RU2026799C1 - Method of control over orientation of spacecraft - Google Patents

Method of control over orientation of spacecraft Download PDF

Info

Publication number
RU2026799C1
RU2026799C1 SU4872513A RU2026799C1 RU 2026799 C1 RU2026799 C1 RU 2026799C1 SU 4872513 A SU4872513 A SU 4872513A RU 2026799 C1 RU2026799 C1 RU 2026799C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
spacecraft
axis
moment
emd
orientable
Prior art date
Application number
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Геннадий Ефремович Ануприенко
Original Assignee
Киевский политехнический институт
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 Киевский политехнический институт filed Critical Киевский политехнический институт
Priority to SU4872513 priority Critical patent/RU2026799C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2026799C1 publication Critical patent/RU2026799C1/en

Links

Abstract

FIELD: astronautics. SUBSTANCE: invention refers to control over angular position of spacecraft. Spacecraft is rotated with respect to oriented axis. Torque is removed when rotational speed achieves predetermined value. Rotational speed is taken in this case by direct measurement or indirectly via kinematic moments of electric flywheel, motors located in plane of oriented axis. Correspondence of present power consumption to preset value is determined and if it exceeds the preset value electric flywheel motors are unloaded. Present power consumption is judged by information on gyroscopic moment or by information on periodic duration ratio of cutting on of electric flywheel motors. EFFECT: enhanced precision and reduced power consumption.

Description

Изобретение относится к области управления угловым положением космических аппаратов (КА). The invention relates to the field of controlling the angular position of spacecraft (SC).

Известен способ ориентации КА, включающий получение информации о текущем угловом положении КА и формирование на основе полученной информации и заданного углового положения КА управления [1]. A known method of orientation of the spacecraft, including obtaining information about the current angular position of the spacecraft and the formation on the basis of the received information and the given angular position of the spacecraft control [1].

Наиболее близким к изобретению является способ управления ориентацией космического аппарата, включающий определение углового положения КА, задание КА требуемого углового положения и отработку рассогласований между требуемым и текущим угловым положением КА приложением управляющего момента к корпусу КА [2]. Closest to the invention is a method for controlling the orientation of a spacecraft, including determining the angular position of the spacecraft, setting the spacecraft of the required angular position and working out the mismatch between the required and the current angular position of the spacecraft by applying a control moment to the spacecraft body [2].

Недостатком известного способа является невысокая точность, обусловленная уходами свободного гироскопа, используемого для определения текущего углового положения, и, как следствие, повышенные энергозатраты. The disadvantage of this method is the low accuracy due to the departure of a free gyroscope used to determine the current angular position, and, as a result, increased energy consumption.

Целью предложения является повышение точности и сокращение энергозатрат. The aim of the proposal is to increase accuracy and reduce energy consumption.

Цель достигается тем, что в способе управления ориентацией космического аппарата, включающем определение углового положения КА, задание КА требуемого углового положения и отработку рассогласований между требуемым и текущим угловым положениями КА приложением управляющего момента к корпусу КА, осуществляют вращение корпуса КА вокруг ориентируемой оси, приложение управляющего момента осуществляют при помощи электромаховичных двигателей (ЭМД), измеряют кинетический момент ЭМД, установленного по ориентируемой оси и при

