RU2006430C1 - Force gyroscope spacecraft attitude control system - Google Patents

Force gyroscope spacecraft attitude control system Download PDF

Info

Publication number
RU2006430C1
RU2006430C1 SU5032611A RU2006430C1 RU 2006430 C1 RU2006430 C1 RU 2006430C1 SU 5032611 A SU5032611 A SU 5032611A RU 2006430 C1 RU2006430 C1 RU 2006430C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
determining
block
unit
orientation
input
Prior art date
Application number
Other languages
Russian (ru)
Inventor
В.С. Ковтун
В.Н. Платонов
Н.А. Суханов
С.Б. Величкин
С.И. Гусев
Original Assignee
Головное конструкторское бюро научно-производственного объединения "Энергия" им.акад.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 Головное конструкторское бюро научно-производственного объединения "Энергия" им.акад.С.П.Королева filed Critical Головное конструкторское бюро научно-производственного объединения "Энергия" им.акад.С.П.Королева
Priority to SU5032611 priority Critical patent/RU2006430C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2006430C1 publication Critical patent/RU2006430C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Navigation (AREA)

Abstract

FIELD: spacecraft attitude control systems operated by force gyroscopes. SUBSTANCE: maximum duration of attitude-hold mode for a given flight time aimed at fulfillment of the nominal flight programme is achieved by varying the value of angular momentum vector
Figure 00000005
stored in the force gyroscope system by spacecraft attitude control at the flight portions between zones of dynamic tests and at the flight portions within overlapping dynamic tests zones. The varying of angular momentum vector value is aimed at providing the best, in terms of following attitude control regimes, initial conditions with the respect to
Figure 00000006
. It allows to reduce the spacecraft re-orientation time at the flight portions within overlapping dynamic tests zones thus increasing the test time itself. At the flight portions between zones of dynamic tests it allows to obtain minimal accumulated values of
Figure 00000007
thus enlarging the available values of

Description

Изобретение относится к космической технике, а более конкретно - к системам управления ориентацией космических аппаратов (КА), в которых исполнительными органами являются силовые гироскопы (СГ). The invention relates to space technology, and more particularly, to spacecraft (SC) orientation control systems in which power gyroscopes (SG) are the executive bodies.

Известна цифровая система стабилизации орбитальной космической станции "Скайлаб", в которой основными исполнительными органами системы ориентации являются силовые гироскопы. The digital system for stabilizing the Skylab orbiting space station is known, in which power gyroscopes are the main executive bodies of the orientation system.

В качестве основных исполнительных органов системы стабилизации используются трехстепенные силовые гироскопы, для разгрузки которых от накопленного кинетического момента в момент "насыщения" системы применяются реактивные двигатели ориентации (ДО). Three-stage power gyroscopes are used as the main executive organs of the stabilization system, for which unloading from the kinetic moment at the moment of "saturation" of the system are used jet orientation engines (DO).

Основным недостатком в работе рассматриваемой системы управления является то, что построение сеансов ориентации, включающих режимы поддержaния заданной ориентации и режимы разгрузки силовых гироскопов с помощью ДО, происходит в определенной степени случайным образом. Это приводит к потере необходимой точности режима поддержания заданной ориентации. The main drawback in the work of the control system under consideration is that the construction of orientation sessions, including modes of maintaining a given orientation and modes of unloading power gyroscopes using DO, occurs to some extent randomly. This leads to the loss of the necessary accuracy of the mode of maintaining a given orientation.

Поскольку разгрузки неизбежны, проведение ряда экспериментов необходимо планировать на время между ними. Since unloading is inevitable, a series of experiments must be planned for the time between them.

Система управления КА с учетом оценки "насыщения" гироскопической системы, рассчитываемого по аналитическим формулам, принимается авторами за прототип к предлагаемому изобретению как наиболее близкая по технической сущности. The spacecraft control system, taking into account the "saturation" of the gyroscopic system, calculated by analytical formulas, is taken by the authors as a prototype of the invention as the closest in technical essence.

Уравнения и логика, заложенные в программу рассматриваемой системы управления для прототипа, должны выполнять три основные функции:
1) построение требуемой ориентации КА;
2) поддержание заданной ориентации путем стабилизации пространственного положения КА;
3) формирование команд для разгрузки СГ.The equations and logic embedded in the program of the control system under consideration for the prototype must fulfill three main functions:
1) the construction of the required orientation of the spacecraft;
2) maintaining a given orientation by stabilizing the spatial position of the spacecraft;
3) the formation of teams for unloading SG.

Наиболее часто для разгрузки СГ от "насыщения" используется гравитационный момент, который для орбитальных КА гантельного типа выше на порядок по величине по сравнению с другими моментами, действующими на корпус КА (аэродинамическим, магнитным и т. д. ). Most often, the gravitational moment is used to unload the SG from "saturation", which for the dumbbell-type orbital spacecraft is an order of magnitude higher than other moments acting on the spacecraft body (aerodynamic, magnetic, etc.).

Задача разгрузки заключается в совмещении в инерциальном пространстве вектора гравитационного момента с противоположным направлением от вектора накопленного кинетического момента и поддерживании полученной ориентации. The task of unloading is to combine the gravitational moment vector in inertial space with the opposite direction from the accumulated kinetic moment vector and maintain the orientation obtained.

В системе возможен долгосрочный прогноз изменений вектора кинетического момента, накопленного в системе СГ, для перехода к разгрузке на интервале Δ t по выражению

Figure 00000009
(t)=
Figure 00000010
-
Figure 00000011
(t)
Figure 00000012
M
Figure 00000013
(t)dt, (1) где
Figure 00000014
- измеренное на момент начала прогноза t0 значение суммарного вектора кинетического момента КА;
Figure 00000015
(t) - необходимые изменения вектора кинетического момента КА для проведения текущего режима ориентации на интервале Δt;
Figure 00000016
(t) - главный вектор внешнего возмущающего момента, действующего на корпус КА.In the system, a long-term forecast of changes in the vector of the kinetic moment accumulated in the SG system is possible for transition to unloading on the interval Δ t according to the expression
Figure 00000009
(t) =
Figure 00000010
-
Figure 00000011
(t)
Figure 00000012
M
Figure 00000013
(t) dt, (1) where
Figure 00000014
- measured at the beginning of the forecast t 0 the value of the total vector of the kinetic moment of the spacecraft;
Figure 00000015
(t) - the necessary changes in the vector of the kinetic moment of the spacecraft for the current orientation mode on the interval Δt;
Figure 00000016
(t) is the main vector of the external disturbing moment acting on the spacecraft hull.

Для разгрузки СГ используется гравитационный момент. Гравитационная разгрузка состоит из чередования режимов разворота и поддержания требуемой ориентации. И первым при этом является режим разворота. Поскольку можно выполнять разворот в двух направлениях - в сторону кратчайшего угла конечного поворота и противоположную ему сторону, то накопленный кинетический момент может еще и способствовать повышению темпа разворота, так как существует в системе СГ "больший резерв" для передачи кинетического момента корпусу КА. Интервал прогноза Δ t позволяет включать в себя время последовательности режимов, обеспечивающих выполнение целого ряда экспериментов. По долгосрочному прогнозу судят о необходимых запасах кинетического момента на предстоящую динамическую операцию и могут назначать режимы разгрузки до начала основных частей сеансов ориентации, направленных на непосредственное выполнение программы полета в случаях, когда запас кинетического момента недостаточен. The gravitational moment is used to unload the SG. Gravity unloading consists of alternating reversal modes and maintaining the required orientation. And the first is the reversal mode. Since it is possible to perform a turn in two directions - towards the shortest corner of the final turn and the opposite side, the accumulated kinetic moment can also contribute to increasing the rate of turn, since there is a "greater reserve" in the SG system for transmitting the kinetic moment to the spacecraft hull. The forecast interval Δ t allows you to include the time sequence of modes that ensure the execution of a number of experiments. According to a long-term forecast, the necessary reserves of the kinetic moment for the upcoming dynamic operation are judged and can assign unloading modes before the start of the main parts of orientation sessions aimed at directly executing the flight program in cases when the kinetic moment reserve is insufficient.

Основным недостатком в работе рассмотренной системы является то, что она производит построение сеансов ориентации (СО) только с учетом ограничений по области S располагаемых значений вектора кинетического момента на основе прогноза накопления вектора кинетического момента в системе СГ и не учитывает возможные структурные построения с учетом зон проведения экспериментов. The main drawback in the work of the considered system is that it builds orientation sessions (CO) only taking into account restrictions on the domain S of the available values of the kinetic moment vector based on the forecast of accumulation of the kinetic moment vector in the SG system and does not take into account possible structural constructions taking into account the zones experiments.

Возникает также вопрос, каким образом проводить построение СО в случаях, когда зоны проведения экспериментов пересекаются или отстоят друг от друга на интервалах времени, меньших или больших, чем требуется для программного разворота. Причем выбор момента начала разворота в каждом случае, а также структура построения СО с постановкой "промежуточных" режимов не безразлична с точки зрения продолжительности последующего эксперимента, так как то или иное перестроение сеанса приводит к своим изменениям

Figure 00000017
(t) и, следовательно, влияет на продолжительность последующих ориентаций, поскольку определяет начальные условия
Figure 00000018
для их проведения.The question also arises of how to construct the CR in cases where the experimental zones intersect or are separated from each other at time intervals shorter or longer than required for a program turn. Moreover, the choice of the moment of the beginning of the turn in each case, as well as the structure of constructing the SO with the setting of the “intermediate” modes, are not indifferent from the point of view of the duration of the subsequent experiment, since one or another restructuring of the session leads to its changes
Figure 00000017
(t) and therefore affects the duration of subsequent orientations, since it determines the initial conditions
Figure 00000018
for their conduct.

Целью изобретения является обеспечение максимальной продолжительности проведения экспериментов на фиксированных интервалах полетного времени за счет учета на основе прогноза возможных вариаций вектора кинетического момента в системе СГ на указанных интервалах при пересечении зон проведения экспериментов или отстоянии указанных зон друг от друга на интервалах времени меньших или больших, чем требуется для переориентации КА с помощью СГ. The aim of the invention is to ensure the maximum duration of experiments at fixed intervals of flight time by taking into account, based on the forecast, possible variations in the kinetic moment vector in the SG system at the indicated intervals when crossing the zones of experiments or when these zones are separated from each other at time intervals shorter or longer than required for reorientation of the spacecraft using SG.

