RU2128608C1 - Способ и устройство для одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарата на орбите спутника земли - Google Patents
Способ и устройство для одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарата на орбите спутника земли Download PDFInfo
- Publication number
- RU2128608C1 RU2128608C1 RU96114082A RU96114082A RU2128608C1 RU 2128608 C1 RU2128608 C1 RU 2128608C1 RU 96114082 A RU96114082 A RU 96114082A RU 96114082 A RU96114082 A RU 96114082A RU 2128608 C1 RU2128608 C1 RU 2128608C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gravitational
- center
- spacecraft
- orbit
- rod
- 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 оптимального по точности приведения космического аппарата (КА) в положение устойчивого равновесия на низкой круговой орбите. В предлагаемом способе на орбите КА совмещают его центр масс с центром давления, ликвидируя влияние аэродинамического момента на относительное движение КА. Предлагаемый КА содержит корпус и выдвигаемый из него гравитационный стержень с грузом на конце, причем габаритно-массовые и центровочные характеристики указанных элементов выбраны из условия расположения центра масс КА (без гравитационной системы ориентации) на определенном расстоянии от торцевой базовой плоскости КА, которое обеспечивает при выдвижении гравитационного стержня, после выведения КА на орбиту и успокоения вблизи рабочего положения равновесия, указанное выше совмещение центров масс и давления аппарата. Изобретение позволяет расширить функционально-эксплуатационные возможности КА и средств его ориентации на орбите. 2 c.п. ф-лы, 2 ил., 1 табл.
Description
Изобретение относится к области космической техники, в частности к способам и устройствам угловой ориентации космических объектов, и может быть использовано при разработке осесимметричного космического аппарата длительного функционирования на орбите, угловую стабилизацию которого осуществляют с помощью одноосной гравитационной системы ориентации.
Известен геодезический спутник GEOS-3, гравитационная система ориентации которого состоит из единственного выдвигающегося стержня с магнитным демпфером на конце, при этом масса спутника составляет 340 кг, длина гравитационного стержня 6,1 м, масса груза на конце стержня 9 кг, и выводится спутник на орбиту с апогеем 845 км и перигеем 838 км (см., например, Итоги науки и техники. Исследование космического пространства, том 11. Вопросы ориентации искусственных спутников. - М., 1978 г., стр. 188 - 192).
Недостаток известного спутника состоит в том, что для достижения точности ориентации 1o в течение 99% времени полета в нем помимо гравитационной системы ориентации необходимо установить маховик, ось вращения которого в положении равновесия перпендикулярна плоскости орбиты, при этом постоянная составляющая угловой скорости маховика приведет к появлению восстанавливающих моментов по крену и рысканию.
Наиболее близким аналогом заявленного способа и устройства является способ и устройство для одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарат на орбите спутника Земли, в котором "малый" осесимметричный коммерческий спутник системы спутниковой персональной связи ("СПС-спутник") массой 250 - 300 кг, объемом 1,5 м3 выводится на приполярную орбиту с наклонением 70o и высотой 500 - 700 км и приводится в гравитационно-устойчивое (рабочее) положение равновесия на орбите с помощью гравитационного стержня с грузом на конце (см. И.И. Величко "Мечи на орала", "Авиация и космонавтика" ISSN 0373-9821 N 5, 1993 г., стр. 43, вариант "СПС-спутник").
Известно, что космические аппараты осесимметричной формы при движении на круговой орбите подвергаются совместному воздействию гравитационного и аэродинамического момента. Аэродинамический момент на круговых орбитах со сравнительно умеренной, как у известного аппарата высотой (500 - 700 км), оказывает существенное влияние на стационарные вращения осесимметричного аппарата, ухудшая точность гравитационной ориентации аппарата относительно местной вертикали, что, естественно, снижает его функционально-эксплуатационные возможности.
Техническим результатом при использовании предложенного способа и устройства является расширение функционально-эксплуатационных возможностей способа и устройства для одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарата на орбите спутника Земли путем предотвращения появления аэродинамического момента при движении осесимметричного аппарата на круговых орбитах с умеренной высотой.