Figure 00000001
K
Figure 00000002
> I
Figure 00000003
, где I - момент инерции КА по ориентируемой оси; ω3 - заданная скорость вращения КА вокруг ориентируемой оси, приложение управляющего момента по ориентируемой оси прекращают, измеряют скорость вращения вокруг ориентируемой оси или определяют последовательные моменты времени t11, t12, t21 и t22, в которые скорости вращения ЭМД, расположенных в плоскости, перпендикулярной ориентируемой оси, соответственно становятся равными нулю, и определяют скорость вращения КА относительно ориентируемой оси в соответствии с выражением
Figure 00000004
=
Figure 00000005
=
Figure 00000006
=
Figure 00000007
измеряют проекции кинетического момента на оси ЭМД, лежащие в плоскости, перпендикулярной ориентируемой оси К1 и К2, определяют проекцию кинетического момента Кп на плоскость, перпендикулярную ориентируемой оси, в соответствии с выражением
Figure 00000008
K
Figure 00000009
=
Figure 00000010
определяют гироскопический момент в соответствии с выражением
Mг=
Figure 00000011
K
Figure 00000012
или измеряют энергопотребление двигателей ЭМД измерением скважности их включения и при превышении Мг или измеренным энергопотреблением установленного значения, соответствующего допустимому энергопотреблению, прикладывают к корпусу КА момент разгрузки от накопленного в плоскости, перпендикулярной ориентируемой оси кинетического момента.The goal is achieved by the fact that in the method of controlling the orientation of the spacecraft, including determining the angular position of the spacecraft, setting the spacecraft of the required angular position and working out the mismatches between the required and current angular positions of the spacecraft by applying a control moment to the spacecraft’s body, the spacecraft rotates around the orientable axis, the control application the moment is carried out using electromachic engines (EMD), measure the kinetic moment of the EMD installed on the orientable axis and at
Figure 00000001
K
Figure 00000002
> I
Figure 00000003
, where I is the moment of inertia of the spacecraft along the oriented axis; ω 3 - the given rotation speed of the spacecraft around the orientable axis, the application of the control moment along the orientable axis is stopped, the rotation speed around the orientable axis is measured or successive times t 11 , t 12 , t 21 and t 22 are determined at which the rotational speed of the EMD located the plane perpendicular to the oriented axis, respectively, become equal to zero, and determine the speed of rotation of the spacecraft relative to the oriented axis in accordance with the expression
Figure 00000004
=
Figure 00000005
=
Figure 00000006
=
Figure 00000007
measure the projection of the kinetic moment on the EMD axis lying in a plane perpendicular to the oriented axis K 1 and K 2 , determine the projection of the kinetic moment K p on the plane perpendicular to the oriented axis, in accordance with the expression
Figure 00000008
K
Figure 00000009
=
Figure 00000010
determine the gyroscopic moment in accordance with the expression
M g =
Figure 00000011
K
Figure 00000012
or measure the energy consumption of the EMD engines by measuring the duty cycle of their inclusion and when M g is exceeded or by the measured energy consumption of the set value corresponding to the allowable energy consumption, the moment of unloading from the accumulated in the plane perpendicular to the oriented axis of the kinetic moment is applied to the spacecraft body.

Спoсоб осуществляется следующим образом. The method is as follows.

Задается требуемое угловое положение КА в пространстве, при помощи свободного гироскопа определяется текущее угловое положение КА. При помощи электромаховичных двигателей к корпусу КА прикладывается управляющий момент, назначением которого является приведение ориентируемой оси к требуемому положению. Одновременно задействуются ЭМД, создающие вращающий момент для реализации режима вращения корпуса КА относительно ориентируемой оси. Непрерывно измеряется проекция К, накопленного КА, кинетического момента на ориентируемую ось. Определение К осуществляется по измерениям угловой скорости маховика. При

Figure 00000013
K
Figure 00000014
> I
Figure 00000015
где I - момент инерции КА по ориентируемой оси; ω3 - заданная скорость вращения вокруг ориентируемой оси, создаваемая для обнуления постоянных погрешностей свободного гироскопа, управление вокруг ориентируемой оси прекращают, так как при выключенном ЭМД угловая скорость относительно ориентируемой оси будет больше заданного значения, что позволит уменьшить энергопотребление (так как из трех ЭМД будут работать только два по поперечным осям относительно ориентируемой оси).The required angular position of the spacecraft is set in space, using the free gyroscope, the current angular position of the spacecraft is determined. By means of electric motors, a control moment is applied to the spacecraft hull, the purpose of which is to bring the oriented axis to the required position. At the same time, EMD are used, which create a torque for the implementation of the rotation mode of the spacecraft hull relative to the oriented axis. The projection of K, the accumulated spacecraft, the kinetic moment on the oriented axis is continuously measured. The determination of K is carried out by measuring the angular velocity of the flywheel. At
Figure 00000013
K
Figure 00000014
> I
Figure 00000015
where I is the moment of inertia of the spacecraft along the oriented axis; ω 3 - the specified speed of rotation around the orientable axis, created to zero the constant errors of the free gyroscope, the control around the orientable axis is stopped, since when the EMD is off, the angular velocity relative to the orientable axis will be greater than the specified value, which will reduce energy consumption (because of the three EMD will be work only two along the transverse axes relative to the oriented axis).