Предложенная система позволяет на фиксированных интервалах полетного времени КА при управлении им с помощью СГ обеспечить максимальную продолжительность режимов ориентации, направленных на выполнение номинальной программы полета. Так в случаях пересечения временных зон проведения динамических экспериментов вновь введенные блоки системы позволяют выбрать момент времени начала режимов переориентации КА, позволяющий сократить до минимального значения само время переориентации и тем самым обеспечить максимальную продолжительность двух смежных режимов поддержания ориентации номинальной программы экспериментов. А на участках зон между динамическими экспериментами получить минимально накопленные значения вектора кинетического момента в системе СГ

Figure 00000019
(t), максимально увеличив тем самым
Figure 00000020
(t) для последующих управлений КА и, следовательно, максимально увеличив продолжительность экспериментов до "насыщения" системы СГ.The proposed system makes it possible to ensure the maximum duration of orientation modes aimed at the execution of the nominal flight program at fixed intervals of the spacecraft flight time when controlling it with the help of the SG. So, in cases of crossing the time zones of dynamic experiments, the newly introduced system blocks allow you to choose the time moment of the start of the reorientation modes of the spacecraft, which allows reducing the reorientation time itself to a minimum and thereby maximizing the duration of two adjacent modes of maintaining the orientation of the nominal experimental program. And on the sections of the zones between dynamic experiments to obtain the minimum accumulated values of the kinetic moment vector in the SG system
Figure 00000019
(t), thereby maximizing
Figure 00000020
(t) for subsequent spacecraft controls and, therefore, maximizing the duration of experiments to “saturate” the SG system.

Блок-схема предлагаемой системы представлена на фиг. 1, где показаны: 1- блок датчиков внешней информации, 2 - блок задания параметров КА и внешней среды, 3 - блок оценки динамического состояния КА, внешней среды и системы управления, 4 - блок сравнения прогнозируемых и располагаемых значений кинетического момента, 5 - блок силовых гироскопов, 6 - блок датчиков угловой скорости, 7 - блок прогнозируемых значений вектора кинетического момента системы СГ, 8 - блок определения временных интервалов для проведения экспериментов и определения кинематических параметров для ориентации, 9 - блок моделирования программного разворота КА, 10 - блок определения минимально возможной продолжительности разворота, 11 - блок определения интервалов пересекающихся зон ориентации, 12- блок определения минимальной продолжительности разворота на интервалах пересекающихся зон ориентации, 13 - блок определения интервалов непересекающихся зон ориентации, 14 - блок определения минимальной продолжительности разворота на интервалах непересекающихся зон ориентации, 15 - блок определения интервалов гравитационной разгрузки, 16 - блок определения момента начала разворота, 17 - блок определения целесообразности проведения гравитационной разгрузки между смежными сеансами ориентации по текущему вектору кинетического момента, 18 - блок моделирования режимов гравитационной разгрузки, 19 - блок определения выполнимости структуры сеанса ориентации, 20 - блок подтверждения выполнимости структуры сеанса ориентации по кинетическому моменту, 21 - программно-временное устройство, 22 - блок определения соответствия расчетных начальных значений вектора кинетического момента измеренным значением. A block diagram of the proposed system is shown in FIG. 1, which shows: 1 - a block of sensors of external information, 2 - a block for setting the parameters of the spacecraft and the external environment, 3 - a block for assessing the dynamic state of the spacecraft, the external environment and the control system, 4 - a block for comparing the predicted and available values of the kinetic moment, 5 - block power gyroscopes, 6 - block of angular velocity sensors, 7 - block of predicted values of the kinetic moment vector of the SG system, 8 - block for determining time intervals for conducting experiments and determining kinematic parameters for orientation, 9 - modeling block programmatic U-turn, 10 - block for determining the minimum possible duration of a turn, 11 - block for determining the intervals of intersecting orientation zones, 12 - block for determining the minimum duration of a turn at intervals of intersecting orientation zones, 13 - block for determining the intervals of non-intersecting orientation zones, 14 - block for determining the minimum duration a turn at intervals of disjoint orientation zones, 15 - a block for determining the intervals of gravitational unloading, 16 - a block for determining the moment of the beginning of a turn ota, 17 - a unit for determining the appropriateness of conducting gravitational unloading between adjacent orientation sessions according to the current kinetic moment vector, 18 - a block for modeling gravitational unloading modes, 19 - a block for determining the feasibility of the orientation session structure, 20 - a block for confirming the feasibility of the orientation session structure according to the kinetic moment, 21 - software-temporary device, 22 - unit for determining the compliance of the calculated initial values of the kinetic moment vector with the measured value.

Работает система следующим образом. The system works as follows.

Перед проведением эксперимента блок 3 производит прогноз изменений вектора

Figure 00000021
(t) в соответствии с выражением (1) для режима поддержания ориентации, обеспечивающего проведение указанного эксперимента на интервале (t, χ τв), где χ - коэффициент, определяющий зону прогноза на витке (t1, τв), охватывающую возможные моменты времени начала последующих экспериментов. Увеличение интервала прогноза от (t1, t2) до (t1, χ τв) связано с тем, что моменты времени начала переориентации КА могут не совпадать с моментами времени окончания экспериментов по баллистическим и другим условиям.Before the experiment, block 3 makes a forecast of changes in the vector
Figure 00000021
(t) in accordance with expression (1) for the orientation maintenance mode, which ensures the indicated experiment is carried out in the interval (t, χ τ c ), where χ is the coefficient determining the forecast zone on the turn (t 1 , τ c ), covering possible moments start time of subsequent experiments. The increase in the forecast interval from (t 1 , t 2 ) to (t 1 , χ τ in ) is due to the fact that the moments of the start of reorientation of the spacecraft may not coincide with the times of the end of the experiments under ballistic and other conditions.

Далее, по аналогии с работой системы-прототипа, проверяется выполнение условия

Figure 00000022
(t)∈S на интервале (t1, t2) и, если оно выполняется, то принимается решение на проведение эксперимента. По принятии указанного решения в блоки 12-22 с выхода блока 3 выдается команда на приведение системы в исходное положение. Далее с второго и третьего выходов блока 3 в блоки 12 и 13 производится запись спрогнозированных на интервале (t1, Ψ τв) значений
Figure 00000023
(t) и параметров вектора состояния КА соответственно.Next, by analogy with the operation of the prototype system, the condition is checked
Figure 00000022
(t) ∈S on the interval (t 1 , t 2 ) and, if it is satisfied, then a decision is made to conduct an experiment. Upon the adoption of this decision in blocks 12-22 from the output of block 3, a command is issued to bring the system to its original position. Then, from the second and third outputs of block 3 to blocks 12 and 13, the values predicted for the interval (t 1 , Ψ τ in ) are recorded
Figure 00000023
(t) and spacecraft state vector parameters, respectively.

В блоке 13 по данным на проведение экспериментов, предварительно заданным на второй вход из блока 2, а также по начальному вектору состояния КА, полученному из блока 3, рассчитываются временные интервалы на проведение последующих экспериментов и значения кинематических параметров, определяющих ориентации КА при этом. In block 13, according to the data on the experiments, previously set to the second input from block 2, as well as the initial state vector of the spacecraft obtained from block 3, the time intervals for subsequent experiments and the values of the kinematic parameters that determine the orientation of the spacecraft are calculated.

После получения расчетных величин в блоке 23 на проведение эксперимента Э1 и Э2 передаются во внешние блоки следующие данные:
- в блок 14, 21 и 23 - кинематические параметры, определяющие ориентацию КА относительно орбитального и других расчетных базисов; углы атаки α1, скольжения β, поворота солнечных батарей, φ СБ;
- блок 15 - кинематические параметры, определяющие переориентацию КА при переходе от Э1 к Э2;
- в блоки 17-22 - значения t2, t3, определяющие моменты времени конца предыдущего и начала последующего экспериментов на интервале орбитального участка.After obtaining the calculated values in block 23, the following data are transferred to the external blocks for conducting the experiment E1 and E2:
- in block 14, 21 and 23 - kinematic parameters that determine the orientation of the spacecraft relative to the orbital and other calculation bases; angles of attack α 1 , slip β, rotation of solar panels, φ SB ;
- block 15 - kinematic parameters that determine the reorientation of the spacecraft during the transition from E1 to E2;
- in blocks 17-22 - the values of t 2 , t 3 that determine the time moments of the end of the previous and the beginning of the subsequent experiments on the interval of the orbital section.

В блоке 15 производится определение минимально возможной продолжительности разворота Δ tР', исходя из кинематических параметров на переориентацию КА.In block 15, the minimum possible duration of the turn Δ t P 'is determined based on the kinematic parameters for the reorientation of the spacecraft.

Минимально возможная продолжительность разворота будет равна
Δt

Figure 00000024
=
Figure 00000025
, где ω max - установленная для конкретной системы СГ максимально возможная угловая скорость разворота КА без использования ДО в качестве исполнительных органов;
β к - угол конечного поворота.The shortest possible turn time will be equal to
Δt
Figure 00000024
=
Figure 00000025
where ω max is the maximum possible angular velocity of the spacecraft rotation established for a particular SG system without using DO as executive bodies;
β to - the angle of the final rotation.

После определения значение Δ tР' передается в блоки 17 и 18.After determining the value of Δ t P 'is transmitted to blocks 17 and 18.

В блоке 16 производится проверка выполнения условия
t3 - t2 ≅0 (2) и, если условие выполняется, то выдается команда в блок 17 на поиск минимальной длительности разворота КА на интервалах пересекающихся зон экспериментов, где и осуществляется поиск момента начала разворота tР, при котором он будет минимальным по длительности и, следовательно, сама продолжительность экспериментов будет максимальной.In block 16, a condition is checked
t 3 - t 2 ≅0 (2) and, if the condition is fulfilled, then a command is issued to block 17 to search for the minimum spacecraft turn time in the intervals of the intersecting experimental zones, where the search is made for the start time of the turn t P , at which it will be minimal in duration and, therefore, the duration of the experiments will be maximum.