1. Сущность изобретения состоит в том, что в способе одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарата на орбите спутника Земли, включающем предварительную ориентацию аппарата относительно Земли после выведения его на орбиту и приведение аппарата в гравитационно-устойчивое (рабочее) положение равновесия в плоскости орбиты путем выдвижения гравитационного стержня, в нем до приведения аппарата в указанное рабочее положение размещают центр масс аппарата на заданном расстоянии за центром давления аппарата, соответствующим данному рабочему положению, относительно торцевой базовой плоскости, контролируют в плоскости орбиты амплитуды колебаний аппарата относительно местной вертикали, по разности амплитуд этих колебаний по направлению и против направления полета определяют угловое отклонение гравитационно-устойчивого (рабочего) положения равновесия аппарата от местной вертикали регулируют длину выдвинутого гравитационного стержня до совпадения с заданной точностью указанного положения аппарата с местной вертикалью.
2. В известном устройстве для одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарата на орбите спутника Земли, включающем выдвигаемый гравитационный стержень с грузом на конце, габаритно-массовые и центровочные характеристики которых функционально связаны с габаритно-массовыми и центровочными характеристиками аппарата, в нем конструкция гравитационного стержня имеет габаритно-массовые и центровочные характеристики и местоположение в корпусе аппарата, при которых центр масс неукомплектованного гравитационной системой ориентации аппарата (Χma) размещен относительно торцевой базовой плоскости аппарата на расстоянии, определяемом по следующему соотношению:
где mΣ = ma+ mг+ mc;
SΣ = Sa+ Sг+ dclc;
mа (mг, mс) - масса аппарата (концевого груза, гравитационного стержня) соответственно;
Sа (Sг) - площадь плоскости геометрической симметрии корпуса аппарата (концевого груза) соответственно;
Χsa(Χo) - координата местоположения относительно торцевой плоскости центра давления, соответствующего указанному рабочему положению КА, корпуса аппарата (гравитационной системы ориентации) соответственно;
Ksг(с) (Kmг(с) - относительное положение центра давления (центра масс) концевого груза (гравитационного стержня), отсчитывание от торца груза (стержня) и выбираемые из диапазона 0 - 1, соответственно;
dс - средний диаметр гравитационного стержня;
lа (lг, lс) - длина корпуса аппарата (концевого груза, гравитационного стержня) соответственно.
где mΣ = ma+ mг+ mc;
SΣ = Sa+ Sг+ dclc;
mа (mг, mс) - масса аппарата (концевого груза, гравитационного стержня) соответственно;
Sа (Sг) - площадь плоскости геометрической симметрии корпуса аппарата (концевого груза) соответственно;
Χsa(Χo) - координата местоположения относительно торцевой плоскости центра давления, соответствующего указанному рабочему положению КА, корпуса аппарата (гравитационной системы ориентации) соответственно;
Ksг(с) (Kmг(с) - относительное положение центра давления (центра масс) концевого груза (гравитационного стержня), отсчитывание от торца груза (стержня) и выбираемые из диапазона 0 - 1, соответственно;
dс - средний диаметр гравитационного стержня;
lа (lг, lс) - длина корпуса аппарата (концевого груза, гравитационного стержня) соответственно.
Для реализации предлагаемого способа и устройства для одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарата на орбите спутника Земли предлагается следующая последовательность действий:
- в процессе компоновки аппарата смещают центр масс за центр давления, соответствующий указанному рабочему положению КА, (ΧmΣ > ΧsΣ) относительно торцевой базовой плоскости (см. фиг. 1а);
- 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 (рабочую) ориентацию аппарата по направлению к Земле;
- выдвигают гравитационный стержень с концевым грузом в рабочее положение;
- приводят аппарат в гравитационно-устойчивое (рабочее) положение равновесия;
- контролируют в плоскости орбиты величину амплитуды угловых колебаний аппарата относительно местной вертикали;
- по разности амплитуд по направлению и против направления полета определяют знак и величину углового отклонения гравитационно-устойчивого (рабочего) положения равновесия аппарата от местной вертикали;
- в зависимости от знака и величины углового отклонения уменьшают или увеличивают рабочую длину гравитационного стержня;
- при совпадении (с заданной точностью) амплитуды угловых колебаний аппарат относительно местной вертикали по направлению и против направления полета фиксируют окончательную рабочую длину гравитационного стержня.
