RU2004130577A - METHOD FOR CONTROLLING SPACE VEHICLE WHILE SUPPORTING A PRESENT ORIENTATION USING REACTIVE FLYWHEELS - Google Patents

METHOD FOR CONTROLLING SPACE VEHICLE WHILE SUPPORTING A PRESENT ORIENTATION USING REACTIVE FLYWHEELS Download PDF

Info

Publication number
RU2004130577A
RU2004130577A RU2004130577/11A RU2004130577A RU2004130577A RU 2004130577 A RU2004130577 A RU 2004130577A RU 2004130577/11 A RU2004130577/11 A RU 2004130577/11A RU 2004130577 A RU2004130577 A RU 2004130577A RU 2004130577 A RU2004130577 A RU 2004130577A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
flywheels
spacecraft
jet
control
main
Prior art date
Application number
RU2004130577/11A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2281233C2 (en
Inventor
Владимир Семенович Ковтун (RU)
Владимир Семенович Ковтун
Валерий Николаевич Платонов (RU)
Валерий Николаевич Платонов
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Ракетно-космическа корпораци "Энерги " им. С.П. Королева" (RU)
Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Ракетно-космическа корпораци "Энерги " им. С.П. Королева" (RU), Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" filed Critical Открытое акционерное общество "Ракетно-космическа корпораци "Энерги " им. С.П. Королева" (RU)
Priority to RU2004130577/11A priority Critical patent/RU2281233C2/en
Publication of RU2004130577A publication Critical patent/RU2004130577A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2281233C2 publication Critical patent/RU2281233C2/en

Links

Landscapes

  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Navigation (AREA)

Claims (1)