На фиг. 2 показан случай пересекающихся зон экспериментов, обозначением ΔτР показан условно интервал возможной вставки программного разворота КА для переориентации; обозначения Δ tР1, Δ tР2характеризуют возможные длительности разворотов на участках "левой" и "правой" частей интервала Δ tР; остальные обозначения соответствуют ранее принятым.In FIG. Figure 2 shows the case of intersecting experimental zones; the Δτ P symbol indicates the conditionally interval of a possible insertion of a spacecraft software turn for reorientation; the designations Δ t P1 , Δ t P2 characterize the possible duration of the turns in the areas of the "left" and "right" parts of the interval Δ t P ; other designations correspond to those previously accepted.

На фиг. 3 представлена модель алгоритма решения задачи поиска продолжительности разворота на "левом" интервале при условии окончания разворота к моменту времени t2. Поиск осуществляется итерационным методом. Исходной величиной для начала поиска является минимально возможная продолжительность Δ tР', получаемая из блока 15. Переменной является момент времени ti, по которому в блоке 7 осуществляется поиск начальных условий по

Figure 00000026
(t) для моделирования режима программного разворота в блоке 9. Угловое движение КА моделируется с учетом всех особенностей бортовых алгоритмов управления режимами ориентации. При этом для определения составляющих главного вектора возмущающего момента ((
Figure 00000027
)), действующего на корпус КА в процессе разворота, блок 9 обменивается информацией с блоком 8. В качестве запросной является информация об изменениях в кинематическом контуре СУД кватерниона Λ , по которой в блоке 8 определяют положение КА относительно орбитального базиса. А по положению КА в орбитальном базисе определяют вектор
Figure 00000028
направляющих косинусов между связанными осями КА и его радиус-вектором R0, а также углы α1 и β (атаки и скольжения).In FIG. 3 shows a model of the algorithm for solving the task of finding the duration of a turn on the "left" interval, provided that the turn is completed by time t 2 . The search is carried out by an iterative method. The initial value for starting the search is the minimum possible duration Δ t P 'obtained from block 15. The variable is the time t i , by which the block 7 searches for initial conditions
Figure 00000026
(t) to simulate a programmatic turn mode in block 9. The angular motion of the spacecraft is modeled taking into account all the features of the onboard algorithms for controlling orientation modes. Moreover, to determine the components of the main vector of the disturbing moment ((
Figure 00000027
)) acting on the spacecraft hull during a U-turn, block 9 exchanges information with block 8. As a request, information about changes in the kinematic contour of the COURT of the quaternion Λ is used, which determines the position of the spacecraft relative to the orbital basis in block 8. And by the position of the spacecraft in the orbital basis determine the vector
Figure 00000028
directing cosines between the connected axes of the spacecraft and its radius vector R 0 , as well as the angles α 1 and β (attack and slip).

Таким образом, по расчетным изменениям кватерниона Λ в блоке 9, переданным в блок 8 с установленным расчетным шагом, в блоке 9 определяются и передаются обратно необходимые расчетные значения для определения гравитационной и аэродинамической составляющих главного вектора

Figure 00000029
. В расчетные входят также и передаваемые на каждом шаге значения вектора состояния, необходимые для определения радиус-вектора и скорости полета КА.Thus, according to the calculated changes in the quaternion Λ in block 9, transferred to block 8 with the specified calculation step, in block 9, the necessary calculated values are determined and sent back to determine the gravitational and aerodynamic components of the main vector
Figure 00000029
. The calculated values also include the state vector values transmitted at each step, which are necessary for determining the radius vector and spacecraft flight speed.

После определения продолжительности разворота Δ tР1сравнивается это значение со значением Δ tРi на предыдущих итерационном шаге. И если tPi меньше значения ΔtP1, то производится поиск очередного значения продолжительности с шагом итераций Δτ . Если же нет, то проверяется условие смежности режимов ориентации (t3 - t2) = 0, обеспечивающих проведение экспериментов Э1 и Э2. Если условие выполняется, то на участке "левой" части интервала Δτ Р поиск разворота с минимальной продолжительностью прекращается. Продолжительность разворота Δ t1 принимается равной последней расчетной ΔtP1, момент начала разворота ΔtР1 отстоит влево от момента времени t2 на величину ΔtР1 и начальное условие по

Figure 00000030
(t) принимается равным на момент времени начала последнего расчетного значения разворота.After determining the duration of the turn Δ t P1 , this value is compared with the value of Δ t Pi at the previous iterative step. And if t Pi is less than Δt P1 , then the next value of the duration is searched with iteration step Δτ. If not, then the condition for the adjacency of the orientation modes (t 3 - t 2 ) = 0, which ensures the conduct of experiments E1 and E2, is checked. If the condition is met, then in the area of the "left" part of the interval Δτ P, the search for a U-turn with a minimum duration stops. The duration of the turn Δ t 1 is taken to be equal to the last calculated Δt P1 , the moment of the start of the turn Δt P1 is to the left of the time t 2 by the value Δt P1 and the initial condition for
Figure 00000030
(t) is assumed to be equal at the time of the beginning of the last calculated reversal value.

В случае невыполнения условия смежности указанных режимов ориентации производится поиск минимальной продолжительности разворота на участке "левой" части интервала Δτ Р (см. фиг. 4).In case of non-fulfillment of the adjacency condition of the indicated orientation modes, a search is made for the minimum turn time in the section of the "left" part of the interval Δτ P (see Fig. 4).

Для этого на первом итерационном шаге поиска (i: = 1), в качестве граничного (fi) берется значение продолжительности Δ tР1. Момент времени начала разворота ΔtP1' на этом же шаге принимает не окончательное, а промежуточное значение τ Р. Затем в алгоритме начало разворота сдвигается по времени "влево" на Δτ . Для выбранного момента времени ti' находится в блоке 7 начальное значение

Figure 00000031
(to)
Figure 00000032
по вектору
Figure 00000033
(t) и в блоке 9 определяется продолжительность разворота Δ tP1'. Далее производится проверка на принадлежность продолжительности разворота интервалу (ti', t3) (до "правой" границы, определяемой моментов времени t3). Если указанная граница не пересекается, то производится выбор меньшего из расчетных значений продолжительности разворота, запоминаются момент времени τ Р и начальные условия H
Figure 00000034
(t) по
Figure 00000035
(t), ему соответствующие. Далее производится переход к следующему (i + 1)-му шагу.For this, at the first iteration step of the search (i: = 1), the duration Δ t P1 is taken as the boundary (f i ). The time of the beginning of the turn Δt P1 'at the same step takes not the final, but the intermediate value τ P. Then, in the algorithm, the beginning of the turn is shifted in time “to the left” by Δτ. For the selected point in time t i 'is in block 7 the initial value
Figure 00000031
(t o )
Figure 00000032
by vector
Figure 00000033
(t) and in block 9, the turn time Δ t P1 'is determined. Next, a check is made on whether the duration of the turn corresponds to the interval (t i ', t 3 ) (up to the "right" border, determined by the time t 3 ). If the specified boundary does not intersect, then the smaller of the calculated values of the duration of the turn is selected, the moment of time τ P and the initial conditions H
Figure 00000034
(t) by
Figure 00000035
(t) corresponding to it. Next, go to the next (i + 1) -th step.

В случае пересечения границы в качестве момента начала минимального по длительности разворота принимается последнее запомненное значение τ Р, продолжительность разворота Δ t1 принимается равной последнему запомненному граничному значению fi, а начальные условия

Figure 00000036
соответствуют моменту времени τР.In the case of crossing the border, the last remembered value of τ P is taken as the moment of the start of the minimum turnaround time, the turn time Δ t 1 is taken equal to the last remembered boundary value f i , and the initial conditions
Figure 00000036
correspond to the time instant τ P.

Определив минимальную продолжительность разворота Δ t1 в "левой" части интервала Δτ Р, переходим к определению минимальной продолжительности разворота Δ t2 в "правой" части указанного интервала. Оба указанных алгоритма по определению Δ t1 и Δ t2 являются независимыми друг от друга, поэтому для сокращения времени на принятие решения процесс поиска можно проводить параллельно (см. фиг. 3, 5).Having determined the minimum duration of a turn Δ t 1 in the "left" part of the interval Δτ P , we proceed to determine the minimum duration of a turn Δ t 2 in the "right" part of the specified interval. Both of these algorithms, by definition, Δ t 1 and Δ t 2 are independent of each other, therefore, to reduce the time for decision making, the search process can be carried out in parallel (see Fig. 3, 5).

В начале поиска в качестве верхней границы продолжительности разворота берем fi: = + ∞ . Далее, начиная с момента времени t3 с шагом Δ τ , проводится итерационный процесс поиска минимальной продолжительности разворота. При этом проверяется условие смежности двух режимов ориентации (t3 - t2 = 0) и, если оно выполняется, процесс итераций не производится, первое расчетное значение продолжительности разворота принимается равным Δ t2, момент времени начала разворота tР2соответствует t3 и начальные условия по

Figure 00000037
(t) выбираются на этот же момент времени t3.At the beginning of the search, we take f i : = + ∞ as the upper boundary of the duration of the turn. Next, starting from time t 3 with a step Δ τ, an iterative process of finding the minimum duration of a turn is carried out. In this case, the adjacency condition of the two orientation modes is checked (t 3 - t 2 = 0) and, if it is satisfied, the iteration process is not performed, the first calculated value of the turn time is taken to be Δ t 2, the moment of turn start time t Р2 corresponds to t 3 and the initial conditions for
Figure 00000037
(t) are selected at the same time t 3 .

В процессе поиска Δ t3 на каждом шаге производится сравнение текущего и предыдущего значений продолжительности, а запоминается меньшее из них. Меньшему из значений задаются также и момент времени начала разворота для его получения и начальное условие по

Figure 00000038
(t), ему соответствующее.In the search process Δ t 3 at each step, the current and previous duration values are compared, and the smaller of them is remembered. The smaller of the values is also given the time moment of the beginning of the turn to receive it and the initial condition for
Figure 00000038
(t) corresponding to it.

