RU2021174C1 - Способ ориентации космического аппарата по местной вертикали планеты - Google Patents
Способ ориентации космического аппарата по местной вертикали планеты Download PDFInfo
- Publication number
- RU2021174C1 RU2021174C1 SU5007730/23A SU5007730A RU2021174C1 RU 2021174 C1 RU2021174 C1 RU 2021174C1 SU 5007730/23 A SU5007730/23 A SU 5007730/23A SU 5007730 A SU5007730 A SU 5007730A RU 2021174 C1 RU2021174 C1 RU 2021174C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- sun
- axis
- orientation
- sight
- angle
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Область применения: в космической технике при проектировании систем управления движением (СУД) космического аппарата (КА). Сущность изобретения: при ориентации КА относительно направления на Солнце по углам "Солнце-объект-Земля" и "Солнце-обьект-ось визирования датчика местной вертикали" КА поворачивают в плоскости ось визирование - направление на Солнце. При этом угол между осью визирования и направлением на Солнце достигает расчетной величины угла "Солнце-объект-Земля". 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 одновекторной ориентации КА относительно Земли с датчиком - построителем местной вертикали (ПМВ) с узким полем обзора на стационарной орбите с высотой полета около 36000 км (угловой размер Земли ≈ 17о, поле обзора инфракрасного датчика ПВМ ≈20о).
Наиболее близким техническим решением является способ, включающий ориентацию КА на Солнце. (Ориентируют на Солнце ось, перпендикулярную (ОВ) ПМВ, определяют текущий угол "Солнце-объект (КА) - Земля" (СОЗ), сравнивают его с углом "Солнце-объект-ОВ ДМВ", поворачивают КА вокруг направления на Солнце после достижения разностью сравниваемых углов заданного значения до совмещения ОВ с МВ Земли.
Недостатком этого способа является то, что на стационарной орбите угол СОЗ 90о достигается через каждые 12 ч, что чрезмерно затягивает время построения ориентации.
Технической задачей является сокращение времени ориентации.
Это достигается тем, что в способе ориентации космического аппарата (объекта) по местной вертикали планеты, включающем ориентацию аппарата относительно направления на Солнце, определение угла "Солнце-объект-Земля", сравнение его с углом "Солнце-объект-ось визирования датчика местной вертикали" и поворот аппарата вокруг направления на Солнце после достижения разностью сравниваемых углов значения, близкого к нулю до совмещения оси визирования датчика с местной вертикалью, ориентацию аппарата относительно направления на Солнце выполняют путем поворота оси визирования датчика в плоскости "ось визирования-направление на Солнце" до достижения угла между осью визирования и направлением на Солнце расчетной величины угла "Солнце-объект-Земля". 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 90о.
Для пояснения способа приводится чертеж, где внесены следующие обозначения: 1 - КА (объект); 2 - Солнце; 3 - Земля; 4 - плоскость разворота КА при ориентации на Солнце; 5 - коническая поверхность, образуемая следом оси визирования ПМВ при повороте вокруг направления на Солнце; = (1,0,0)T - единичный вектор, направленный по ОВ ПМВ; - единичный вектор направления на Солнце; хо - начальное положение ОВ ПМВ; х - положение ОВ ПМВ после завершения ориентации на Солнце; - базис связанной с КА правой системой координат, с единичными ортами , , ; Q - орбитальный базис с единичными ортами Qx, Qy, Qz.
Запись векторов в виде , указывает на задание векторов , тремя проекциями по оси базисов ,
= = (, , )Т
= = (S, S, S)T , где индекс "Т" - указывает операцию транспортирования.
= = (, , )Т
= = (S, S, S)T , где индекс "Т" - указывает операцию транспортирования.
Описание изобретения приведено на примере ориентации КА на стационарной орбите.
Операции управления ориентацией осуществляются системой управления движением и навигации (СУДН) КА, построенной на базе бескарданной инерциальной навигационной системы (БИНС).
В момент 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, вычисляют матрицу (или кватернион) λ перехода от инерциальной системы координат Iγ (ось lγ x направлена в точку весеннего равноденствия, ось I γz - на северный полюс, ось I γ y дополняет систему координат до правой) к орбитальному базису (ось Qx направлена на центр планеты по МВ, ось Qz - перпендикулярно плоскости орбиты, ось Qy - по направлению полета).
