RU2128607C1 - Способ трехосной гравитационной ориентации космического аппарата на орбите спутника земли - Google Patents
Способ трехосной гравитационной ориентации космического аппарата на орбите спутника земли Download PDFInfo
- Publication number
- RU2128607C1 RU2128607C1 RU95116284A RU95116284A RU2128607C1 RU 2128607 C1 RU2128607 C1 RU 2128607C1 RU 95116284 A RU95116284 A RU 95116284A RU 95116284 A RU95116284 A RU 95116284A RU 2128607 C1 RU2128607 C1 RU 2128607C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- orbit
- spacecraft
- orientation
- rods
- gso
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для приведения космического аппарата (КА) в оптимальное, по точности ориентации, устойчивое положение на круговой орбите. Предлагаемый способ включает выведение КА на орбиту, его грубую ориентацию, перевод в устойчивое положение равновесия при движении по круговой орбите; при этом штанги гравитационной системы ориентации КА выдвигают веерообразно в одну сторону от центра масс - по окончании грубой ориентации КА на орбите, деформируя исходный эллипсоид инерции аппарата до формы, соответствующей оптимальной, по точности ориентации, устойчивости на орбите, когда соотношение средней и большой полуосей эллипсоида инерции преимущественно находится в диапазоне от 0,6 до 0,9. Изобретение обеспечивает оптимальную устойчивость рабочего положения КА и ведет к снижению массы его гравитационной системы ориентации. 2 ил., 1 табл.
Description
Изобретение относится к области космической техники и, в частности, к способам угловой ориентации космических объектов и может быть использовано при разработке космического аппарата длительного функционирования на орбите, угловую стабилизацию которого осуществляют с помощью трехосной гравитационной системы ориентации.
Известен способ сохранения угловой стабилизации "малых" коммерческих спутников системы спутниковой персональной связи ("СПС-Спутник"), выводимых с помощью легких ракет-носителей на приполярные орбиты с наклоном 70o и высотой 500 -700 км, где угловая стабилизация сохраняется с помощью гравитационной системы ориентации (см. , например, Величко И. И. Мечи на орала, "Авиация и космонавтика", ISSN 0373-9821 N 5, 1993 г., с.42 - 44).
Недостаток известного способа заключается в том, что в нем обеспечивается одноосная устойчивая ориентация аппарата путем выдвижения на орбите одной гравитационной штанги по направлению продольной оси аппарата, при этом обеспечивается устойчивость только оси аппарата, в то время как положение аппарата относительно продольной оси неустойчиво и он совершает ротационное движение вокруг продольной оси, что, естественно, приводит к снижению его функционально-эксплуатационных возможностей при движении на орбите.
Наиболее близким аналогом заявленного способа является способ трехосной гравитационной ориентации космического аппарата на орбите спутника Земли, в котором изначально поперечная ось спутника устанавливается перпендикулярно к плоскости штанг, выдвигаемых на орбите (после предварительной грубой ориентации по направлению к Земле) X - образно относительно центра аппарата, при этом до выдвижения штанг поперечная ось аппарата ориентируется по нормали к плоскости орбиты (см. В.И.Боевкин, Ю.Г.Гуревич, Ю.Н.Павлов, Г.Н.Толстоусов "Ориентация искусственных спутников в гравитационных и магнитных полях". Главная редакция физико-математической литературы, издательство "Наука", М., 1976, с.19).
X-образная схема и соотношение углов между штангами не позволяет в указанном способе деформировать рабочее соотношение моментов инерции относительно исходного эллипсоида инерции аппарата (при сложенных штангах) до значений, обеспечивающих аппарату оптимальную (по точности ориентации) устойчивость на орбите, т.е. не обеспечиваются допустимые угловые отклонения аппарата на орбите, что естественно, снижает его функционально-эксплуатационные возможности. Кроме того, конструкция ГСО с четырьмя X-образными штангами не оптимальна по массовым характеристикам.
Техническим результатом при использовании предложенного способа является расширение функционально-эксплуатационных возможностей способа трехосной гравитационной ориентации космического аппарата на орбите спутника Земли путем деформации исходного эллипсоида инерции до приведения аппарата в положение оптимальной устойчивости по точности угловой ориентации.