Процесс итераций производится до выхода на "левую" границу, определяемую моментом времени t2. При выходе на указанную границу последнее из запомненных значений Δ t2 принимается за искомое.The iteration process is performed before reaching the "left" boundary, determined by the time t 2 . When reaching the specified boundary, the last of the stored values Δ t 2 is taken as the desired one.

Далее по значениям Δ t1 и Δ t2 производится поиск наименьшего из значений продолжительности разворота (см. фиг. 6). Моменты времени его начала и значение вектора

Figure 00000039
, ему соответствующее, передаются в блоки 19 и 20.Next, the values of Δ t 1 and Δ t 2 search for the shortest of the values of the duration of the turn (see Fig. 6). Moments of the time of its beginning and the value of the vector
Figure 00000039
, corresponding to it, are transferred to blocks 19 and 20.

В случае невыполнения условия (2) в блоке 11 управляющий сигнал выдается в блок 13, где производится проверка выполнения другого условия:
(t3 - t2) < Δ tP', (3) где Δ tP' - минимально возможная продолжительность разворота КА при переходе от ориентации эксперимента Э1 в ориентацию эксперимента Э2, определяемая в блоке 10.In case of non-fulfillment of condition (2) in block 11, the control signal is issued to block 13, where the fulfillment of another condition is checked:
(t 3 - t 2 ) <Δ t P ', (3) where Δ t P ' is the minimum possible duration of a spacecraft rotation during the transition from the orientation of experiment E1 to the orientation of experiment E2, which is determined in block 10.

Значения t2, t3 определяются в блоке 8 и передаются в блок 13.The values of t 2 , t 3 are determined in block 8 and transmitted to block 13.

В случае выполнения условия (3) управляющий сигнал выдается в блок 14, где осуществляется поиск момента начала разворота на интервале Δτ Р1 (см. фиг. 7). В отличие от случая, указанного на фиг. 2, разворот должен включать в себя интервал (t2, t3). Следовательно, начинаться он должен не позже момента времени t2 и заканчиваться не раньше момента времени t3. Указанные случаи и определяют интервал времени Δτ Р1возможной вставки разворота, а минимальное значение продолжительности разворота приводит к максимальной продолжительности ориентации, обеспечивающих проведение экспериментов.If condition (3) is fulfilled, the control signal is issued to block 14, where a search is made for the moment of the start of a turn on the interval Δτ P1 (see Fig. 7). In contrast to the case indicated in FIG. 2, the u-turn should include the interval (t 2 , t 3 ). Therefore, it should begin no later than time t 2 and end no earlier than time t 3 . These cases determine the time interval Δτ P1 of the possible insertion of a turn, and the minimum value of the duration of the turn leads to the maximum duration of the orientation, ensuring the conduct of experiments.

Блок-схема алгоритма поиска минимальной продолжительности разворота в блоке 14 на интервале Δτ Р1 показана на фиг. 8.The block diagram of the algorithm for finding the minimum turnaround time in block 14 over the interval Δτ P1 is shown in FIG. 8.

Поиск минимальной продолжительности разворота производится итерационным методом. Переменной величиной является момент времени начала разворота, который изменяется с шагом Δτ , начиная с момента времени t2. Работа алгоритма на фиг. 8 аналогична описанию работы алгоритмов, представленных на фиг. 4-6, при этом учитываются новые границы интервала Δτ Р1 (вместо Δτ Р). На выходе блока 14 получаем значения момента начала разворота tР и начальные условия

Figure 00000040
по
Figure 00000041
(t) ему соответствующие, которые передаются затем в блок 19 и 20.The search for the minimum turnaround time is performed by the iterative method. The variable is the time moment of the beginning of the turn, which varies with step Δτ, starting from time t 2 . The operation of the algorithm in FIG. 8 is similar to the description of the operation of the algorithms shown in FIG. 4-6, while taking into account the new boundaries of the interval Δτ P1 (instead of Δτ P ). At the output of block 14, we obtain the values of the moment of the beginning of the turn t Р and the initial conditions
Figure 00000040
by
Figure 00000041
(t) corresponding to it, which are then transferred to blocks 19 and 20.

В случае невыполнения условия (2) сигнал о начале поиска из блока 13 передается в блок 15. In case of failure to fulfill the condition (2), the signal about the start of the search from block 13 is transmitted to block 15.

В блоке 15 проверяется возможность проведения разворота, начиная с момента времени t2 и заканчивая его моментом времени t3 (см. алгоритм на фиг. 9). Если указанный разворот по длительности ( Δ tP4) строго укладывается в данный промежуток (t3 = t2 + + Δ tP4), то за начальный момент разворота в структуре cеанса ориентации принимается момент времени t2 и начальные условия

Figure 00000042
по
Figure 00000043
(t) выбираются на этот же момент времени. Полученные значения передаются соответственно в блок 19 и блок 20.In block 15, the possibility of a reversal is checked, starting from time t 2 and ending with time t 3 (see the algorithm in Fig. 9). If the indicated spread in duration (Δ t P4 ) strictly fits into this interval (t 3 = t 2 + + Δ t P4 ), then the time t 2 and the initial conditions are taken as the initial moment of the turn in the structure of the orientation session
Figure 00000042
by
Figure 00000043
(t) are selected at the same time. The obtained values are transmitted respectively to block 19 and block 20.

В случае, когда указанный разворот заканчивается позже момента времени t3, то производится обращение в блок 14 и поиск значений tP и

Figure 00000044
производится в соответствии с алгоритмом, представленным на фиг. 8.In the case when the specified U-turn ends later than the time t 3 , then an appeal is made to block 14 and a search for the values of t P and
Figure 00000044
is performed in accordance with the algorithm shown in FIG. 8.

Если же указанный разворот заканчивается раньше момента времени t3, то проверяется возможность включения в структуру сеанса ориентации интервала гравитационной разгрузки. Для этого проверяется выполнение условия
t3 - t2 ≥ Δ tP4 + Δ tСКГР, (4) где Δ tСКГР - интервал эффективного применения режимов гравитационной разгрузки силовых гироскопов от накопленного кинетического момента. Под интервалом эффективного применения режимов гравитационной разгрузки понимается полученная по результатам математического моделирования и на его основе статистически минимальная продолжительность режимов СКГР, при которой модуль вектора

Figure 00000045
(t) после разгрузки всегда меньше по величине модуля указанного вектора до начала разгрузки.If the indicated U-turn ends before the time t 3 , then the possibility of including the orientation of the gravitational discharge interval in the session structure is checked. To do this, the condition is checked
t 3 - t 2 ≥ Δ t P4 + Δ t SKGR , (4) where Δ t SKGR is the interval of effective application of gravitational unloading regimes of power gyroscopes from the accumulated kinetic moment. The interval of effective application of gravitational unloading modes is understood to be obtained by the results of mathematical modeling and on its basis, the statistically minimum duration of the SCGR modes, at which the vector module
Figure 00000045
(t) after unloading is always less in magnitude than the modulus of the specified vector before unloading begins.

Если условие (3) не выполняется, то поиск момента времени tР и начального значения

Figure 00000046
производится в блоке 16, иначе происходит переход в блоки 17 и 18.If condition (3) is not satisfied, then the search for time t P and the initial value
Figure 00000046
is made in block 16, otherwise there is a transition to blocks 17 and 18.

Для поиска указанных значений в блоке 16 определен интервал времени Δτ P2 (см. фиг. 10). Продолжительность разворота принадлежит указанному временному интервалу с определенным временным запасом. Следовательно, она не влияет на продолжительность самих экспериментов и искать ее наименьшее значение не имеет смысла.To search for the specified values in block 16, the time interval Δτ P2 is determined (see Fig. 10). The duration of the turn belongs to the specified time interval with a certain time margin. Therefore, it does not affect the duration of the experiments themselves and it makes no sense to search for its smallest value.

Однако построение структуры сеанса ориентации не безразлично с точки зрения продолжительности ориентации, обеспечивающей проведение эксперимента Э2. Каждый момент времени начала разворота и дальнейшее поддержание заданной ориентации до входа в зону эксперимента обеспечивают свои начальные условия по

Figure 00000047
(t) на момент времени t3. Наиболее выгодные, с точки зрения последующего эксперимента, те начальные условия по
Figure 00000048
(t), которые приводят номограмму годографа (кривую, описываемую концом вектора
Figure 00000049
(t)) к центру области S, тогда запас по кинетическому моменту (расстояние от центра до поверхности области) максимален. Если область S симметрична относительно осей связанного базиса, то приведение к центру означает уменьшение модуля вектора
Figure 00000050
(t), который в предельном значении должен равняться нулю.However, the construction of the orientation session structure is not indifferent from the point of view of the orientation duration that ensures the conduct of the E2 experiment. Each time moment of the start of a turn and the further maintenance of a given orientation before entering the experimental zone provide their initial conditions for
Figure 00000047
(t) at time t 3 . The most favorable, from the point of view of the subsequent experiment, those initial conditions for
Figure 00000048
(t) that give the hodograph nomogram (a curve described by the end of the vector
Figure 00000049
(t)) to the center of the region S, then the kinetic momentum margin (distance from the center to the surface of the region) is maximum. If the region S is symmetric with respect to the axes of the connected basis, then reduction to the center means a decrease in the vector modulus
Figure 00000050
(t), which in the limit value should be equal to zero.

Следовательно, циклограмму сеанса ориентации на фиг. 10 необходимо строить таким образом, чтобы модуль H вектора

Figure 00000051
(t) на момент времени t3 был минимален.Therefore, the sequence diagram of the orientation session in FIG. 10 must be constructed so that the module H of the vector
Figure 00000051
(t) at time t 3 was minimal.

Блок-схема алгоритма поиска момента начала разворота tP, обеспечивающего в циклограмме сеанса ориентации минимальное значение вектора

Figure 00000052
(t) на момент времени t3, представлена на фиг. 11.The flowchart of the search algorithm for the moment of the beginning of the turn t P , which ensures the minimum value of the vector in the sequence diagram of the orientation session
Figure 00000052
(t) at time t 3 , is shown in FIG. eleven.