Таким образом, используя расчетную матрицу в БИНС, вычисляются величины проекции единичного вектора Солнца на оси орбитального базиса
= λ · = (λ11, λ21, λ31)T, (1) где
= (1,0,0)Т, λ =
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 осей связанного с КА базиса .
= λ · = (λ11, λ21, λ31)T, (1) где
= (1,0,0)Т, λ =
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 осей связанного с КА базиса .
По команде от блока, реализующего выполнения циклограммы управления, в момент времени tS блок датчиков измерения направления на Солнце (например, со сферическим полем обзора) выполняет измерение проекций единичного вектора Солнца в связанном базисе.
На этот же момент времени фиксируется матрица текущего углового положения КА Н (tS), вычисляются и запоминаются проекции вектора Солнце на базис :
(ts) = H(ts)· (ts)
Далее в БИНС непрерывно вычисляются текущие координаты вектора Солнца
= (t) = HТ(t)(ts), (2) при этом датчики Солнца могут быть выключены.
(ts) = H(ts)· (ts)
Далее в БИНС непрерывно вычисляются текущие координаты вектора Солнца
= (t) = HТ(t)(ts), (2) при этом датчики Солнца могут быть выключены.
Блок определения текущего угла СОЗ вычисляют αсоз по следующему соотношению:
αсоз=Arccos(λ11), определяемому из скалярного произведения
cos αcos= (, ), где = (1,0,0)T - единичный вектор направления на центр Земли;
SQ= (λ11,λ21,λ31)T (см. (1)).
αсоз=Arccos(λ11), определяемому из скалярного произведения
cos αcos= (, ), где = (1,0,0)T - единичный вектор направления на центр Земли;
SQ= (λ11,λ21,λ31)T (см. (1)).
Блок определения угла между ОВ ПМВ и направлением Солнца вычисляют
αS-OB = Arc cos( , ) = Arc cos(S) , где
= (S , S , S)T (см (2))
Далее вычисляют разность - угловое отклонение Δα=αS-OB-αсоз
Затем вычисляют координаты единичного вектора , направление которого определяет вектор угловой скорости с обратным знаком для плоского поворота с целью достижения равенства углов αсоз=αS-OBпо наикратчайшему пути
= - [] Sign Δα/[r] , где sign Δα =
Вычисляется кватернион рассогласования
M = cos , sin , sin , sin
После формирования кватернионов 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 Х.
αS-OB = Arc cos( , ) = Arc cos(S) , где
= (S , S , S)T (см (2))
Далее вычисляют разность - угловое отклонение Δα=αS-OB-αсоз
Затем вычисляют координаты единичного вектора , направление которого определяет вектор угловой скорости с обратным знаком для плоского поворота с целью достижения равенства углов αсоз=αS-OBпо наикратчайшему пути
= - [] Sign Δα/[r] , где sign Δα =
Вычисляется кватернион рассогласования
M = cos , sin , sin , sin
После формирования кватернионов 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 Х.
При достижении и поддержании Δα < Δαдоп в течение заданного времени формируется признак "Готовность" к развороту вокруг направления на Солнце. Далее по известным соотношениям формируются скорости коррекции, вызывающие поворот КА
После формирования кватернионовМ 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. rПМВ поворачивается в плоскости 4 до совмещения с Х.
После формирования кватернионовМ 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. rПМВ поворачивается в плоскости 4 до совмещения с Х.
При достижении и поддержании Δα< Δαдопуст в течение заданного 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 ПМВ перемещается по конической поверхности 5. После совмещения оси визирования ПМВ с МВ планеты Земля 3, определяемого 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 достигается сокращение времени построения ориентации по МВ.