Сущность изобретения состоит в том, что в способе трехосной гравитационной ориентации космического аппарата на орбите спутника Земли, включающем предварительную грубую ориентацию аппарата относительно Земли, после его выведения на орбиту и выдвижения штанг гравитационной системы ориентации (ГСО) в положение, обеспечивающее устойчивость аппарата относительно трех осей, в нем после указанной предварительной ориентации космического аппарата выдвигают штанги ГСО веерообразно в одной плоскости и в одну сторону относительно центра масс аппарата, контролируют амплитуды угловых колебаний аппарата в плоскостях, соответствующих осям ориентации аппарата, и при уменьшении амплитуд указанных угловых колебаний до минимальных значений, допустимых по условиям эксплуатации бортовой аппаратуры, фиксируют штанги ГСО.
При реализации предлагаемого способа трехосной гравитационной ориентации космического аппарата на орбите спутника Земли предлагается следующая последовательность действий:
- в процессе компоновки аппарата устанавливают элементы ГСО веерообразно относительно центра масс аппарата в соответствии с принятой конструктивной схемой (см. фиг.2), при этом габаритно-массовые характеристики штанг ГСО и углы их отклонения от продольной оси аппарата могут быть не одинаковыми, но обеспечивают оптимальную устойчивость аппарата в течение времени его осуществления на орбите;
- после выведения аппарата на орбиту осуществляют гашение угловой скорости, приобретенной аппаратом при отделении от ракеты-носителя;
- обеспечивают начальные условия по углу и угловой скорости и осуществляют однозначную ориентацию аппарата по направлению к Земле;
- совмещают плоскость элементов ГСО с плоскостью орбиты;
- выдвигают штанги ГСО веерообразно в одну сторону относительно центра масс аппарата;
- контролируют амплитуды угловых колебаний аппарата в каналах тангажа, крена и рыскания относительно местной вертикали и при уменьшении амплитуды угловых колебаний до значений, допустимых по условиям работоспособности бортовой аппаратуры, фиксируют штанги ГСО.
- в процессе компоновки аппарата устанавливают элементы ГСО веерообразно относительно центра масс аппарата в соответствии с принятой конструктивной схемой (см. фиг.2), при этом габаритно-массовые характеристики штанг ГСО и углы их отклонения от продольной оси аппарата могут быть не одинаковыми, но обеспечивают оптимальную устойчивость аппарата в течение времени его осуществления на орбите;
- после выведения аппарата на орбиту осуществляют гашение угловой скорости, приобретенной аппаратом при отделении от ракеты-носителя;
- обеспечивают начальные условия по углу и угловой скорости и осуществляют однозначную ориентацию аппарата по направлению к Земле;
- совмещают плоскость элементов ГСО с плоскостью орбиты;
- выдвигают штанги ГСО веерообразно в одну сторону относительно центра масс аппарата;
- контролируют амплитуды угловых колебаний аппарата в каналах тангажа, крена и рыскания относительно местной вертикали и при уменьшении амплитуды угловых колебаний до значений, допустимых по условиям работоспособности бортовой аппаратуры, фиксируют штанги ГСО.
По сравнению с ближайшим способом-аналогом предлагаемый способ трехосной гравитационной ориентации расширяет функционально-эксплуатационные возможности ГСО путем обеспечения оптимальной, по точности ориентации, устойчивости аппарата на круговой орбите при минимально-возможной массе конструкции ГСО.
Для пояснения технической сущности предлагаемого изобретения на фиг.1 приведена зависимость соотношения полуосей эллипсоида инерции (A, B, C - моменты инерции) аппарата 1 от угла отклонения (α) пары штанг 2 ГСО для одного из разрабатываемых в ГРЦ "КБ им. академика В.П.Макеева" малых коммерческих спутников, при этом на фиг.1а показано рабочее положение спутника относительно вектора скорости (V), а на фиг.1б - положение спутника при потере устойчивости относительно рабочего положения (если угол отклонения штанг будет больше
На фиг. 2 показаны варианты схем расположения штанг 2 ГСО относительно центра масс 3 и корпуса 1 аппарата в предлагаемом изобретении.
На фиг. 2 показаны варианты схем расположения штанг 2 ГСО относительно центра масс 3 и корпуса 1 аппарата в предлагаемом изобретении.
Основные параметры аппарата, необходимые для построения зависимости от угла отклонения α штанг ГСО, приведены в таблице.
(Обозначения:
Примечания:
1. Параметры C1,2 и B1,2 определены аналитически в зависимости от габаритно-массовых характеристик аппарата и ГСО.
Примечания:
1. Параметры C1,2 и B1,2 определены аналитически в зависимости от габаритно-массовых характеристик аппарата и ГСО.
