворота панелей солнечных батарей относительно третьей оси космического аппарата.

Технической проблемой заявленного изобретения является создание способа ориентации космического аппарата, позволяющего осуществить начальную ориентацию КА на Землю в большом диапазоне углов СОЗ (на всем освещенном участке орбиты), при сохранении ориентации панелей солнечных батарей на Солнце.

Поставленная проблема решается следующим образом.

Заявлен способ ориентации космического аппарата, включающий ориентацию второй оси космического аппарата на Солнце путем разворотов относительно первой и третьей осей по информации прибора ориентации на Солнце, ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце путем совмещения нормали к панелям солнечных батарей с осью, параллельной второй оси космического аппарата, начальную ориентацию первой оси космического аппарата на Землю путем разворота относительно второй оси космического аппарата по информации блока измерения скоростей при поддержании ориентации второй оси относительно направления на Солнце путем разворотов относительно первой и третьей осей космического аппарата до момента попадания Земли в поле зрения прибора ориентации на Землю с последующей ориентацией первой оси космического аппарата на центр Земли путем разворотов относительно второй и третьей осей космического аппарата по информации прибора ориентации на Землю с одновременным удержанием второй оси космического аппарата в плоскости Солнце-космический аппарат-Земля и ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце путем разворота панелей солнечных батарей относительно третьей оси космического аппарата, отличающийся тем, что перед началом режима начальной ориентации на Землю осуществляют отклонение второй оси космического аппарата от направления на Солнце в плоскости, проходящей через первую и вторую оси космического аппарата путем разворота вокруг третьей оси по информации с прибора ориентации на Солнце на угол, изменяющийся по закону:

где СОЗ - угол Солнце - космический аппарат - Земля на момент начала режима начальной ориентации на Землю; n - знак поворота КА вокруг третьей оси; ω_СОЗ - скорость изменения угла СОЗ на момент начала режима начальной ориентации на Землю; t - максимальное время разворота КА вокруг направления на Солнце до момента попадания Земли в поле зрения ПОЗ; Е - аргумент широты (отсчет ведется против часовой стрелки от точки минимального угла СОЗ), одновременно разворачивают панели солнечных батарей вокруг третьей оси космического аппарата на угол минус Δθ, затем осуществляют поисковое вращение космического аппарата вокруг направления на Солнце до момента попадания Земли в поле зрения прибора ориентации на Землю, с последующей ориентацией первой оси космического аппарата на центр Земли.

Сущность изобретения.

Перед началом режима начальной ориентации на Землю осуществляют отклонение второй оси космического аппарата от направления на Солнце в плоскости, проходящей через первую и вторую оси космического аппарата путем разворота вокруг третьей оси по информации с ПОС.

Угол отклонения второй оси от направления от Солнца в плоскости, проходящей через первую и вторую оси КА, например, можно получить следующим образом:

где:

Δθ - угол отклонения второй оси от направления на Солнце в плоскости, проходящей через первую и вторую оси КА;

СОЗ - угол Солнце-космический аппарат (объект)-Земля на момент начала режима начальной ориентации на Землю, (может быть рассчитан на Земле);

n - знак поворота КА вокруг третьей оси;

ω_СОЗ - скорость изменения угла СОЗ на момент начала режима начальной ориентации на Землю;

t - максимальное время разворота КА вокруг направления на Солнце до момента попадания Земли в поле зрения ПОЗ;

ϕ_ПОЗ - половина поля зрения ПОЗ в плоскости, образованной первой и третьей осями КА;

ω_П - скорость поискового вращения КА вокруг направления на Солнце (const);

Е - аргумент широты (отсчет ведется против часовой стрелки от точки минимального угла СОЗ).

Одновременно с отклонение второй оси от направления на Солнце разворачивают панели солнечных батарей вокруг третьей оси космического аппарата на угол минус Δθ.

Затем осуществляют поисковое вращение космического аппарата вокруг направления на Солнце до момента попадания Земли в поле зрения ПОЗ с последующей ориентацией первой оси космического аппарата на центр Земли.

Отклонение второй оси КА от направления на Солнце, рассчитанное по формуле (1), позволяет обеспечить начальную ориентацию первой оси КА на Землю наиболее близко к центру Земли, поскольку учитывает скорость изменения угла СОЗ при движении КА по орбите (фиг. 3).

На фиг. 3 обозначено:

S - направление на Солнце;

З - направление на Землю;

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

OX_CY_CZ_C - смещенная система координат, связанная с центром масс КА;

Δθ - угол отклонения оси OY от направления на Солнце в плоскости XOY;

СОЗ - угол Солнце-КА-Земля;

ω_О - орбитальная скорость;

ω_П - поисковая скорость вращения КА вокруг направления на Солнце.

Техническим результатом, обеспечиваемым приведенной совокупностью признаков, является проведение начальной ориентацию космического аппарата на Землю в большом диапазоне углов СОЗ (на всем освещенном участке орбиты) при сохранении ориентации панелей солнечных батарей на Солнце.

Изобретение относится к космической технике. В способе ориентации космического аппарата (КА) перед началом режима начальной ориентации на Землю осуществляют отклонение второй оси КА от направления на Солнце в плоскости, проходящей через первую и вторую оси КА, путем разворота вокруг третьей оси по информации с прибора ориентации на Солнце на угол, затем осуществляют поисковое вращение КА вокруг направления на Солнце до момента попадания Земли в поле зрения прибора ориентации на Землю с последующей ориентацией первой оси КА на центр Земли. Техническим результатом изобретения является обеспечение начальной ориентации КА на Землю на всем освещенном участке орбиты при сохранении ориентации панелей солнечных батарей на Солнце. 3 ил.

Способ ориентации космического аппарата, включающий ориентацию второй оси космического аппарата на Солнце путем разворотов относительно первой и третьей осей по информации прибора ориентации на Солнце, ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце путем совмещения нормали к панелям солнечных батарей с осью, параллельной второй оси космического аппарата, начальную ориентацию первой оси космического аппарата на Землю путем разворота относительно второй оси космического аппарата по информации блока измерения скоростей при поддержании ориентации второй оси относительно направления на Солнце путем разворотов относительно первой и третьей осей космического аппарата до момента попадания Земли в поле зрения прибора ориентации на Землю с последующей ориентацией первой оси космического аппарата на центр Земли путем разворотов относительно второй и третьей осей космического аппарата по информации прибора ориентации на Землю с одновременным удержанием второй оси космического аппарата в плоскости Солнце-космический аппарат-Земля и ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце путем разворота панелей солнечных батарей относительно третьей оси космического аппарата, отличающийся тем, что перед началом режима начальной ориентации на Землю осуществляют отклонение второй оси космического аппарата от направления на Солнце в плоскости, проходящей через первую и вторую оси космического аппарата, путем разворота вокруг третьей оси по информации с прибора ориентации на Солнце на угол, изменяющийся по закону:

где CОЗ - угол Солнце-космический аппарат-Земля на момент начала режима начальной ориентации на Землю;

n - знак поворота КА вокруг третьей оси;

- скорость изменения угла СОЗ на момент начала режима начальной ориентации на Землю;

t - максимальное время разворота КА вокруг направления на Солнце до момента попадания Земли в поле зрения ПОЗ;

Е - аргумент широты;

одновременно разворачивают панели солнечных батарей вокруг третьей оси космического аппарата на угол минус Δθ, затем осуществляют поисковое вращение космического аппарата вокруг направления на Солнце до момента попадания Земли в поле зрения прибора ориентации на Землю с последующей ориентацией первой оси космического аппарата на центр Земли.