- в процессе компоновки аппарата смещают центр масс за центр давления, соответствующий указанному рабочему положению КА, (ΧmΣ > ΧsΣ) относительно торцевой базовой плоскости (см. фиг. 1а);
- 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 (рабочую) ориентацию аппарата по направлению к Земле;
- выдвигают гравитационный стержень с концевым грузом в рабочее положение;
- приводят аппарат в гравитационно-устойчивое (рабочее) положение равновесия;
- контролируют в плоскости орбиты величину амплитуды угловых колебаний аппарата относительно местной вертикали;
- по разности амплитуд по направлению и против направления полета определяют знак и величину углового отклонения гравитационно-устойчивого (рабочего) положения равновесия аппарата от местной вертикали;
- в зависимости от знака и величины углового отклонения уменьшают или увеличивают рабочую длину гравитационного стержня;
- при совпадении (с заданной точностью) амплитуды угловых колебаний аппарат относительно местной вертикали по направлению и против направления полета фиксируют окончательную рабочую длину гравитационного стержня.
По сравнению с ближайшим способом и устройством - аналогами предлагаемый способ и устройство для одноосной гравитационной ориентации расширяют функционально-эксплуатационные возможности ICO путем обеспечения оптимальной, по точности ориентации, устойчивости аппарата при движении по круговой орбите на высоте, где сопротивление атмосферы может оказать существенное влияние на движение аппарата относительно центра масс.
Для пояснения технической сущности предлагаемого изобретения на фиг. 1 приведена схема одного из разрабатываемых в ГРЦ "КБ им. академика В.П. Макеева" малых коммерческих спутников с осесимметричным корпусом 1 и гравитационной системой ориентации в виде гравитационного стержня 2 с концевым грузом 3, при этом на фиг. 1а показана гравитационная система в исходном, а на фиг. 1б в рабочем положении, и приведено взаиморасположение центра масс (ΧmΣ) и центра давления (ΧsΣ) аппарата, соответствующего указанному рабочему положению аппарата.
На фиг. 2а показан характер изменения центра масс 
и центра давления 
аппарата относительно торцевой базовой плоскости при выдвижении гравитационного стержня (lс) в рабочее положение при расположении гравитационной системы ориентации в торце (Χo= 0) и на верхнем срезе (Χo= la) аппарата соответственно, а на фиг. 2б показано относительное расстояние 
между центром масс и центром давления аппарата 
в этих случаях.
Основные параметры аппарата и гравитационной системы ориентации, необходимые для построения зависимости изменения центра масс и центра давления, а также изменения расстояния между ними в процессе приведения гравитационной системы в рабочее положение приведены в таблице.
Примечание:
1. Координата местоположения центра масс (Xma) неоснащенного гравитационной системой ориентации аппарата определена из аналитического соотношения Xma формулы изобретения и составляет Xma = 1,14 м;
2. Параметры графиков на фиг.2а,б отнесены к длине корпуса аппарата
ΔΧsΣ= (ΧsΣ-ΧmΣ)/la.
3. Из графика на фиг. 2а видно, что в процессе выдвижения в рабочее положение гравитационного стержня (lс) центр масс
и центр давления 
аппарата смещают относительно своего исходного положения 
вслед за стержнем, но характер смещения увеличением длины стержня различен:
- центр масс аппарата
смещается линейно;
- центр давления аппарата
смещается параболически.
1. Координата местоположения центра масс (Xma) неоснащенного гравитационной системой ориентации аппарата определена из аналитического соотношения Xma формулы изобретения и составляет Xma = 1,14 м;
2. Параметры графиков на фиг.2а,б отнесены к длине корпуса аппарата
ΔΧsΣ= (ΧsΣ-ΧmΣ)/la.
3. Из графика на фиг. 2а видно, что в процессе выдвижения в рабочее положение гравитационного стержня (lс) центр масс
- центр масс аппарата
- центр давления аппарата
Параболический характер изменения центра давления аппарат 
с увеличением длины стержня объясняется тем, что одновременно с увеличением длины стержня увеличивается и площадь плоскости геометрической симметрии стержня (Sс = dсlс).