2. Из графика на фиг.1 видно, что при углах отклонения штанг от 0 до т. е. аппарат неустойчив по рысканию, а при углах аппарат неустойчив по тангажу, т.е. он перевернется, и его приборы прекратят функционирование вследствие потери программной ориентации.
Исходя из вышеизложенного, по условиям эксплуатации аппарата допустимый диапазон углов наклона штанг к продольной оси аппарата составляет
3. Путем моделирования в рабочем диапазоне соотношений полуосей эллипсоида инерции аппарата были найдены оптимальные значения которые при движении аппарата по круговой орбите высотой 500 км и наклонением 77o обеспечивают минимальные угловые отклонения аппарата по всем трем осям - не более 5o, при этом угол отклонения штанг ГСО составляет α* ≈ 45o т. е. по отношению к прототипу, где рабочий диапазон углов полураствора между штангами составляет 4 - 19o, найденное значение угла отклонения штанг от продольной оси аппарата (α* ≈ 45o) находится далеко за пределами рабочего диапазона углов отклонения штанг прототипа, что является существенным отличием предлагаемого изобретения, т.к. оно обеспечивает формирование эллипсоида инерции аппарата, гарантирующее ему оптимальную по точности ориентации устойчивость на орбите, необходимую для успешной эксплуатации аппарата на орбите.
3. Путем моделирования в рабочем диапазоне соотношений полуосей эллипсоида инерции аппарата были найдены оптимальные значения которые при движении аппарата по круговой орбите высотой 500 км и наклонением 77o обеспечивают минимальные угловые отклонения аппарата по всем трем осям - не более 5o, при этом угол отклонения штанг ГСО составляет α* ≈ 45o т. е. по отношению к прототипу, где рабочий диапазон углов полураствора между штангами составляет 4 - 19o, найденное значение угла отклонения штанг от продольной оси аппарата (α* ≈ 45o) находится далеко за пределами рабочего диапазона углов отклонения штанг прототипа, что является существенным отличием предлагаемого изобретения, т.к. оно обеспечивает формирование эллипсоида инерции аппарата, гарантирующее ему оптимальную по точности ориентации устойчивость на орбите, необходимую для успешной эксплуатации аппарата на орбите.
Предлагаемый способ трехосной гравитационной ориентации космического аппарата на орбите спутника Земли, по сравнению с известными техническими решениями, расширяет функционально-эксплуатационные возможности ГСО путем обеспечения оптимальной, по точности ориентации, устойчивости аппарата на круговой орбите, одновременно минимизируя массу конструкции ГСО. Кроме того, предлагаемое изобретение может обеспечить схему расположения штанг ГСО, при которой штанги, соприкасаясь, гасят за счет трения колебания аппарата в плоскости орбиты, улучшая тем самым условия эксплуатации приборов аппарата.
Claims (1)
- Способ трехосной гравитационной ориентации космического аппарата на орбите спутника Земли, включающий предварительную грубую ориентацию аппарата относительно Земли после его выведения на орбиту и выдвижение штанг гравитационной системы ориентации (ГСО) в положение, обеспечивающее устойчивость аппарата относительно трех осей, отличающийся тем, что после указанной предварительной ориентации космического аппарата выдвигают штанги ГСО веерообразно в одной плоскости и в одну сторону относительно центра масс аппарата, контролируют амплитуды угловых колебаний аппарата в плоскостях, соответствующих осям ориентации аппарата, и при уменьшении амплитуд указанных угловых колебаний до минимальных значений, допустимых по условиям эксплуатации бортовой аппаратуры, фиксируют штанги ГСО.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU95116284A RU2128607C1 (ru) | 1995-09-19 | 1995-09-19 | Способ трехосной гравитационной ориентации космического аппарата на орбите спутника земли |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU95116284A RU2128607C1 (ru) | 1995-09-19 | 1995-09-19 | Способ трехосной гравитационной ориентации космического аппарата на орбите спутника земли |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU95116284A RU95116284A (ru) | 1997-08-27 |
RU2128607C1 true RU2128607C1 (ru) | 1999-04-10 |
Family
ID=20172230
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU95116284A RU2128607C1 (ru) | 1995-09-19 | 1995-09-19 | Способ трехосной гравитационной ориентации космического аппарата на орбите спутника земли |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2128607C1 (ru) |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2457159C2 (ru) * | 2010-08-30 | 2012-07-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы |
