RU2021173C1

RU2021173C1 - Способ ориентации космического аппарата на планету

Info

Publication number: RU2021173C1
Authority: RU
Inventors: В.Н. Мельников; Ю.В. Казначеев; М.Б. Черток
Original assignee: Головное конструкторское бюро научно-производственного объединения "Энергия" им.С.П.Королева
Priority date: 1991-07-22
Filing date: 1991-07-22
Publication date: 1994-10-15

Abstract

Область применения: в космической технике и может быть использовано при проектировании систем управления движением космических аппаратов. Сущность изобретения: для сокращения времени построения ориентации оси визирования (ОВ) узкопольного измерителя углового отклонения космического аппарата (КА) от направления на источник излучения, в частности инфракрасного построителя местной вертикали (ПМВ) на центр - местную вертикаль (МВ) Земли, а также для оебспечения трехосной ориентации КА к моменту совмещения ОВ с МВ, фиксируют ось КА, проекция направляющего единичного вектора которой на оси связанного с КА базиса равна соответствующим проекциям единичного вектора направления на Солнце на оси орбитального базиса. Фиксируют плоскость, образованную направлениями на Солнце и зафиксированной оси, поворачивают КА по наикратчайшему пути вокруг оси, перпендикулярной зафиксированной плоскости, до совмещения упомянутой оси КА с направлением на Солнце. Затем поворачивают КА вокруг направления на Солнце до совмещения ОВ с МВ одновременно с компенсацией отклонения оси поворота КА от направления на Солнце и положения самой оси поворота КА в процессе изменения величин проекций единичного вектора направления на Солнце на оси орбитального базиса в течение времени выполнения ориентации КА. 1 ил.

Description

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании систем управления движением (СУД) космических аппаратов (КА). В частности изобретение решает задачу трехосной ориентации КА относительно Земли с датчиком построителем местной вертикали (ПМВ) с узким полем обзора на стационарной орбите с высотой полета ≈36000 км (угловой размер Земли ≈17^о, поле обзора инфракрасного датчика ПМВ ≈20^о).

Наиболее близким к предлагаемому (прототип) является способ ориентации космического аппарата на планету, включающий ориентацию аппарата относительно направления на Солнце, определение углов между направлением на Солнце и осями орбитальной системы координат, поворот аппарата вокруг направления на Солнце до совпадения оси визирования датчика местной вертикали с местной вертикалью планеты.

Технической задачей изобретения является сокращение времени ориентации.

Данная техническая задача решается тем, что в способе, включающем ориентацию аппарата относительно направления на Солнце, определение углов между направлением на Солнце и осями орбитальной системы координат, поворот аппарата вокруг направления на Солнце до совпадения оси визирования датчика местной вертикали с местной вертикалью планеты, перед поворотом вокруг направления на Солнце фиксируют ось аппарата, проекции единичного вектора направления которой на оси, связанной с аппаратом системы координат, равны проекциям единичного вектора направления на Солнце на оси орбитальной системы координат, и поворачивают аппарат в плоскости фиксированная ось - направление на Солнце до совмещения этой оси аппарата с направлением на Солнце.

При этом сокращение времени ориентации достигается за счет минимизации времени ориентации КА на Солнце путем выполнения плоского поворота (т.е. по наикратчайшему пути) и исключения времени ожидания достижения углом СОЗ величины 90^о.

На чертеже, поясняющем способ, введены следующие обозначения: 1 - КА (объект); 2 - Солнце; 3 - Земля; 4 - плоскость разворота КА при ориентации на Солнце; 5 - коническая поверхность, образуемая следом оси визирования ПИВ Х при повороте вокруг направления

на Солнце;

- связанный с КА базис с ортогональными осями В_х, В_y, B_z,

- единичный вектор, направленный по ОВ ПМВ;

= (1,0,0)^Т - единичный вектор

в проекциях, на связанный с КА базис

;

- единичный вектор направления на Солнце;

= (S

, S

)^T - единичный вектор направления на Солнце в проекциях на орбитальный базис

;
X_o - начальное положение ОВ ПМВ;
Х - положение ОВ ПМВ после завершения ориентации на Солнце;

=

(r

, r

)^T - единичный вектор зафиксированой оси в связанном с КА базисе В,причем r_Bx=S_Qx,r_By=S_Qy,r_Bz=S_Qz (верхний индекс "Т" указывает на операцию транспонирования, нижний индекс "y" вектора - на базис в проекциях, на который задается этот вектор).