4. Вследствие вышесказанного нетревиально изменяется с увеличением длины стержня (lс) и расстояние между центром масс и центром давления 
аппарата (запас статической устойчивости аппарата), приведенное на графике фиг. 2б, имея параболический характер 
5. Графики на фиг. 2а, б определены для номинальных параметров аппарата и гравитационной системы ориентации (без учета случайных отклонений).
5. Графики на фиг. 2а, б определены для номинальных параметров аппарата и гравитационной системы ориентации (без учета случайных отклонений).
6. Если у осесимметричного космического аппарата при выдвижении гравитационного стержня в расчетное рабочее положение (lс) из-за случайных отклонений параметров аппарата и гравитационной системы ориентации продольная ось аппарата не совместится с заданной точностью с местной вертикалью, то регулируют рабочую длину стержня (увеличивают или уменьшают) до тех пор, пока расстояние (ΧsΣ-ΧmΣ) = ΔΧsΣ не обеспечит требуемую точность ориентации аппарата относительно местной вертикали.
7. Габаритно-массовые и центровочные характеристики солнечных батарей в раскрытом состоянии являются составной частью параметров не оснащенного гравитационной системой ориентации аппарата и в схемах фиг. 1а, б не приведены.
8. Проведенные исследования показали, что совмещение центра масс с центром давления аппарата (ΧmΣ= ΧsΣ) при выдвижении гравитационного стержня в рабочее положение реализуемо только при выполнении аналитического соотношения для Χma в формуле изобретения.
Предлагаемый способ и устройство для одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарата на орбите спутника Земли, по сравнению с известными техническими решениями, расширяют функционально-эксплуатационные возможности гравитационной системы ориентации путем обеспечения оптимальной по точности ориентации устойчивости аппарата при движении по круговой орбите на высоте, где сопротивление атмосферы может оказать существенное влияние на движение аппарата относительно центра масс.
Предлагаемое изобретение позволяет практически ликвидировать влияние сопротивления атмосферы на движение аппарата относительно центра масс на любых сколь угодно низких круговых орбитах и тем самым обеспечить оптимальную ориентацию аппарата относительно Земли. Одновременно уменьшается загрузка располагаемого гравитационного момента аппарата.
Claims (2)
1. Способ одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарата на орбите спутника Земли, включающий предварительную ориентацию аппарата относительно Земли после выведения его на орбиту и приведение аппарата в гравитационно-устойчивое (рабочее) положение равновесия в плоскости орбиты путем выдвижения гравитационного стержня, отличающийся тем, что до приведения аппарата в указанное рабочее положение размещают центр масс аппарата на заданном расстоянии за центром давления аппарата, соответствующим данному рабочему положению, относительно торцевой базовой плоскости, контролируют в плоскости орбиты амплитуды колебаний аппарата относительно местной вертикали, по разности амплитуд этих колебаний по направлению и против направления полета определяют угловое отклонение гравитационно-устойчивого (рабочего) положения равновесия аппарата от местной вертикали, регулируют длину выдвинутого гравитационного стержня до совпадения с заданной точностью указанного положения аппарата с местной вертикалью.
2. Устройство для одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарата на орбите спутника Земли, включающее выдвигаемый гравитационный стержень с грузом на конце, габаритно-массовые и центровочные характеристики которых функционально связаны с габаритно-массовыми и центровочными характеристиками аппарата, отличающееся тем, что в нем конструкция гравитационного стержня имеет габаритно-массовые и центровочные характеристики и местоположение в корпусе аппарата, при которых центр масс неукомплектованного гравитационной системой ориентации аппарата (χma) размещен относительно торцевой базовой плоскости аппарата на расстоянии, определяемом по следующему соотношению:
где mΣ = ma+ mг+ mc;
SΣ = Sa+ Sг+ Sc;
ma(mг, mс) - масса аппарата (концевого груза, гравитационного стержня) соответственно;
Sа(Sг) - площадь плоскости геометрической симметрии корпуса аппарата (концевого груза) соответственно;
χsa(χo) - координата местоположения относительно торцевой плоскости центра давления, соответствующего указанному рабочему положению КА, корпуса аппарата (гравитационной системы ориентации) соответственно;
Кsг(с)(Кmг(с)) - относительное положение центра давления (центра масс) концевого груза (гравитационного стержня), отсчитываемое от торца груза (стержня) и выбираемое из диапазона 0 - 1, соответственно;
dс - средний диаметр гравитационного стержня;
lа(lг, lс) - длина корпуса аппарата (концевого груза, гравитационного стержня) соответственно.