RU2457158C2 (ru) * | 2010-09-22 | 2012-07-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка |
RU2581281C2 (ru) * | 2014-04-01 | 2016-04-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ управления ориентацией космического аппарата при проведении экспериментов с научной аппаратурой по изучению конвекции |
RU2594057C1 (ru) * | 2015-02-02 | 2016-08-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы |
RU2594054C1 (ru) * | 2015-02-02 | 2016-08-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы |
RU2594056C1 (ru) * | 2015-02-02 | 2016-08-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы |
CN106249749A (zh) * | 2016-09-08 | 2016-12-21 | 上海卫星工程研究所 | 主从非接触双超卫星平台变质心变惯量姿态控制系统 |
-
1995
- 1995-09-19 RU RU95116284A patent/RU2128607C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Боевкин В.и., Гуревич Ю.Г. и др. Ориентация искусственных спутников в гравитационных и магнитных полях. - М.: наука, 1979, с. 19. 2. Величко И.И. Мечи на орала. - М.: Авиация и космонавтика, N 5, 1993, с. 42 - 44. 3. Белецкий В.В. Движение спутника относительно центра масс в гравитационном поле. - М.: МГУ, 1975, с. 29 - 31. 4. Итоги науки и техники. Исследование космического пространства. Том II. Вопросы ориентации искусственных спутников. - М.: ВИНИТИ, 1978, с. 82 - 83. * |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2457159C2 (ru) * | 2010-08-30 | 2012-07-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы |
RU2457158C2 (ru) * | 2010-09-22 | 2012-07-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка |
RU2581281C2 (ru) * | 2014-04-01 | 2016-04-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ управления ориентацией космического аппарата при проведении экспериментов с научной аппаратурой по изучению конвекции |
RU2594057C1 (ru) * | 2015-02-02 | 2016-08-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы |
RU2594054C1 (ru) * | 2015-02-02 | 2016-08-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы |
RU2594056C1 (ru) * | 2015-02-02 | 2016-08-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы |
CN106249749A (zh) * | 2016-09-08 | 2016-12-21 | 上海卫星工程研究所 | 主从非接触双超卫星平台变质心变惯量姿态控制系统 |
CN106249749B (zh) * | 2016-09-08 | 2019-01-18 | 上海卫星工程研究所 | 主从非接触双超卫星平台变质心变惯量姿态控制系统 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Sidi | Spacecraft dynamics and control: a practical engineering approach | |
US5400033A (en) | Tracking system for tracking targets with a spacecraft | |
Belokonov et al. | Analysis and synthesis of motion of aerodynamically stabilized nanosatellites of the CubeSat design | |
RU2219109C2 (ru) | Способ выведения нескольких спутников на некомпланарные орбиты с использованием силы лунного притяжения | |
US4758957A (en) | Spacecraft stabilization system and method | |
EP0225683B1 (en) | Method for spinning up a three-axis controlled spacecraft | |
EP0382858B1 (en) | Method and apparatus for changing orbit of artificial satellite | |
Belokonov et al. | Low-orbital transformable nanosatellite: Research of the dynamics and possibilities of navigational and communication problems solving for passive aerodynamic stabilization | |
US20030098394A1 (en) | Magnetic dipole tractor beam control system | |
Bergmann et al. | Spacecraft mass property identification with torque-generating control | |
EP0780298B1 (en) | Spacecraft attitude control with gimbaled thrusters | |
RU2128607C1 (ru) | Способ трехосной гравитационной ориентации космического аппарата на орбите спутника земли | |
US4657210A (en) | Spacecraft stabilization system and method | |
Delhaye | Space Naute® the HRG based inertial reference system of Ariane 6 European space launcher | |
Wertz | Introduction to attitude dynamics and control | |
US5957411A (en) | Method using double thruster firings to deadbeat flexible solar array structural oscillations | |
US4096427A (en) | Nutation damping in dual-spin stabilized devices | |
RU2128608C1 (ru) | Способ и устройство для одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарата на орбите спутника земли | |
Sackett et al. | Dynamic interaction of the Shuttle on-orbit flight control system with deployed flexible payloads | |
RU2112715C1 (ru) | Способ развертывания орбитальной тросовой системы | |
Ward et al. | Orbital docking dynamics | |
Sabatini et al. | Dynamics of a 3D rotating tethered formation flying facing the Earth | |
Bainum | Breakwell memorial lecture: Review of Astrodynamics, 1958–2001-a personal perspective | |
Bel et al. | Non-linear Control Law Design For Satellite Fixed Ground Target tracking | |
Deyst | A survey of structural flexibility effects on spacecraft control systems |