Claims (1)
- СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПО МЕСТНОЙ ВЕРТИКАЛИ ПЛАНЕТЫ, включающий ориентацию аппарата относительно направления на Солнце, определение угла Солнце-объект-Земля, сравнение его с углом Солнце-объект-ось визирования датчика местной вертикали и поворот аппарата вокруг направления на Солнце после достижения разностью сравниваемых углов заданного значения до совмещения оси визирования датчика с местной вертикалью, отличающийся тем, что ориентацию аппарата относительно направления на Солнце выполняют путем поворота аппарата и оси визирования датчика в плоскости оси визирования направление на Солнце до достижения угла между осью визирования и направлением на Солнце расчетной величины угла Солнце-объект-Земля.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU5007730/23A RU2021174C1 (ru) | 1991-07-22 | 1991-07-22 | Способ ориентации космического аппарата по местной вертикали планеты |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU5007730/23A RU2021174C1 (ru) | 1991-07-22 | 1991-07-22 | Способ ориентации космического аппарата по местной вертикали планеты |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2021174C1 true RU2021174C1 (ru) | 1994-10-15 |
Family
ID=21588052
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU5007730/23A RU2021174C1 (ru) | 1991-07-22 | 1991-07-22 | Способ ориентации космического аппарата по местной вертикали планеты |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2021174C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2814305C1 (ru) * | 2023-06-28 | 2024-02-28 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Способ управления датчиком инфракрасной вертикали земли с автоподстройкой угла кругового сканирования |
-
1991
- 1991-07-22 RU SU5007730/23A patent/RU2021174C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Мирошниченко Л.А. и др. "Системы ориентации и стабилизации спутника телевизионного вещания "Экран", Изв.АН СССР, Техническая кибернетика, М.: Наука, 1977, N 4. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2814307C1 (ru) * | 2023-06-07 | 2024-02-28 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Способ управления датчиком инфракрасной вертикали с автоподстройкой угла кругового сканирования |
RU2814305C1 (ru) * | 2023-06-28 | 2024-02-28 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Способ управления датчиком инфракрасной вертикали земли с автоподстройкой угла кругового сканирования |
RU2814305C9 (ru) * | 2023-06-28 | 2024-04-25 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Способ управления датчиком инфракрасной вертикали земли с автоподстройкой угла кругового сканирования |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5080307A (en) | Spacecraft earth-pointing attitude acquisition method | |
US5749545A (en) | Autonomous on-board satellite control system | |
US5396326A (en) | Two gimbal error averaging astro-inertial navigator | |
JP2637288B2 (ja) | 3軸安定衛星の姿勢制御で使用する測定装置と付属する評価方法、制御系および制御方法 | |
US4358076A (en) | Method of sun and earth acquisition for three axis stabilized satellites equipped with acquisition sensors | |
US5508932A (en) | Method and device for earth acquisition using the pole star for a three-axis stabilized satellite in a low inclination orbit | |
US5107434A (en) | Three-axis spacecraft attitude control using polar star sensor | |
US5035381A (en) | Method of and apparatus for returning an earth orbiting spacecraft to an earth pointing attitude after displacement therefrom | |
JPH035360B2 (ru) | ||
CN111897357A (zh) | 一种卫星对地扫描的姿态跟踪控制方法 | |
CN107380485B (zh) | 一种微小卫星大面阵广域多模凝视成像控制方法 | |
US6142422A (en) | Method to reorient a spacecraft using only initial single axis attitude knowledge | |
JPH08253200A (ja) | 地球センサの走査による宇宙船の姿勢制御方法 | |
CN113891836B (zh) | 一种用于在生存模式下对倾斜低轨道中的卫星进行姿态控制的方法 | |
JPH05240655A (ja) | 3軸安定宇宙船および太陽捕捉方法 | |
RU2021173C1 (ru) | Способ ориентации космического аппарата на планету | |
RU2021174C1 (ru) | Способ ориентации космического аппарата по местной вертикали планеты | |
US3439884A (en) | Space vehicle guidance system | |
US3310877A (en) | Vehicle optical alignment device | |
Duxbury | A spacecraft-based navigation instrument for outer planet missions | |
RU2735120C1 (ru) | Способ ориентации космического аппарата | |
SU428211A1 (ru) | Система астроориентации и слежения | |
RU2205139C2 (ru) | Способ управления пилотируемым космическим аппаратом, отстыкованным от находящегося на околокруговой орбите неориентированного космического объекта | |
JPS63100515A (ja) | 航行体の姿勢検出方式 | |
RU2180729C2 (ru) | Способ начальной ориентации космических аппаратов |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20040723 |