В начале алгоритма принимаем H: = + ∞ , а предполагаемую продолжительность разворота Δ tP5 равной нулю. Далее, с шагом Δτ организуется итерационный процесс поиска искомого значения Н. После определения продолжительности разворота на каждом шаге поиска фиксируются значения

Figure 00000053
вектора
Figure 00000054
(t) на момент времени конца разворота (tP3 + Δ tP5) и производится прогноз изменений
Figure 00000055
(t)′ на интервале (tP3 + +Δ tP5, t3) по выражению (1) с нулевыми начальными условиями. Для расчета составляющих главного вектора возмущающего момента
Figure 00000056
(t) используется информация с блока 8. Значение вектора
Figure 00000057
t) принято равным нулю. Начальное условие по кинетическому моменту корпуса КА также принимается нулевым, так как рассматривается переориентация КА от одного инерциального базиса к другому.At the beginning of the algorithm, we take H: = + ∞, and the estimated turn time Δ t P5 is equal to zero. Next, with the step Δτ, an iterative process of searching for the desired value of N. is organized. After determining the duration of the turn at each search step, the values are fixed
Figure 00000053
of vector
Figure 00000054
(t) at the time of the end of the turn (t P3 + Δ t P5 ) and a forecast of changes is made
Figure 00000055
(t) ′ on the interval (t P3 + + Δ t P5 , t 3 ) by expression (1) with zero initial conditions. To calculate the components of the main vector of the disturbing moment
Figure 00000056
(t) uses information from block 8. Vector value
Figure 00000057
t) taken equal to zero. The initial condition on the kinetic moment of the spacecraft body is also taken to be zero, since the reorientation of the spacecraft from one inertial basis to another is considered.

Далее определяются суммарные значения

Figure 00000058
(t) с учетом начальных условий
Figure 00000059
и проверка условия выполнимости режимов
Figure 00000060
(t)∈S по "насыщению" системы СГ
Если режимы не выполнимы по причине "насыщения" системы, то выдается команда в блок 20. Иначе производится сравнение модуля Н вектора
Figure 00000061
(t) на момент времени t3 с этим же значением, полученным на предыдущем шаге, и по результатам сравнения выбирается меньшее из значений H. Для выбранного значения Н запоминаются ему соответствующие момент начала разворота τР, начальные условия
Figure 00000062
на момент начала разворота и продолжительность разворота fi.Next, the total values are determined
Figure 00000058
(t) taking into account the initial conditions
Figure 00000059
and checking conditions for the feasibility of the modes
Figure 00000060
(t) ∈S in the "saturation" of the SG system
If the modes are not feasible due to the "saturation" of the system, then a command is issued to block 20. Otherwise, the module H of the vector is compared
Figure 00000061
(t) at time t 3 with the same value obtained in the previous step, and from the results of comparison, the smaller of the values of H. is selected. For the selected value of H, the corresponding moment of the start of the turn τ P , the initial conditions
Figure 00000062
at the beginning of the turn and the duration of the turn f i .

Итерационный процесс продолжается до момента времени, когда разворот, с точностью до шага Δτ , достигает момента времени t3. По завершении итерационного процесса последние из запомненных значений τ Ри

Figure 00000063
передаются соответственно в блок 19, блок 20.The iterative process continues to the point in time when the U-turn, up to step Δτ, reaches the point in time t 3 . Upon completion of the iterative process, the last of the stored values of τ P and
Figure 00000063
transmitted respectively to block 19, block 20.

В случае выполнения условия (4) с помощью блока 17 и блока 18 производится построение структуры сеанса ориентации, показанной на фиг. 12. Принятые на фиг. 12 обозначения соответствуют ранее введенным. Для построения указанной структуры определяется момент времени tP прерывания режимов СКГР и перехода в режим программного разворота. Момент времени tР может в принципе совпадать с моментом времени t3. Это возможно в том случае, если ориентация КА на момент окончания режимов СКГР совпадает с ориентацией, обеспечивающей проведение эксперимента Э2. С другой стороны, момент времени tP должен быть больше или равен моменту времени t2 + Δ tСКГР, ибо только в этих случаях, как отмечалось ранее, целесообразно применение режимов СКГР.If condition (4) is fulfilled using block 17 and block 18, the structure of the orientation session shown in FIG. 12. Adopted in FIG. 12 designations correspond to previously entered. To build the specified structure, the time t P of the interruption of the SKGR modes and the transition to the program reversal mode is determined. The time t P can in principle coincide with the time t 3 . This is possible if the orientation of the spacecraft at the moment of termination of the SCGR modes coincides with the orientation that ensures the conduct of the E2 experiment. On the other hand, the time t P must be greater than or equal to the time t 2 + Δ t SKGR , because only in these cases, as noted earlier, it is advisable to use the modes of SKGR.

По приходе команды из блока 15 в блок 17 (см. фиг. 13) текущему моменту времени t присваивается значение t2 и по нему в блоке 7 отыскивается начальное значение вектора кинетического момента в системе СГ

Figure 00000064
(t0)6, которое передается непосредственно в блок математического моделирования режимов СКГР на интервале (t2, t3).Upon the arrival of the command from block 15 to block 17 (see Fig. 13), the current time t is assigned the value t 2 and from it, in block 7, the initial value of the kinetic moment vector in the SG system is found
Figure 00000064
(t 0 ) 6 , which is transmitted directly to the block of mathematical modeling of the modes of the CKGR in the interval (t 2 , t 3 ).

Для примера рассмотрим математическое моделирование режимов СКГР космического модуля. Модуль имеет форму "гантельного", осесимметричного КА. Начальное значение H(t0)6 воспринимается как накопленный кинетический момент в системе СГ (

Figure 00000065
).For example, consider the mathematical modeling of the SCGR modes of a space module. The module has the form of a "dumbbell", axisymmetric spacecraft. The initial value of H (t 0 ) 6 is perceived as the accumulated kinetic moment in the SG system (
Figure 00000065
)

По известным расчетным зависимостям для осесимметричного КА определяем углы Крылова VР и Ψ Р ( φ Р полагаем равным нулю) для перехода от орбитального базиса Eор к некоторому инерциальному базису BR гравитационной разгрузки, при котором вектор гравитационного момента

Figure 00000066
направлен противоположно вектору
Figure 00000067
. Полученным углам соответствует кватернион
Figure 00000068
)sin(Ψp/2), sin(vp/2)× задающий положение базиса BR относительно базиса Eор.From the known calculated dependences for an axisymmetric spacecraft, we determine the Krylov angles V P and Ψ P (we set φ P equal to zero) for the transition from the orbital basis E op to some inertial basis BR of gravitational unloading, at which the vector of gravitational moment
Figure 00000066
directed opposite to the vector
Figure 00000067
. The resulting angles correspond to the quaternion
Figure 00000068
) sin (Ψ p / 2), sin (v p / 2) × specifying the position of the basis BR relative to the basis E op .

Далее определяем кватернион Х, задающий положение базиса BR относительно базиса lγ :
X = L ˙ D, где L - кватернион, задающий положение базиса Eор относительно базиса lγ . И, наконец, рассчитываем кватернион NR, определяющий рассогласование между базисом BR и базисом B:
NR=

Figure 00000069
A, где
Figure 00000070
- кватернион, сопряженный кватерниону Х;
A - кватернион, определяющий положение базиса B относительно lγв момент времени определения базисa BR.Next, we determine the quaternion X that sets the position of the basis BR relative to the basis l γ :
X = L ˙ D, where L is the quaternion defining the position of the basis E op with respect to the basis l γ . And finally, we calculate the quaternion NR, which determines the mismatch between the basis BR and the basis B:
NR =
Figure 00000069
A where
Figure 00000070
- quaternion conjugated to quaternion X;
A is a quaternion that determines the position of the basis B with respect to l γ at the time of determination of the basis BR.

Затем по кватерниону NR моделируется поворот базиса в положениe базиса BR с последующим поддержанием заданной ориентации в ИСК. Then, on the basis of the quaternion NR, the rotation of the basis at the position of the basis of BR is modeled with the subsequent maintenance of the given orientation in the ISK.

При этом блок математического моделирования режимов гравитационной разгрузки взаимодействует следующим образом с внешними блоками. После определения в нем кватерниона D запрашивается в блок 8 значение кватерниона L, а после определения кватерниона Х - значение кватерниона A. In this case, the block of mathematical modeling of gravitational unloading modes interacts as follows with external blocks. After determining quaternion D in it, the value of quaternion L is requested in block 8, and after determining quaternion X, the value of quaternion A.

По кватерниону NR, переданному в блок 9, производится моделирование программного разворота. А по концу моделирования программного разворота в модель гравитационной разгрузки выдаются значения времени конца разворота и вектора кинетического момента на этот же момент времени. Указанные значения служат начальными для моделирования следующего режима - поддержания ориентации в базисе BR. При этом по известному положению базиса BR относительно Eор, получаемому из блока 8, определяются параметры для расчета

Figure 00000071
.The quaternion NR, transferred to block 9, simulates a software turn. And at the end of the simulation of the program turn, the values of the time of the end of the turn and the vector of the kinetic moment at the same time are given in the model of gravitational unloading. The indicated values serve as initial data for modeling the next regime — maintaining orientation in the BR basis. Moreover, according to the known position of the basis BR relative to E OP , obtained from block 8, the parameters for calculating
Figure 00000071
.

Математическое моделирование режимов СКГР производится на интервале (t2, t3), а запоминание значений

Figure 00000072
(t) - на отрезке t2 + Δ tСКГР, t3, так как момент времени tP может принадлежать только этому отрезку.Mathematical modeling of the RHC modes is performed on the interval (t 2 , t 3 ), and the storage of values
Figure 00000072
(t) - on the interval t 2 + Δ t SKGR , t 3 , since the time t P can belong only to this segment.