При управлении ориентацией КА по поперечным осям с помощью ЭМД можно измерить скорость вращения КА вокруг ориентируемой оси без использования датчика угловой скорости: при создании управляющего момента с помощью ЭМД в поперечной плоскости из-за воздействия возмущающих моментов накапливается кинетический момент,

Figure 00000016
K
Figure 00000017
=
Figure 00000018
где К1 и К2 - проекции накопленного кинетического момента на поперечные оси, причем К1 = i1 Ω1, K2 = i2 Ω2, где i1, i2 - моменты инерции соответственно первого и второго маховиков; Ω1 и Ω2 - соответственно их скорости вращения.When controlling the orientation of the spacecraft along the transverse axes with the help of EMD, it is possible to measure the speed of rotation of the spacecraft around the oriented axis without using an angular velocity sensor: when creating a control moment with the help of EMD in the transverse plane, the kinetic moment is
Figure 00000016
K
Figure 00000017
=
Figure 00000018
where K 1 and K 2 are the projections of the accumulated kinetic momentum on the transverse axes, and K 1 = i 1 Ω 1 , K 2 = i 2 Ω 2 , where i 1 , i 2 are the moments of inertia of the first and second flywheels, respectively; Ω 1 and Ω 2 are their rotation speeds, respectively.

При вращении КА вокруг ориентируемой оси i1 Ω1 и i2 Ω2 будут периодически изменяться. Определив последовательные моменты времени, в которые Ω1 и Ω2 обнуляются (t11 и t12 для Ω1 и t21 и t22 для Ω2), можно определить скорость вращения КА вокруг ориентируемой оси по формулам

Figure 00000019
=
Figure 00000020
=
Figure 00000021
=
Figure 00000022
, так как временным интервалом (t11, t12) и (t21, t22) соответствует поворот КА на пол-оборота, а (t11, t21) - четверть оборота (при следовании t21 за t11 или наоборот).When the spacecraft rotates around the orientable axis, i 1 Ω 1 and i 2 Ω 2 will periodically change. Having determined successive moments of time at which Ω 1 and Ω 2 are reset (t 11 and t 12 for Ω 1 and t 21 and t 22 for Ω 2 ), we can determine the speed of rotation of the spacecraft around an orientable axis using the formulas
Figure 00000019
=
Figure 00000020
=
Figure 00000021
=
Figure 00000022
since the time interval (t 11 , t 12 ) and (t 21 , t 22 ) corresponds to the spacecraft rotation by half a turn, and (t 11 , t 21 ) corresponds to a quarter of a turn (when t 21 follows t 11 or vice versa) .

При одноосной ориентации с помощью электромаховичных двигателей и вращении КА вокруг ориентируемой оси уравнения движения КА имеют вид:
A

Figure 00000023
= M1 -
Figure 00000024
+ K2 ω;
B
Figure 00000025
= M2 -
Figure 00000026
- K1 ω; (2)
I
Figure 00000027
= M3 -
Figure 00000028
, где A, B - моменты инерции по поперечным осям;
p, q - скорость вращения по поперечным осям (в среднем можно считать их значения равными нулю);
М1, М2, М3 - внешние возмущающие моменты по двум поперечным и ориентируемой осям соответственно;
К1, К2, К3 - проекции накопленного КА кинетического момента на две поперечные и ориентируемую ось.With uniaxial orientation with the help of electric engines and rotation of the spacecraft around the orientable axis, the equations of motion of the spacecraft have the form:
A
Figure 00000023
= M 1 -
Figure 00000024
+ K 2 ω;
B
Figure 00000025
= M 2 -
Figure 00000026
- K 1 ω; (2)
I
Figure 00000027
= M 3 -
Figure 00000028
where A, B are the moments of inertia along the transverse axes;
p, q is the speed of rotation along the transverse axes (on average, their values can be considered equal to zero);
M 1 , M 2 , M 3 - external disturbing moments along two transverse and orientable axes, respectively;
K 1 , K 2 , K 3 are the projections of the accumulated KA of the kinetic moment onto two transverse and orientable axes.

В уравнении (2)

Figure 00000029
,
Figure 00000030
,
Figure 00000031
- либо моменты трения маховиков, либо разность между электромагнитным моментом включенного двигателя и моментом трения; К2 ω и К1 ω - гироскопические моменты.In equation (2)
Figure 00000029
,
Figure 00000030
,
Figure 00000031
- either the friction moments of the flywheels, or the difference between the electromagnetic moment of the engine turned on and the moment of friction; K 2 ω and K 1 ω are gyroscopic moments.

Момент, создаваемый ЭМД, должен компенсировать суммарное действие моментов трения, возмущающих и гироскопических моментов. Наличие гироскопических моментов приводит к повышению энергопотребления по поперечным осям. The moment created by the EMD should compensate for the total effect of the friction moments, disturbing and gyroscopic moments. The presence of gyroscopic moments leads to an increase in energy consumption along the transverse axes.