П р и м е р. Ориентация КА на стационарной орбите.

Операции управления ориентацией осуществляются системой управления движением и навигации (СУДН) КА, построенной на базе бескарданной инерциальной навигационной системы (БИНС).

После включения СУДН в память бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) вводят элементы орбиты КА. Используя известные соотношения и алгоритмы, БИНС, интегрируя уравнения движения центра масс КА, вычисляет матрицу (или кватернион) λ перехода от инерциальной системы координат

(ось I_γx - направлена в точку весеннего равноденствия, ось I_γz - на северный полюс, I_γy - дополняет систему координат до правой) к орбитальному базису Q (ось Q_х направлена на центр планеты по МВ, Q_z - перпендикулярно плоскости орбиты, Q_y - по направлению полета).

Таким образом, используя расчетную матрицу λ , в БИНС(БЦВМ) вычисляются величины проекций единичного вектора направления на Солнце на оси орбитального базиса

= λ ·

= (λ₁₁, λ₂₁, λ₃₁)^T , (1)
где

= (1,0,0)^T
После раскрутки гиромоторов блока датчиков угловых скоростей в БИНС, интегрируя кинематические уравнения, вычисляется матрица Н перехода от текущего положения КА к инерциальному базису

, совпадающему на момент начала интегрирования кинематических уравнению со связанным с КА базисом

. По команде от блока, реализующего выполнение циклограммы управления, в момент времени ts блок датчиков измерения направления на Солнце (например, со сферическим полем обзора) выполняет измерение проекций единичного вектора направления на Солнце

в связанном базисе. На этот же момент времени фиксируется матрица текущего углового положения КА Н (t_s), вычисляются и запоминаются проекции вектора направления на Солнце на базис

:

(t_S) = H(t_S)

(t_S)
Далее в БИНС непрерывно вычисляются текущие координаты вектора

Cолнце

=

(t) = H^т(t)

(t_s) , (2) при этом датчики Солнца могут быть выключены. Определяются координаты вектора, фиксирующие ось КА, проекции которого на базис

равны проекциям вектора Солнце на орбитальный базис

= (r

, r

)^T , где
r

= S

r

= S

r

= S

Затем вычисляются координаты единичного вектора

, направление которого определяет вектор угловой скорости КА с обратным знаком для поворота с целью совмещения упомянутой фиксированной оси

с направлением на Солнце

по наикратчайшему пути

= - [

·

]/

[

]

и угол между фиксированной осью и направлением на Солнце
Δα = arccos (

) Вычисляется кватернион рассогласования
M =

cos

,

sin

,

sin

,

sin

.

После формирования кватерниона М кинематический и динамический контур управления, реализованные по известным законам, осуществляют операции по управлению поворотом КА, в результате которых величина рассогласования Δα сводится к нулю (с точностью до погрешностей ориентации), т.е.

поворачивается в плоскости 4 до совмещения с

. При достижении и поддержании Δα < Δα_допуст в течение заданного времени, например, с помощью устройства времени формируется признак -готовность к развороту вокруг направления на Солнце. Далее по известным соотношениям формируются скорости коррекции, вызывающие поворот КА вокруг направления на Солнце при одновременном устранении рассогласования Δα . При этом ОВ ПВМ (

совпадает с Х) и движется по поверхности конуса 5. После совмещения оси визирования ПВМ с МВ планеты 3, определяемом по сигналам датчика ПМВ, поворот завершается и управление передается контуру поддержания орбитальной ориентации.

Таким образом, благодаря выполнению минимально возможных разворотов КА и устранению времени ожидания расчетного угла СОЗ (в прототипе 90^о) достигается сокращение времени и обеспечивается построение трехосной орбитальной ориентации.

Claims

СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ПЛАНЕТУ, включающий ориентацию аппарата относительно направления на Солнце, определение углов между направлением на Солнце и осями орбитальной системы координат, поворот аппарата вокруг направления на Солнце до совпадения оси визирования датчика местной вертикали с местной вертикалью планеты, отличающийся тем, что перед поворотом вокруг направления на Солнце фиксируют ось аппарата, проекции единичного вектора направления которой на оси, связанной с аппаратом системы координат, равны проекциям единичного вектора направления на Солнце на оси орбитальной системы координат, и поворачивают аппарат в плоскости фиксирования ось - направление на Солнце до совмещения указанной фиксированной оси аппарата с направлением на Солнце.