Одновременно с командой в блок 18 из блока 15 приходит та же команда в блок 17 для поиска момента времени начала разворота tP (см. фиг. 13). Первоначально для проверки выбирается момент времени tP, устанавливающий целесообразность проведения режимов гравитационной разгрузки, исходя из минимально необходимой продолжительности ( Δ tСКГР). Ведь кроме изменения начальных условий по

Figure 00000073
(t) по концу режимов гравитационной разгрузки меняется и угол конечного разворота для последующей переориентации, так как вместо переориентации КА из инерциального базиса, обеспечивающего проведение Э1, в инерциальный базис, обеспечивающий проведение Э2, получаем другой случай разворота - из базиса BR в инерциальный базис для Э2. Обращение в блок 18 производится с задержкой времени Δτ СКГР, необходимой для моделирования режимов СКГР в блоке 18.Simultaneously with the command to block 18 from block 15, the same command arrives at block 17 to search for the moment of the start of the turn t P (see Fig. 13). Initially, a time point t P is selected for verification, which establishes the expediency of carrying out gravitational unloading modes based on the minimum required duration (Δ t SCHR ). Indeed, in addition to changing the initial conditions for
Figure 00000073
(t) at the end of the gravitational unloading regimes, the angle of the final reversal also changes for subsequent reorientation, since instead of reorienting the spacecraft from the inertial basis that ensures the conduct of E1 to the inertial basis that ensures the conduct of E2, we get another case of a turn - from the basis of BR to the inertial basis for E2. The appeal to the block 18 is made with a time delay Δτ SCHR necessary to simulate the modes of the SCHR in block 18.

По моменту времени tP' в блоке 33 производится поиск запомненного значения

Figure 00000074
(t) для начального условия
Figure 00000075
(t0)7, которое переписывается затем в блок 9. Блок 8 по запросу с блока 9 выдает новое значение кватерниона М
M=
Figure 00000076
X для программного разворота КА.At time t P 'in block 33, a stored value is searched
Figure 00000074
(t) for the initial condition
Figure 00000075
(t 0 ) 7 , which then corresponds to block 9. Block 8, upon request from block 9, gives a new value of quaternion M
M =
Figure 00000076
X for software rotation of the spacecraft.

После определения продолжительности разворота Δ tP6проверяется выполнение условия
tP' + Δ tP6 > t3.After determining the duration of the turn Δ t P6 , the fulfillment of the condition
t P '+ Δ t P6 > t 3 .

Если это условие выполняется, то переходим в блок 16 для построения сеанса ориентации по алгоритму на фиг. 11, что соответствует структурному построению на фиг. 10. Иначе, с шагом Δτ итерационным методом производится поиск момента начала разворота tP на отрезке [t2 + Δ tСКГР, t3] , который заканчивался бы (с точностью шага итераций) в момент времени t3.If this condition is met, then go to block 16 to build an orientation session according to the algorithm in FIG. 11, which corresponds to the structural construction of FIG. 10. Otherwise, with the step Δτ, the iterative method searches for the moment of the beginning of the turn t P on the segment [t 2 + Δ t SKGR , t 3 ], which would end (with the accuracy of the iteration step) at time t 3 .

Полученные значения tP и

Figure 00000077
, ему соответствующие, передаются в блоки 19 и 20. После получения значения tP выдается также в блок 3 сигнал-сообщение о начале режимов СКГР сразу же после момента времени t2(по окончании эксперимента Э1, см. фиг. 12). Если подобного сообщения в блок 3 не приходит, то по концу момента времени t2 будет осуществляться поддержка текущей ориентации на интервале (t1, Ψτ в) до прихода команды на разворот. Если команда не приходит, то по концу указанного интервала устанавливаются режимы СКГР.The obtained values of t P and
Figure 00000077
corresponding to it are transferred to blocks 19 and 20. After receiving the t P value, a signal-message is also sent to block 3 about the beginning of the SCHR modes immediately after time t 2 (at the end of experiment E1, see Fig. 12). If such a message does not arrive in block 3, then at the end of time t 2 , the current orientation will be supported on the interval (t 1 , Ψτ c ) until the command arrives at the turn. If the command does not come, then at the end of the specified interval, the modes of the CGS are set.

В блок 19 по начальным условиям Ho, заданным на момент времени tP, производится проверка выполнимости структуры сеанса ориентации, программный разворот + поддержание ориентации для проведения эксперимента Э2 по выполнению условия

Figure 00000078
(t)∈S. При этом в процессe моделирования программного разворота блок 19 обменивается информацией с блоком 9 (задaет кватернион разворота, получает расчетную продолжительность разворота и момент его окончания), а в процессе моделирования поддержания ориентации с блока 8 получает по запросам исходные данные для интегрирования
Figure 00000079
(t).In block 19, according to the initial conditions Ho specified at time moment t P , the feasibility of the orientation session structure is checked, the program turn + orientation maintenance to conduct experiment E2 to satisfy the condition
Figure 00000078
(t) ∈S. At the same time, in the process of modeling a software turn, block 19 exchanges information with block 9 (sets the quaternion of the turn, receives the estimated duration of the turn and the moment of its completion), and in the process of simulating maintaining orientation from block 8, it receives initial data for integration upon request
Figure 00000079
(t).

По окончании расчета производится проверка выполнения условия

Figure 00000080
(t)∈S. И если условие выполняется, то выдается сигнал-сообщение в блок 20 "Структура интенсивного СО по кинетическому моменту выполнима", в противном случае такой сигнал не выдается.At the end of the calculation, the condition is checked
Figure 00000080
(t) ∈S. And if the condition is met, then a signal-message is issued to block 20 "The structure of intense CO with respect to the kinetic moment is feasible", otherwise, such a signal is not issued.

В блок 20 записываются отдельно значения tP,

Figure 00000081
и далее они переписываются соответственно в блок 21 и блок 3 при условии наличия сигнала-сообщения из блока 19 "Структура интенсивного СО по кин. моменту выполнима" и отсутствии сигнала с блока 16 (см. фиг. 11). На выходе блока 20 tP и
Figure 00000082
соответственно обозначаются tP и
Figure 00000083
.In block 20, the values t P ,
Figure 00000081
and then they are rewritten, respectively, into block 21 and block 3, provided that there is a signal message from block 19 "The structure of intense CO by the kinetic moment is feasible" and there is no signal from block 16 (see Fig. 11). At the output of the block 20 t P and
Figure 00000082
respectively, t P and
Figure 00000083
.

Блок 21 производит сравнение текущего бортового времени КА со значением tP и при их совпадении выдает команду начала программного разворота в блок 22. В блоке 22 сравнивается измеренное значение

Figure 00000084
и, полученное по данным из блока 5, с расчетным значением
Figure 00000085
. И если выполняется условие
ΔHo ≅
Figure 00000086
-
Figure 00000087
и
Figure 00000088
, где Δ Ho - величина, характеризующая допустимое расхождение в начальных измеренном и расчетном условиях, то сигнал о начале второго эксперимента выдается в блок 3, иначе блок 3 будет реализовывать режимы гравитационной разгрузки до начала эксперимента Э1 на следующем витке (в соответствии с алгоритмом работы системы-прототипа).Block 21 compares the spacecraft’s current onboard time with the value t P and, if they coincide, issues a command to start a software turn to block 22. In block 22, the measured value is compared
Figure 00000084
and, obtained according to the data from block 5, with the calculated value
Figure 00000085
. And if the condition is met
ΔHo ≅
Figure 00000086
-
Figure 00000087
and
Figure 00000088
, where Δ Ho is the value characterizing the permissible discrepancy in the initial measured and calculated conditions, the signal about the beginning of the second experiment is issued in block 3, otherwise block 3 will implement gravitational unloading modes before the start of experiment E1 at the next turn (in accordance with the algorithm of the system prototype).

Если в блоке 20 значения tP,

Figure 00000089
не записываются (при наличии сигнала запрета с блока 16, см. фиг. 11), то команды на начало второго эксперимента не последует, так как по началу предыдущего эксперимента командные блоки памяти в блок 20 обнуляются по сигналу с блока 3. По указанному сигналу приводятся в исходное состояние блоки 7-22 рассматриваемой системы.If in block 20 the values of t P ,
Figure 00000089
are not recorded (if there is a ban signal from block 16, see Fig. 11), then there will be no command to start the second experiment, since at the beginning of the previous experiment, the memory command blocks in block 20 are reset to zero by the signal from block 3. The specified signal is given in the initial state, blocks 7-22 of the system in question.

Система позволяет обеспечить на фиксированных интервалах полетного времени максимальную продолжительность режимов ориентации, направленных на выполнение номинальной программы полета. The system allows to ensure at fixed intervals of flight time the maximum duration of orientation modes aimed at the implementation of the nominal flight program.

Указанный технический результат достигается за счет вариации значений вектора кинетического момента

Figure 00000090
(t), накапливаемого в системе СГ при управлении ориентацией КА на участках зон между динамическими экспериментами и участках зон пересечения указанных экспериментов. Варьирование направлено на подготовку наиболее благоприятных с точки зрения последующих режимов ориентации начальных условий по
Figure 00000091
(t). Оно позволяет на участках пересекающихся зон экспериментов уменьшить время переориентации КА и тем самым увеличить непосредственно длительность проведения экспериментов. А на участках зон между динамическими экспериментами - получить минимально накопленные значения
Figure 00000092
(t), увеличив тем самым располагаемые значения
Figure 00000093
(t) для последующих экспериментов и, следовательно, увеличив продолжительность экспериментов до "насыщения" системы СГ. (56) Preclictive momentum management for the Space Station flattis P. D. I. Guid, Contr. and Dyn, 1986, 9, N 4, p. 454-461.The specified technical result is achieved by varying the values of the kinetic moment vector
Figure 00000090
(t) accumulated in the SG system when controlling the orientation of the spacecraft in the regions between the dynamic experiments and the regions of the intersection of the indicated experiments. The variation is aimed at preparing the most favorable from the point of view of subsequent orientation modes initial conditions for
Figure 00000091
(t). It allows one to reduce the time of reorientation of spacecraft in areas of intersecting zones of experiments and thereby directly increase the duration of experiments. And in the areas of zones between dynamic experiments - get the minimum accumulated values
Figure 00000092
(t), thereby increasing the available values
Figure 00000093
(t) for subsequent experiments and, therefore, increasing the duration of the experiments to “saturate” the SG system. (56) Preclictive momentum management for the Space Station flattis PDI Guid, Contr. and Dyn, 1986, 9, N 4, p. 454-461.

Предсказуемый кинетический момент гироскопической системы управления орбитальной станцией. М. , ВИНИТИ АH СССР. Астронавтика и ракетодинамика, N 21, 1987, с. 17-23.  Predictable kinetic moment of the gyroscopic control system of the orbital station. M., VINITI AN USSR. Astronautics and Rocket Dynamics, N 21, 1987, p. 17-23.

