RU1819833C - Способ управлени ориентацией космического аппарата - Google Patents
Способ управлени ориентацией космического аппаратаInfo
- Publication number
- RU1819833C RU1819833C SU4872422A RU1819833C RU 1819833 C RU1819833 C RU 1819833C SU 4872422 A SU4872422 A SU 4872422A RU 1819833 C RU1819833 C RU 1819833C
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- angular deviation
- moment
- spacecraft
- inertia
- values
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относитс к способам управлени угловым положением твердого тела при отсутствии информации от угловой скорости. Цель - обеспечение демпфировани колебаний в течение неограниченного промежутка времени при ориентации на произвольный ориентир. Цель достигаетс путем измерени углового отклонени ориентируемой оси космического аппарата (КА) от требуемого направлени , определени моментов времени, в которые измер емое угловое отклонение принимает экстремальные значени и уменьшени момента инерции КА в моменты времени, соответствующие экстремальным значени м углового отклонени или увеличени момента инерции КА в моменты времени, соответствующие нахождению углового отклонени в зоне допустимых значений.
Description
Изобретение относитс к способам управлени угловым положением твердого тела при отсутствии информации об угловой скорости и может быть использовано дл управлени вращательным движением космических аппаратов и кораблей.
Цель изобретени - обеспечение де- мпф ироь.жи колебаний в течение неограниченного промежутка времени при ориентации на произвольный ориентир.
Сущность способа управлени ориентацией заключаетс в следующем.
Уравнение движени ориентируемого объекта относительно одной оси описывает- ° с уравнением
Ар +Ар М, где А - момент инерции,
(1)
р - углова скорость вращени вокруг оси управлени ,
М - управл ющий момент.
Из (1) видно, что демпфирование, создаваемое членом Ар будет эффективным при больших скорост х р, а при р О весь член обращаетс в нуль и в этот момент направление изменени А не играет роли, его можно уменьшить до минимального значени , а в дальнейшем вновь увеличить дл введени положительного демпфировани .
Момент времени Р 0 без пр мого измерени угловой скорости р датчиком угловой скорости, например, гироскопического типа, определ етс по достижению измер емой угловой координаты р экстремума (максимума или минимума).
Пусть в момент времени, когда р становитс больше установленного значени р у углова скорость объекта равна pi. В
00
ю
00
00
со
этот момент времени увеличиваем момент инерции А на ДА. При этом по закону сохранени кинетического момента происходит уменьшение скорости
Р2
А+ДАр
Под действием управл ющего момента М будет происходить торможение объекта, В момент, когда выходна координата р i, достигает экстремума (максимума), возвращают момент инерции в первоначальное положение А.
Дальнейшее движение будет происходить под действием управл ющего момента М при моменте инерции А„ что соответствует ускорению
а М/А.
Угол,поворота (р г равен углу р, но противоположен по направлению. Углова скорость рз будет меньше pi
рз 1
Г А
А Ч-ДА
т. е. произошло демпфирование колебаний .30
При входе в зону нечувствительности ( ) вновь можно увеличить момент инерции на величину А А, а затем
0
5
0
5
0
при достижении экстремума, вновь вернуть его в первоначальное состо ние.
Таким образом, предлагаемый способ обеспечивает наиболее оптимальное демпфирование колебаний.
Claims (1)
- Формула изобретен и Способ управлени ориентацией космического аппарата, включающий измерение углового отклонени ориентируемой оси космического аппарата от требуемого направлени , определение моментов времени , в которое измер емое угловое отклонение принимает экстремальные значени , изменение момента инерции космического аппарата в моменты времени, соответствующие экстремальным значени м углового отклонени и значени м углового отклонени , наход щимс в .зоне допустимых значений отклонени от требуемого направлени , отличающийс тем, что, с целью обеспечени демпфировани колебаний в течение неограниченного промежутка времени при ориентации на произвольный ориентир, в моменты време-. ни, соответствующие экстремальным значени м углового отклонени , момент инерции космического аппарата уменьшают, а в моменты времени, соответствующие нахождению углового отклонени в зоне допустимых значений, - момент инерции космического аппарата увеличивают.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4872422 RU1819833C (ru) | 1990-07-31 | 1990-07-31 | Способ управлени ориентацией космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4872422 RU1819833C (ru) | 1990-07-31 | 1990-07-31 | Способ управлени ориентацией космического аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU1819833C true RU1819833C (ru) | 1993-06-07 |
Family
ID=21539538
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU4872422 RU1819833C (ru) | 1990-07-31 | 1990-07-31 | Способ управлени ориентацией космического аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU1819833C (ru) |
-
1990
- 1990-07-31 RU SU4872422 patent/RU1819833C/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Раушенбах Б. В., Токарев Е. Н. Управление ориентацией космических аппаратов. - М.: Наука, 1974, с. 157. Авторское свидетельство СССР № 974738. кл. А 64 G 1/34, 1981. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5124938A (en) | Gyroless platform stabilization techniques | |
CA1087714A (en) | Rolling airframe autopilot | |
CN106896820A (zh) | 惯性稳定平台及其控制方法 | |
CA2088205A1 (en) | Camera apparatus | |
RU1819833C (ru) | Способ управлени ориентацией космического аппарата | |
KR19990063535A (ko) | 이동 물체의 상태 제어 장치 및 방법 | |
US2497614A (en) | Stable vertical | |
JPH04265815A (ja) | ジャイロコンパス | |
US5065956A (en) | Method for detecting changes in spin rate of a missile in flight | |
KR102707036B1 (ko) | 김발의 외란 회전력 제거 시스템 및 제거 방법 | |
CN115421391B (zh) | 光电跟踪转台的反步滑模控制方法 | |
Liu et al. | Backstepping Terminal Sliding Mode Control of FOG Inertial Platform Stability Loop Based on Extended State Observer | |
RU2011169C1 (ru) | Бесплатформенная инерциальная навигационная система | |
Yu et al. | Study on rotational stabilization in a laser tracking system | |
SU348869A1 (ru) | Способ ускоренного приведения в плоскость | |
FI945859A0 (fi) | Foerfarande foer pendlingsdaempning av en krans last | |
SU532052A1 (ru) | Датчик линейных пераметров движени основани | |
SU1615672A1 (ru) | Нелинейна след ща система | |
JP3129335B2 (ja) | ダンパー制御装置 | |
RU2239788C1 (ru) | Гироскопический прибор | |
Perez et al. | Implementation of an inertial controller for a 2-DOF platform | |
SU1634865A1 (ru) | Способ управлени колебани ми | |
RU2296298C1 (ru) | Способ автокомпенсации уходов электростатического гироскопа | |
Pérez et al. | Inertial Stabilization Controller for a 2 DOF Platform | |
USRE28349E (en) | Method of damping devices having oscillatory motion |