Способ управления космическим аппаратом при поддержании заданной ориентации с помощью реактивных маховиков, включающий определение полетного интервала времени космического аппарата (t0, tк) для поддержания заданной ориентации, измерение параметров ориентации ξ-x осей связанного базиса космического аппарата, где ξ=1, 2, 3, относительно опорного физического базиса в текущие моменты времени t pi(t), где i=1, 2, 3, ..., I - число параметров, определяющих ориентацию связанного базиса космического аппарата относительно опорного физического базиса, в том числе измерение вектора абсолютной угловой скорости космического аппарата
Figure 00000001
формирование реактивными маховиками требуемого управляющего момента
Figure 00000002
измерение текущих значений векторов угловых скоростей вращения j-ых основных реактивных маховиков
Figure 00000003
и q-х дополнительных реактивных маховиков
Figure 00000004
где j=1, 2, 3, ... J, q=1, 2, 3, ..., Q - число основных и дополнительных реактивных маховиков, определение значений суммарного вектора кинетического момента космического аппарата по известным значениям моментов инерции космического аппарата и реактивных маховиков, а также измеренным значениям векторов
Figure 00000005
Figure 00000006
и
Figure 00000007
проверку выполнения условияA method of controlling a spacecraft while maintaining a given orientation using jet flywheels, including determining the flight time interval of a spacecraft (t 0 , t k ) to maintain a given orientation, measuring orientation parameters ξ-x of the axes of the associated basis of the spacecraft, where ξ = 1, 2 , 3, relative to the supporting physical basis at current time instants tp i (t), where i = 1, 2, 3, ..., I is the number of parameters that determine the orientation of the associated basis of the spacecraft relative to the supporting physical basis, while m including the measurement of the absolute angular velocity vector of the spacecraft
Figure 00000001
formation by reactive flywheels of the required control moment
Figure 00000002
measurement of current values of angular rotation velocity vectors of j-th main jet flywheels
Figure 00000003
and q-th additional jet flywheels
Figure 00000004
where j = 1, 2, 3, ... J, q = 1, 2, 3, ..., Q is the number of main and additional jet flywheels, determining the values of the total vector of the kinetic moment of the spacecraft from the known values of the moments of inertia of the spacecraft and jet flywheels, as well as the measured values of the vectors
Figure 00000005
Figure 00000006
and
Figure 00000007
verification of the condition
Figure 00000008
Figure 00000008
 где S - область располагаемых значений вектора кинетического момента, состоящая из подобластей основных (S0) и дополнительных (Sd) реактивных маховиков (S=S0+Sd), и, в случае выполнения указанного условия, управление космическим аппаратом без разгрузки реактивных маховиков от накопленного кинетического момента, а в случае невыполнения указанного условия, разгрузку реактивных маховиков от накопленного кинетического момента, отличающийся тем, что при поддержании ориентации производят последовательную проверку n возможных вариантов изменения знаков векторов
Figure 00000009
основных реактивных маховиков и
Figure 00000010
дополнительных реактивных маховиков, где n=1, 2, 3 ..., по ξ-м осям управления космического аппарата путем перераспределения кинетического момента между реактивными маховиками и в моменты времени изменения знаков векторами
Figure 00000011
и
Figure 00000012
проверяют выполнение условийwhere S is the range of kinetic momentum vector values, consisting of subdomains of the main (S 0 ) and additional (S d ) jet flywheels (S = S 0 + S d ), and, if this condition is met, control of the spacecraft without unloading the jet the flywheels from the accumulated kinetic moment, and in case of failure to fulfill the specified condition, unloading the reactive flywheels from the accumulated kinetic moment, characterized in that while maintaining the orientation, they consistently check n possible variations signs of vectors
Figure 00000009
main jet flywheels and
Figure 00000010
additional reactive flywheels, where n = 1, 2, 3 ..., along the ξth control axes of the spacecraft by redistributing the kinetic moment between the reactive flywheels and at time instants of signs changing by vectors
Figure 00000011
and
Figure 00000012
check conditions
Figure 00000013
Figure 00000013
 где ηi - номинальные значения измеряемых i-x параметров ориентации, обеспечивающих поддержание заданной ориентации космического аппарата в пределах допустимых диапазонов;where η i are the nominal values of the measured ix orientation parameters, ensuring the maintenance of a given orientation of the spacecraft within the acceptable ranges; δi - величины, определяющие допустимые диапазоны на i-e параметры ориентации космического аппарата,δ i - values that determine the acceptable ranges for ie the orientation parameters of the spacecraft, и в случае выполнения условий (2) по всем i-м параметрам продолжают управление космическим аппаратом по поддержанию ориентации, а в случае не выполнения фиксируют к-е варианты изменения знаков
Figure 00000014
и р-е варианты изменения знаков
Figure 00000015
и также продолжают поддержание ориентации космическим аппаратом до завершения всех указанных n-х вариантов изменения знаков векторов
Figure 00000016
и
Figure 00000017
реактивных маховиков, далее обнуляют значение
Figure 00000018
путем перераспределения кинетического момента с дополнительных на основные реактивные маховики, при этом при перераспределении проверяют выполнение условия (1) для подобласти S0 основных реактивных маховиков, и в случае его невыполнения, производят разгрузку основных реактивных маховиков от накопленного кинетического момента, а по началу поддержания заданной ориентации в момент времени t0 по значениям
Figure 00000019
проверяют наличие изменения знаков к-х вариантов
Figure 00000020
при формировании управляющих воздействий по ξ-м осям управления КА и в случае их отсутствия производят управление космическим аппаратом с помощью основных реактивных маховиков до выполнения условия (1) для подобласти S0, а в случае не выполнения указанного условия (1), управления космическим аппаратом по указанным осям производят со сменой знака управляющих воздействий основных реактивных маховиков и подключения к управлению космическим аппаратом дополнительных реактивных маховиков, при этом знаки управляющих воздействий дополнительных реактивных маховиков противоположны знакам управляющих воздействий основных реактивных маховиков, далее, в процессе управления по ξ-м осям космического аппарата при помощи основных и дополнительных реактивных маховиков проверяют наличие р-х вариантов в изменении знаков
Figure 00000021
и при их отсутствии проверяют выполнение условия (1) для подобласти Sd и в случае выполнения условия (1) одновременно для каждой из подобластей S0 и Sd области S продолжают управление космическим аппаратом, а в случае не выполнения хотя бы одного из указанных двух условий для подобластей S0 или Sd, переходят на управление по ξ-м осям космического аппарата со сменой знаков текущих управляющих воздействий от основных и дополнительных реактивных маховиков на противоположные значения, а при наличии указанных р-х вариантов дополнительно проверяют выполнение условий управления угловыми скоростями