Claims (1)

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С СИЛОВЫМИ ГИРОСКОПАМИ, содержащая последовательно соединенные блок датчиков внешних данных, блок задания параметров космического аппарата (КА) и внешней среды, блок оценки динамического состояния КА, внешней среды и системы управления и блок силовых гироскопов, второй вход которого соединен с выходом блока задания параметров КА и внешней среды, последовательно соединенные блок датчиков угловой скорости, выход которого соединен с третьим входом блока оценки динамического состояния КА, внешней среды и системы управления, и блок сравнения прогнозируемых и располагаемых значений кинетического момента, выход которого соединен с третьим входом блока силовых гироскопов, первый выход которого соединен с вторым входом блока оценки динамического состояния КА, внешней среды и системы управления, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены последовательно соединенные блок определения временных интервалов для проведения экспериментов и определения кинематических параметров для ориентации, первый вход которого соединен с первым выходом блока оценки динамического состояния КА, внешней среды и системы управления, блок определения минимально возможной продолжительности разворота, блок определения минимальной продолжительности разворота на интервалах пересекающихся зон ориентации, блок моделирования программного разворота КА, блок определения интервалов гравитационной разгрузки, блок моделирования режимов гравитационной разгрузки, блок определения целесообразности проведения гравитационной разгрузки между смежными сеансами ориентации по текущему вектору кинетического момента, блок определения момента начала разворота, блок прогнозируемых значений вектора кинетического момента системы силовых гироскопов, блок определения минимальной продолжительности разворота на интервале непересекающихся зон ориентации, блок определения выполнимости структуры сеанса ориентации по кинетическому моменту, блок подтверждения выполнимости структуры сеанса ориентации, программно-временное устройство, блок определения соответствия расчетных начальных значений вектора кинетического момента измеренным значениям, выход которого соединен с четвертым входом блока оценки динамического состояния КА, внешней среды и системы ориентации, блок определения интервалов пересекающихся зон ориентации, выход которого соединен с вторым входом блока определения минимальной продолжительности разворота на интервалах пересекающихся зон ориентации, блок определения интервалов непересекающихся зон ориентации, выход которого соединен с вторым входом блока определения минимальной продолжительности разворота на интервалах непересекающихся зон ориентации, причем второй выход блока задания параметров КА и внешней среды соединен с вторым входом блока определения временных интервалов для проведения экспериментов и определения кинематических параметров для ориентации, выход которого соединен с третьим входом блока определения минимальной продолжительности разворота на интервалах пересекающихся зон ориентации, третьим входом блока определения минимальной продолжительности разворота на интервалах непересекающихся зон ориентации, первым входом блока определения интервалов пересекающихся зон ориентации, первым входом блока определения интервалов непересекающихся зон ориентации, вторым входом блока определения момента начала разворота, вторым входом блока определения целесообразности проведения гравитационной разгрузки между смежными сеансами ориентации по текущему вектору кинетического момента и вторым входом блока определения интервалов гравитационной разгрузки, первый выход которого соединен с третьим входом блока определения целесообразности проведения гравитационной разгрузки между смежными сеансами ориентации по текущему вектору кинетического момента, первый выход которого соединен с пятым входом блока оценки динамического состояния КА, внешней среды и системы управления, выход которого по команде на приведение системы в исходное положение соединен с соответствующими входами блока прогнозирования значений кинетического момента системы силовых гиростабилизаторов, блока определения временных интервалов для проведения экспериментов и определения кинематических параметров для ориентации, блока моделирования программного разворота, блока определения минимально возможной продолжительности разворота, блока выделения интервалов пересекающихся зон ориентации, блока определения минимальной продолжительности разворота на интервалах пересекающихся зон ориентации, блока выделения интервалов непересекающихся зон ориентации, блока определения минимальной продолжительности разворота на интервалах пересекающихся зон ориентации, блока определения минимальной продолжительности разворота на интервалах непересекающихся зон ориентации, блока определения интервалов гравитационной разгрузки, блока определения момента начала разворота, блока определения целесообразности проведения гравитационной разгрузки между смежными сеансами ориентации по текущему вектору кинетического момента, блока моделирования режимов гравитационной разгрузки, блока определения выполнимости структуры сеанса ориентации по кинетическому моменту, блока подтверждения выполнимости структуры сеанса ориентации по кинетическому моменту, программно-временного устройства и блока определения соответствия расчетных начальных значений вектора кинетического момента измеренным значениям, второй вход блока оценки динамического состояния КА, внешней среды и системы управления соединен с вторым входом блока сравнения прогнозируемых и располагаемых значений кинетического момента и третьим входом блока прогнозируемых значений кинетического момента системы силовых гироскопов, выход которого соединен с четвертым выходом блока определения минимальной продолжительности разворота на интервалах пересекающихся зон ориентации, третьим входом блока определения момента начала разворота, третьим входом блока определения интервалов гравитационной разгрузки и вторым входом блока моделирования режимов гравитационной разгрузки, выход которого соединен с первым входом блока прогнозируемых значений кинетического момента системы силовых гироскопов, второй вход блока определения соответствия расчетных начальных значений вектора кинетического момента измеренным значениям соединен с информационным выходом блока силовых гироскопов, а его третий вход с вторым выходом блока подтверждения структуры сеанса ориентации по кинетическому моменту, второй вход которого соединен с первым выходом блока определения минимальной продолжительности разворота на интервалах непересекающихся зон ориентации, второй выход которого соединен с вторым входом блока проверки выполнимости структуры сеанса ориентации по кинетическому моменту и третьим входом блока подтверждения структуры сеанса ориентации по кинетическому моменту, выход блока определения минимально возможной продолжительности разворота соединен с вторым входом блока определения интервалов непересекающихся зон ориентации, второй выход которого соединен с четвертым входом блока определения интервалов гравитационной разгрузки, второй выход которого соединен с четвертым входом блока определения момента начала разворота, третий выход которого соединен с четвертым входом блока подтверждения структуры сеанса ориентации по кинетическому моменту, третий выход блока определения временных интервалов для проведения экспериментов и определения кинематических параметров для ориентации соединен с третьим входом блока проверки выполнимости структуры сеанса ориентации по кинетическому моменту, вторым входом блока моделирования программного разворота, пятым входом блока выбора момента начала разворота и третьим входом блока моделирования режимов гравитационной разгрузки, третий вход блока определения временных интервалов для проведения экспериментов и определения кинематических параметров для ориентации соединен с вторым входом блока проверки выполнимости структуры сеанса ориентации по кинетическому моменту, выход блока моделирования программного разворота соединен с четвертым входом блока определения выполнимости структуры сеанса ориентации по кинетическому моменту, четвертым входом блока моделирования режимов гравитационной разгрузки, четвертым входом блока опредеделения целесообразности проведения гравитационной разгрузки между смежными сеансами ориентации по текущему вектору кинетического момента и пятым входом блока определения момента начала разворота, пятым входом блока определения минимальной продолжительности разворота на интервалах непересекающихся зон ориентации и пятым входом блока определения минимальной продолжительности разворота на интервалах пересекающихся зон ориентации, второй выход блока определения минимальной продолжительности разворота на интервалах пересекающихся зон ориентации, второй выход блока поиска минимальной продолжительности разворота на интервалах непересекающихся зон ориентации, третий выход блока выделения интервалов гравитационной разгрузки соединены с вторым входом блока прогнозирования значений кинетического момента системы силовых гироскопов, четвертый выход блока определения интервалов гравитационной разгрузки соединен с шестым входом блока определения минимальной продолжительности разворота на интервалах непересекающихся зон ориентации, второй выход которого соединен с первым входом блока моделирования программного разворота, который соединен также с вторым выходом блока определения целесообразности проведения гравитационной разгрузки между смежными сеансами ориентации по текущему вектору кинетического момента, с третьим выходом блока определения выполнимости структуры сеанса ориентации по кинетическому моменту и третьим выходом блока моделирования режимов гравитационной разгрузки, пятый вход которого соединен с третьим выходом блока определения целесообразности проведения гравитационной разгрузки между смежными сеансами ориентации по текущему вектору кинетического момента, второй выход блока моделирования программного разворота, четвертый выход блока определения момента начала разворота и четвертый выход блока моделирования режимов гравитационной разгрузки соединены с третьим входом блока определения временных интервалов для проведения экспериментов и определения кинематических параметров для ориентации, третий и четвертый выходы блока определения минимальной продолжительности разворота на интервалах, пересекающихся зон ориентации, пятый и шестой выходы блока определения интервалов гравитационной разгрузки, пятый и шестой выходы блока определения момента начала разворота, четвертый и пятый выходы блока определения целесообразности проведения гравитационной разгрузки между смежными сеансами ориентации по текущему вектору кинетического момента соединены соответственно с первым и вторым входами блока проверки выполнимости структуры сеанса ориентации по кинетическому моменту.  SPACE VARIATION ORIENTATION CONTROL SYSTEM WITH POWER GYROSCOPES, containing a series-connected block of external data sensors, a block for setting the parameters of the spacecraft (SC) and the external environment, a unit for assessing the dynamic state of the spacecraft, external environment and control system, and a power gyroscope unit, the second input of which is connected to the output of the unit for setting the parameters of the spacecraft and the external environment, connected in series to the block of angular velocity sensors, the output of which is connected to the third input of the unit for assessing the dynamic state I KA, the external environment and the control system, and a unit for comparing the predicted and available values of the kinetic moment, the output of which is connected to the third input of the power gyroscopes unit, the first output of which is connected to the second input of the unit for assessing the dynamic state of the KA, the external environment and the control system, characterized in that it additionally introduced a series-connected unit for determining time intervals for conducting experiments and determining kinematic parameters for orientation, the first input of which Dinen with the first output of the block for assessing the dynamic state of the spacecraft, the external environment and the control system, a block for determining the minimum possible duration of a turn, a block for determining the minimum duration of a turn at intervals of intersecting orientation zones, a block for modeling a software turn of a spacecraft, a block for determining intervals of gravitational unloading, a block for modeling gravitational modes unloading unit for determining the appropriateness of carrying out gravitational unloading between adjacent sessions of orientation in t current vector of kinetic moment, block for determining the moment of the beginning of a turn, block of predicted values of the vector of the kinetic moment of the system of power gyroscopes, block for determining the minimum duration of a turn in the interval of disjoint orientation zones, block for determining the feasibility of the structure of the orientation session according to the kinetic moment, block for confirming the feasibility of the structure of the orientation session, programmatically - temporary device, unit for determining compliance with the calculated initial values of the kinetic vector moment of measured values, the output of which is connected to the fourth input of the unit for assessing the dynamic state of the spacecraft, the external environment and the orientation system, the unit for determining the intervals of intersecting orientation zones, the output of which is connected to the second input of the unit for determining the minimum duration of a turn at intervals of intersecting orientation zones, the unit for determining the intervals of non-intersecting orientation zones, the output of which is connected to the second input of the unit for determining the minimum duration of a turn at non-intersection intervals repetitive orientation zones, the second output of the spacecraft parameter setting unit and the external environment being connected to the second input of the time interval determination unit for conducting experiments and determining the kinematic parameters for orientation, the output of which is connected to the third input of the minimum turning time determination unit at the intervals of intersecting orientation zones, the third the input of the unit for determining the minimum duration of a turn at intervals of disjoint orientation zones, the first input of the unit for determining I of the intervals of intersecting orientation zones, the first input of the unit for determining the intervals of non-intersecting orientation zones, the second input of the unit for determining the moment of the beginning of a turn, the second input of the unit for determining the expediency of gravitational unloading between adjacent sessions of orientation on the current vector of kinetic moment and the second input of the unit for determining the intervals of gravitational unloading, first the output of which is connected to the third input of the unit for determining the expediency of gravitational unloading m between adjacent sessions of orientation on the current vector of kinetic moment, the first output of which is connected to the fifth input of the block for assessing the dynamic state of the spacecraft, the external environment and the control system, the output of which, by command to bring the system to its initial position, is connected to the corresponding inputs of the block for predicting the values of the kinetic moment of the power system gyrostabilizers, a unit for determining time intervals for conducting experiments and determining kinematic parameters for orientation, a block of simulators software turnaround, block for determining the minimum possible turnaround time, block for identifying intervals of intersecting orientation zones, block for determining the minimum turnaround at intervals of intersecting orientation zones, block for allocating intervals of disjoint orientation zones, block for determining the minimum turnaround at intervals of intersecting orientation zones, block for determining the minimum the duration of the turn at intervals of disjoint orientation zones and determining the intervals of gravitational unloading, the unit for determining the moment of the beginning of a turn, the unit for determining the appropriateness of carrying out gravitational unloading between adjacent orientation sessions according to the current kinetic moment vector, the unit for modeling the modes of gravitational unloading, the unit for determining the feasibility of the structure of the orientation session according to the kinetic moment, the block for confirming the feasibility of the structure of the orientation session according to the kinetic moment, the program-time device and the block determining respectively the calculated initial values of the kinetic moment vector of the measured values, the second input of the block for assessing the dynamic state of the spacecraft, the external environment and the control system is connected to the second input of the unit for comparing the predicted and available values of the kinetic moment and the third input of the block of predicted values of the kinetic moment of the system of power gyroscopes, the output of which is connected with the fourth output of the block for determining the minimum duration of a turn at intervals of intersecting orientation zones, the third input the ode of the unit for determining the moment of the beginning of a turn, the third input of the unit for determining the intervals of gravitational unloading and the second input of the unit for modeling the modes of gravitational unloading, the output of which is connected to the first input of the unit of predicted values of the kinetic moment of the system of power gyroscopes, the second input of the unit for determining the compliance of the calculated initial values of the kinetic moment vector with the measured values is connected to the information output of the power gyroscopes unit, and its third input with the second output of the unit confirming the structure of the orientation session by the kinetic moment, the second input of which is connected to the first output of the unit for determining the minimum duration of a turn at intervals of disjoint orientation zones, the second output of which is connected to the second input of the block of validation of the orientation session structure of the kinetic moment and the third input of the orientation session structure confirmation block according to the kinetic moment, the output of the unit for determining the minimum possible duration of a turn is connected to the second input ohm of the unit for determining the intervals of disjoint orientation zones, the second output of which is connected to the fourth input of the unit for determining the intervals of gravitational unloading, the second output of which is connected to the fourth input of the unit for determining the moment of the beginning of a turn, the third output of which is connected to the fourth input of the unit for confirming the structure of the orientation session according to the kinetic moment, the third output of the unit for determining time intervals for conducting experiments and determining kinematic parameters for orientation is connected with the third input of the block for checking the feasibility of the structure of the orientation session by the kinetic moment, the second input of the block for modeling the software turn, the fifth input of the block for choosing the moment of the start of the turn, and the third input of the block for modeling the modes of gravitational unloading, the third input of the block for determining time intervals for experiments and determining the kinematic parameters for orientation is connected to the second input of the block of checking the feasibility of the structure of the session orientation on the kinetic moment, the output of the block simulation of a software turn is connected to the fourth input of the block determining the feasibility of the orientation session structure by the kinetic moment, the fourth input of the block for modeling gravity unloading modes, the fourth input of the block determining the expediency of gravitational unloading between adjacent orientation sessions according to the current vector of kinetic moment and the fifth input of the block determining the moment of the beginning of the turn , the fifth input of the unit for determining the minimum duration of a turn per interval x disjoint orientation zones and the fifth input of the unit for determining the minimum turnaround time at intervals of intersecting orientation zones, the second output of the unit for determining the minimum turnaround time at intervals of intersecting orientation zones, the second output of the search unit for the minimum turnaround at intervals of disjoint orientation zones, the third output of the gravity the unloading is connected to the second input of the system kinetic moment prediction unit we have power gyroscopes, the fourth output of the unit for determining the intervals of gravitational unloading is connected to the sixth input of the unit for determining the minimum duration of a turn at intervals of disjoint orientation zones, the second output of which is connected to the first input of the unit for modeling a software turn, which is also connected to the second output of the unit for determining the expediency of gravitational unloading between adjacent sessions of orientation on the current vector of kinetic moment, with the third output of the block the feasibility of the structure of the orientation session with respect to the kinetic moment and the third output of the gravity unloading mode modeling block, the fifth input of which is connected to the third output of the gravity unloading determination block between adjacent orientation sessions according to the current kinetic moment vector, the second output of the software rotation modeling block, the fourth block output determining the moment of the beginning of the U-turn and the fourth output of the block for modeling the modes of gravitational unloading with are dined with the third input of the unit for determining time intervals for conducting experiments and determining kinematic parameters for orientation, the third and fourth outputs of the unit for determining the minimum duration of a turn at intervals, intersecting orientation zones, the fifth and sixth outputs of the unit for determining the intervals of gravitational unloading, the fifth and sixth outputs of the unit for determining the moment of the beginning of the turn, the fourth and fifth outputs of the unit for determining the appropriateness of carrying out gravitational unloading between adjacent eansami the current orientation of the angular momentum vector are respectively connected to first and second inputs of the block structure satisfiability checking session orientation of angular momentum.
SU5032611 1992-03-17 1992-03-17 Force gyroscope spacecraft attitude control system RU2006430C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU5032611 RU2006430C1 (en) 1992-03-17 1992-03-17 Force gyroscope spacecraft attitude control system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU5032611 RU2006430C1 (en) 1992-03-17 1992-03-17 Force gyroscope spacecraft attitude control system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2006430C1 true RU2006430C1 (en) 1994-01-30