При отключенном канале управления по ориентируемой оси (при

Figure 00000032
>>
Figure 00000033
) скорость вращения КА может возрастать и дальше, что приводит к увеличению гироскопического момента и, следовательно, энергопотребления.With the control channel turned off on the orientable axis (at
Figure 00000032
>>
Figure 00000033
) the spacecraft rotation speed can increase further, which leads to an increase in the gyroscopic moment and, consequently, energy consumption.

Поэтому следует определять проекцию кинетического момента Кп на плоскость, содержащую поперечные оси:

Figure 00000034
K
Figure 00000035
=
Figure 00000036
(3) и вычислять величину гироскопического момента Мг в соответствии со следующей зависимостью:
Figure 00000037
M
Figure 00000038
=
Figure 00000039
K
Figure 00000040
(4) и при Мг большем, чем установленное с точки зрения энергопотребления значение, производить разгрузку КА от накопленного кинетического момента КА, что приведет к уменьшению гироскопического момента и, как следствие, к уменьшению энергопотребления.Therefore, it is necessary to determine the projection of the kinetic moment K p onto a plane containing transverse axes:
Figure 00000034
K
Figure 00000035
=
Figure 00000036
(3) and calculate the value of the gyroscopic moment M g in accordance with the following dependence:
Figure 00000037
M
Figure 00000038
=
Figure 00000039
K
Figure 00000040
(4) and when M g is greater than the value established from the point of view of energy consumption, to unload the spacecraft from the accumulated kinetic moment of the spacecraft, which will lead to a decrease in the gyroscopic moment and, as a consequence, to a decrease in energy consumption.

Другой вариант снижения энергопотребления возможен за счет прямого измерения энергопотребления с последующим проведением разгрузки при превышении текущим значением энергопотребления его установленного уровня. Критерием, по которому определяется энергопотребление, в этом случае служит средняя скважность S включения ЭМД за половину периода τ изменения его кинетического момента
S =

Figure 00000041
где Σtвк - суммарное время нахождения электромаховичного двигателя во включенном состоянии за интервал τ;
τ - временной интервал между двумя последовательными моментами времени, в которые кинетический момент равен 0. Величина S пропорциональна энергопотреблению, при S = 1 ЭМД включен непрерывно и энергопотребление макси- мально.Another option for reducing energy consumption is possible through direct measurement of energy consumption, followed by unloading when the current energy consumption exceeds its set level. The criterion by which energy consumption is determined, in this case, is the average duty cycle S of EMD activation for half the period τ of the change in its kinetic moment
S =
Figure 00000041
where Σt VC - total time spent elektromahovichnogo engine is turned on for the interval τ;
τ is the time interval between two consecutive moments of time at which the kinetic moment is 0. The value of S is proportional to power consumption, at S = 1 the EMD is switched on continuously and the power consumption is maximal.

При S > Sy, где Sy - допустимое энергопотребление, следует производить разгрузку ЭМД.At S> S y , where S y is the allowable energy consumption, EMD should be unloaded.

Claims (1)

СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА (КА), включающий определение углового положения КА, задание КА требуемого углового положения и отработку рассогласований между требуемым и текущим угловым положением КА приложением управляющего момента к корпусу КА, отличающийся тем, что, с целью повышения точности и сокращения энергозатрат, осуществляют вращение корпуса КА вокруг ориентируемой оси, приложение управляющего момента осуществляют при помощи электромаховичных двигателей (ЭМД), измеряют кинетический момент ЭМД (К), установленного по ориентируемой оси, и при
Figure 00000042

где I - момент инерции КА по ориентируемой оси;
ωз - заданная скорость вращения КА вокруг ориентируемой оси,
приложение управляющего момента по ориентируемой оси прекращают, измеряют скорость вращения вокруг ориентируемой оси ω или определяют последовательные моменты времени t1 1, t1 2, t2 1 и t2 2, в которые скорости вращения ЭМД, расположенных в плоскости, перпендикулярной к ориентируемой оси, соответственно становятся равными нулю и определяют скорость вращения КА относительно ориентируемой оси в соответствии с выражением
Figure 00000043

измеряют проекции кинетического момента на оси ЭМД, лежащие в плоскости, перпендикулярной к ориентируемой оси, K1 и K2, определяют проекцию кинетического момента Kп на плоскость, перпендикулярную к ориентируемой оси, в соответствии с выражением
Figure 00000044