Figure 00000022
до нулевых значений и в случае несоответствия хотя бы одному из указанных трех условий производят указанный переход на управление космическим аппаратом со сменой знаков текущих управляющих воздействий от основных и дополнительных реактивных маховиков на противоположные значения, а при наличии к-х вариантов для
Figure 00000023
определяют запасы кинетического момента основных реактивных маховиков и если они больше половины располагаемых запасов кинетического момента подобластью S0, управление по ξ-м осям космического аппарата производят путем разгона основных и дополнительных реактивных маховиков с формированием
Figure 00000024
противоположных знаков, а если указанные запасы меньше половины располагаемых подобластью S0, управление по ξ-м осям космического аппарата производят путем торможения основных и разгона дополнительных реактивных маховиков с формированием
Figure 00000025
противоположных знаков, при этом дополнительно проверяют выполнение условий управления угловыми скоростями
Figure 00000026
до нулевых значений и в случае невыполнения хотя бы одного из указанных четырех условий переходят на управление по ξ-м осям космического аппарата со сменой знаков текущих управляющих воздействий от основных и дополнительных реактивных маховиков на противоположные значения, далее производят управление до очередного несоответствия одному из указанных четырех условий, по которому осуществляют очередную смену знаков текущих управляющих воздействий, таким образом, производят управление космическим аппаратом до момента времени tк, а по окончанию выполнения заданного режима поддержания ориентации обнуляют кинетический момент, накопленный в дополнительных реактивных маховиках путем его перераспределения на основные реактивные маховики, при этом контролируют выполнение условия (1) для подобласти S0 основных реактивных маховиков и в случае его невыполнения производят разгрузку основных реактивных маховиков от накопленного кинетического момента, далее повторяют вышеуказанным образом управление космическим аппаратом по ξ-м осям с помощью реактивных маховиков для очередного режима поддержания заданной ориентации.and if conditions (2) are met for all i-th parameters, they continue to control the spacecraft to maintain orientation, and if they are not met, they fix the k-th options for changing signs
Figure 00000014
and r-e options for changing characters
Figure 00000015
and also continue to maintain the orientation of the spacecraft until the completion of all these n-th options for changing the signs of the vectors
Figure 00000016
and
Figure 00000017
jet flywheels, then reset the value to zero
Figure 00000018
by redistributing the kinetic moment from the additional to the main jet flywheels, while redistributing the condition (1) for the subregion S 0 of the main jet flywheels is checked, and if it is not fulfilled, the main jet flywheels are unloaded from the accumulated kinetic moment, and at the beginning of maintaining orientation at time t 0 by values
Figure 00000019
check for changes in the signs of the x-options
Figure 00000020
in the formation of control actions along the ξ-th control axes of the spacecraft and in their absence, the spacecraft is controlled using the main jet flywheels until condition (1) for the subregion S 0 is satisfied, and if the specified condition (1) is not met, the control of the spacecraft along the indicated axes, with the change in the sign of the control actions of the main jet flywheels and the connection of additional jet flywheels to the control of the spacecraft, the signs of the control actions are additionally changed Jet's flywheels opposite to the signs of control actions main jet flywheels, etc., in the management of £ m-axis of the spacecraft by means of basic and additional reactive flywheels check for River's options in the character change
Figure 00000021
and if they are absent, the fulfillment of condition (1) is checked for the subdomain S d and, if condition (1) is satisfied, the control of the spacecraft continues for each of the subdomains S 0 and S d of the region S, and if at least one of the two conditions for subregions S 0 or S d , go over to control along the ξ-th axes of the spacecraft with a change in the signs of the current control actions from the main and additional jet flywheels to opposite values, and if the indicated r-options are available, they are additionally checked fulfillment of angular velocity control conditions
Figure 00000022
to zero values and in case of discrepancy to at least one of these three conditions, make the indicated transition to control the spacecraft with the change of signs of the current control actions from the main and additional jet flywheels to opposite values, and if there are k options for
Figure 00000023
determine the kinetic moment reserves of the main jet flywheels and if they are more than half of the available kinetic moment reserves of the subregion S 0 , control along the ξ-th axes of the spacecraft is carried out by accelerating the main and additional jet flywheels with the formation
Figure 00000024
opposite signs, and if the indicated reserves are less than half that are located in the subregion S 0 , the control along the ξ-th axes of the spacecraft is performed by braking the main and accelerating additional jet flywheels with the formation
Figure 00000025
opposite signs, while additionally checking the fulfillment of the angular velocity control conditions
Figure 00000026
to zero values and if at least one of these four conditions is not met, they switch to control along the ξth axes of the spacecraft with changing the signs of the current control actions from the main and additional jet flywheels to the opposite values, then they control until the next non-compliance with one of the four conditions under which the next change of signs of the current control actions is carried out, thus, the spacecraft is controlled until time t k , and by the end of the execution of the specified mode of maintaining orientation, the kinetic moment accumulated in the additional reactive flywheels is zeroed by its redistribution to the main reactive flywheels, while monitoring the fulfillment of condition (1) for the subregion S 0 of the main reactive flywheels and, if it is not fulfilled, the main reactive flywheels are unloaded from the accumulated kinetic moment, then repeat the above-mentioned control of the spacecraft along the ξth axes using jet flywheels for ocher one mode of maintaining a given orientation.
RU2004130577/11A 2004-10-20 2004-10-20 Method of control of spacecraft at maintenance of preset orientation with the aid of reactive flywheels RU2281233C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2004130577/11A RU2281233C2 (en) 2004-10-20 2004-10-20 Method of control of spacecraft at maintenance of preset orientation with the aid of reactive flywheels