Family

ID=21599502

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU5032611 RU2006430C1 (en) 1992-03-17 1992-03-17 Force gyroscope spacecraft attitude control system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2006430C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2495379C2 (en) * 2011-12-28 2013-10-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method for determining failures of gyroscopic metre of vector of angular speed of space vehicle, and device for its implementation

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2495379C2 (en) * 2011-12-28 2013-10-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method for determining failures of gyroscopic metre of vector of angular speed of space vehicle, and device for its implementation

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Alighanbari et al. Coordination and control of multiple UAVs with timing constraints and loitering
Rogers Simulating structural analysis with neural network
Benedikter et al. Convex approach to three-dimensional launch vehicle ascent trajectory optimization
Zhao et al. Particle swarm optimization applied to hypersonic reentry trajectories
CN113126643A (en) Intelligent robust reentry guidance method and system for hypersonic aircraft
Leyva et al. Introduction to the special section on the boundary layer transition (BOLT) flight experiment
Dębski An adaptive multi-spline refinement algorithm in simulation based sailboat trajectory optimization using onboard multi-core computer systems
RU2006430C1 (en) Force gyroscope spacecraft attitude control system
Chomel et al. Analytical lunar descent guidance algorithm
Prince et al. Optimal inspector satellite guidance to quasi-hover via relative teardrop trajectories
Cetin et al. Hybrid mixed-logical linear programming algorithm for collision-free optimal path planning
Ricciardi et al. Multi-objective optimal control of the ascent trajectories of launch vehicles
Yang et al. Time-optimal spacecraft reorientation with attitude constraints based on a two-stage strategy
Ghosh et al. Optimal cooperative CubeSat maneuvers obtained through parallel computing
US6937968B1 (en) Method and apparatus for sequentially profiling and solving problems in space mission analysis
Fleming Real-time optimal slew maneuver design and control
Remesh et al. Fuel-optimal and Energy-optimal guidance schemes for lunar soft landing at a desired location
Tian et al. Air-breathing hypersonic vehicle trajectory optimization with uncertain no-fly zones
Foster et al. Three-dimensional aerodynamic shape optimization using genetic evolution and gradient search algorithms
Moore Discrete mechanics and optimal control for space trajectory design
Shirazi et al. Mathematical modeling of spacecraft guidance and control system in 3D space orbit transfer mission
Ito et al. Optimal Powered Descent Guidance Under Thrust Pointing Constraint
Zollars Simplex Control Methods for Robust Convergence of Small Unmanned Aircraft Flight Trajectories in the Constrained Urban Environment
Sarigul-Klijn A trajectory generation framework for modeling spacecraft entry in MDAO
Ure et al. Design of a multi modal control framework for agile maneuvering UCAV