определяют гироскопический момент в соответствии с выражением
Figure 00000045

или измеряют энергопотребление двигателей ЭМД измерением скважности их включения и при превышении Mг или измеренного энергопотребления установленного значения, соответствующего допустимому энергопотреблению, прикладывают к корпусу КА момент разгрузки от накопленного в плоскости, перпендикулярной к ориентируемой оси, кинетического момента.METHOD FOR CONTROLING SPACE VEHICLE ORIENTATION (SPACECRAFT), including determining the angular position of the spacecraft, setting the spacecraft of the required angular position and working out the mismatch between the required and current angular position of the spacecraft by applying a control moment to the spacecraft body, characterized in that, in order to increase accuracy and reduce energy consumption, rotate the spacecraft hull around an orientable axis, the application of the control moment is carried out using electric motors (EMD), measure the kinetic moment of the EMD (K), set oval along the orientable axis, and at
Figure 00000042

where I is the moment of inertia of the spacecraft along the oriented axis;
ω s - a given speed of rotation of the spacecraft around the oriented axis,
the application of the control moment along the orientable axis is stopped, the rotation speed around the orientable axis ω is measured, or successive moments of time t 1 1 , t 1 2 , t 2 1 and t 2 2 are determined at which the rotational speed of the EMD located in a plane perpendicular to the orientable axis , respectively, become equal to zero and determine the speed of rotation of the spacecraft relative to the oriented axis in accordance with the expression
Figure 00000043

measure the projection of the kinetic moment on the EMD axis lying in a plane perpendicular to the oriented axis, K 1 and K 2 , determine the projection of the kinetic moment K p on the plane perpendicular to the oriented axis, in accordance with the expression
Figure 00000044

determine the gyroscopic moment in accordance with the expression
Figure 00000045

or measure the energy consumption of EMD engines by measuring the duty cycle of their inclusion and when exceeding M g or the measured energy consumption of the set value corresponding to the allowable energy consumption, the moment of unloading from the kinetic moment accumulated in the plane perpendicular to the oriented axis is applied to the spacecraft body.
SU4872513 1990-07-31 1990-07-31 Method of control over orientation of spacecraft RU2026799C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU4872513 RU2026799C1 (en) 1990-07-31 1990-07-31 Method of control over orientation of spacecraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU4872513 RU2026799C1 (en) 1990-07-31 1990-07-31 Method of control over orientation of spacecraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2026799C1 true RU2026799C1 (en) 1995-01-20

Family

ID=21539582

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU4872513 RU2026799C1 (en) 1990-07-31 1990-07-31 Method of control over orientation of spacecraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2026799C1 (en)

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
1. Алексеев К.Б. и др. Управление космическими летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1974. *
2. Раушенбах Б.В. и др. Управление ориентацией космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1974, с.52-55. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Sakawa et al. Modeling and feedback control of a flexible arm
US5535965A (en) Three-axis stabilized, earth-oriented satellite and a corresponding sun and earth acquisition process
US4746085A (en) Method for determining the earth's magnetic field and a satellite's attitude for attitude control
JPH03228106A (en) Control system for servo motor
JPS63212723A (en) Torque control device of internal combustion engine
EP0162268A1 (en) Position/speed detection method and apparatus
RU2026799C1 (en) Method of control over orientation of spacecraft
EP1245924A2 (en) Surveying instrument and a method for drive control thereof
EP0409185A2 (en) Method of calculating motor control voltage and motor control device using the method
RU97101809A (en) METHOD FOR DETERMINING THE POSITION OF THE CENTER OF MASSES OF THE SPACE VEHICLE IN THE PROCESS OF ITS CONTROL BY USING POWER DRIVES
JP3049946B2 (en) Load inertia measuring device
JPH0410319B2 (en)
CA2120455A1 (en) Inertial rotation sensing apparatus and method
JPH06225565A (en) Method of measuring load constant of motor drive system
RU2207969C2 (en) Method of forming control actions on spacecraft provided with powered gyroscopes and swivel solar batteries
JPH06225564A (en) Method of measuring load constant of motor drive system
US4249416A (en) Apparatus for measuring engine torque
RU2033948C1 (en) Method of determination of parameters of turn about vector of final turn of space vehicle equipped with flywheels
CN111487860B (en) High-precision rotating speed control method for large-inertia low-speed load
JPS61193204A (en) Industrial robot
EP0469347B1 (en) Apparatus for reversibly controlling a motor
JP2525248B2 (en) Motor control voltage calculator
RU1819832C (en) Method of determination of relative angular velocity at oscillating process of control of orientation of object to movable reference point
JP2525249B2 (en) Motor control voltage calculation method
US4521723A (en) Method and device for braking an assembly comprising a two-phase synchronous motor