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2004130577/11A RU2281233C2 (en) 2004-10-20 2004-10-20 Method of control of spacecraft at maintenance of preset orientation with the aid of reactive flywheels

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2004130577A true RU2004130577A (en) 2006-03-27
RU2281233C2 RU2281233C2 (en) 2006-08-10

Family

ID=36388752

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2004130577/11A RU2281233C2 (en) 2004-10-20 2004-10-20 Method of control of spacecraft at maintenance of preset orientation with the aid of reactive flywheels

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2281233C2 (en)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2562466C1 (en) * 2014-04-29 2015-09-10 Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс") Spacecraft orientation control method and device for its implementation
RU2564828C1 (en) * 2014-06-17 2015-10-10 Открытое акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" (ОАО АНПП "ТЕМП-АВИА") Device to include unit of orientation of integrated standby instrument system into navigation instrumentation
RU2570227C1 (en) * 2014-08-26 2015-12-10 Открытое акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" (ОАО АНПП "ТЕМП-АВИА") Device for including attitude control unit in flight navigation system
RU2629691C1 (en) * 2016-03-17 2017-08-31 Виктор Андреевич Павлов Method of autonomous determining angular object positions with six degrees of spatial movement freedom
RU2761363C1 (en) * 2021-03-15 2021-12-07 Акционерное общество "Газпром космические системы" Method for spacecraft orientation control equipped with an onboard relay complex

Also Published As

Publication number Publication date
RU2281233C2 (en) 2006-08-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2477460C1 (en) Method of defining factors of aerodynamic forces and moments at steady-state rotation of aircraft model and device to this end
US20160109324A1 (en) Method and apparatus of multi-axis resonance fatigue test
CN106441779A (en) Apparatus for measuring three-degree-of-freedom dynamic stability parameters of aircraft in high-speed wind tunnel
RU2004130577A (en) METHOD FOR CONTROLLING SPACE VEHICLE WHILE SUPPORTING A PRESENT ORIENTATION USING REACTIVE FLYWHEELS
CN104215263A (en) Device for calibrating wave height and wave period of wave buoy
CN104062054B (en) A kind of torgue measurement method under the lean information condition of the momenttum wheel slow-speed of revolution
Pfeil et al. Analytic-numerical model for walking person-footbridge structure interaction
LeBlanc et al. Overview and design of pitchvawt: Vertical axis wind turbine with active variable pitch for experimental and numerical comparison
CN106507927B (en) With the pneumatic equivalent method for determining modes of aircraft of time domain
CN102288159A (en) Method and device for determining the deflection of a tower
Fejtek et al. Experimental study of flapping wing lift and propulsion
McArthur Aerodynamics of wings at low Reynolds numbers: boundary layer separation and reattachment
CN108750145A (en) A kind of magnetic torquer polarity In-flight measurement method
CN204085535U (en) A kind of wave buoy wave height, the calibrating installation of period of wave
RU2718373C1 (en) Wind-driven power plant measuring system
RU2425343C1 (en) Device for determination of connected weight, inertia moments and damping of models of vessels by methods of their free oscillations in liquid
RU2006122563A (en) METHOD FOR MAINTAINING A THREE-AXIAL ORIENTATION OF A SPACE VEHICLE WITH POWER GYROSCOPES AND TARGET LOAD
RU97107878A (en) METHOD FOR SPACE VEHICLE MANAGEMENT USING REACTIVE EXECUTIVE BODIES AND SYSTEM FOR ITS IMPLEMENTATION
CN104166401B (en) Single sliding block Moving mass control aircraft balance exercise status method
Babbar et al. Experiments in free and forced aeroelastic response
RU2004130576A (en) METHOD FOR CONTROL OF SPACE VEHICLE WHILE SUPPORTING A PRESENT ORIENTATION USING REACTIVE FLYWHEELS AND A SYSTEM FOR ITS IMPLEMENTATION
Loeser et al. Development of the dynamic wind tunnel testing capabilities at DNW-NWB
RU2006133392A (en) METHOD FOR MAINTAINING A THREE-AXIAL ORIENTATION OF A SPACE VEHICLE WITH POWER GYROSCOPES AND TARGET LOAD
CN108827624A (en) One kind waving test adjusting method and waves test macro
KAWASHIMA et al. Analysis of damping characteristics of a cable stayed bridge based on strong motion records

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20171021