где mΣ = ma+ mг+ mc;
SΣ = Sa+ Sг+ Sc;
ma(mг, mс) - масса аппарата (концевого груза, гравитационного стержня) соответственно;
Sа(Sг) - площадь плоскости геометрической симметрии корпуса аппарата (концевого груза) соответственно;
χsa(χo) - координата местоположения относительно торцевой плоскости центра давления, соответствующего указанному рабочему положению КА, корпуса аппарата (гравитационной системы ориентации) соответственно;
Кsг(с)(Кmг(с)) - относительное положение центра давления (центра масс) концевого груза (гравитационного стержня), отсчитываемое от торца груза (стержня) и выбираемое из диапазона 0 - 1, соответственно;
dс - средний диаметр гравитационного стержня;
lа(lг, lс) - длина корпуса аппарата (концевого груза, гравитационного стержня) соответственно.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU96114082A RU2128608C1 (ru) | 1996-07-10 | 1996-07-10 | Способ и устройство для одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарата на орбите спутника земли |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU96114082A RU2128608C1 (ru) | 1996-07-10 | 1996-07-10 | Способ и устройство для одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарата на орбите спутника земли |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU96114082A RU96114082A (ru) | 1998-10-27 |
| RU2128608C1 true RU2128608C1 (ru) | 1999-04-10 |
Family
ID=20183163
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU96114082A RU2128608C1 (ru) | 1996-07-10 | 1996-07-10 | Способ и устройство для одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарата на орбите спутника земли |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2128608C1 (ru) |
-
1996
- 1996-07-10 RU RU96114082A patent/RU2128608C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. Величко И.И. Мечи на орала. - Авиация и космонавтика, N 5, 1993, с. 43. 2. Итоги науки и техники. Исследование космического пространства. Т.11. Вопросы ориентации искусственных спутников. - М., 1978, с. 188-192. 3. Там же, с. 64-67; 192-197. 4. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2219109C2 (ru) | Способ выведения нескольких спутников на некомпланарные орбиты с использованием силы лунного притяжения | |
| US4758957A (en) | Spacecraft stabilization system and method | |
| Belokonov et al. | Analysis and synthesis of motion of aerodynamically stabilized nanosatellites of the CubeSat design | |
| US3168263A (en) | Gravity gradient satellite orientation system | |
| US2771779A (en) | Quick setting means for gyro stabilized mechanisms | |
| US4657210A (en) | Spacecraft stabilization system and method | |
| US3362656A (en) | Damping coupler for satellite attitude control | |
| US4807835A (en) | Spacecraft attitude stabilization system | |
| RU2128608C1 (ru) | Способ и устройство для одноосной гравитационной ориентации осесимметричного космического аппарата на орбите спутника земли | |
| US5988562A (en) | System and method for determining the angular orientation of a body moving in object space | |
| RU2128607C1 (ru) | Способ трехосной гравитационной ориентации космического аппарата на орбите спутника земли | |
| US3480232A (en) | Damping coupler for satellite attitude control | |
| Grifi et al. | FOG based INS for satellite launcher application | |
| Preisser et al. | Flight Test of a 31.2-Foot-Diameter Modified Ringsail Parachute Deployed at a Mach Number of 1.39 and a Dynamic Pressure of 11.0 Pounds Per Square Foot | |
| Chelaru | Performances evaluation for microlauncher, mathematical model | |
| Ward et al. | Orbital docking dynamics | |
| RU2167791C1 (ru) | Устройство для одноосной гравитационной ориентации низкоорбитального космического аппарата | |
| Aslanov et al. | The motion of coaxial bodies of varying composition on the active leg of descent | |
| de Weck | Attitude determination and control (adcs) | |
| Tinling et al. | The Status of Passive-Gravity-Gradient Stabilization | |
| Herzl | Introduction to Passive Nutation Dampers | |
| Scheeres et al. | Issues of landing on near earth asteroids | |
| Ljunge et al. | S19 guidance of the Black Brant X-Adaption, performance and flightresults | |
| Phillips | A simplified application of Keplerian equations to guidance. | |
| DeBra | Evolving spacecraft control |