RU2325310C2 - Способ управления ориентацией орбитального космического аппарата с инерционными исполнительными органами при зондировании атмосферы земли - Google Patents
Способ управления ориентацией орбитального космического аппарата с инерционными исполнительными органами при зондировании атмосферы земли Download PDFInfo
- Publication number
- RU2325310C2 RU2325310C2 RU2006106871/11A RU2006106871A RU2325310C2 RU 2325310 C2 RU2325310 C2 RU 2325310C2 RU 2006106871/11 A RU2006106871/11 A RU 2006106871/11A RU 2006106871 A RU2006106871 A RU 2006106871A RU 2325310 C2 RU2325310 C2 RU 2325310C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- angle
- earth
- axis
- sun
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области управления космическим аппаратом (КА). Предлагаемый способ включает выставку оси визирования прибора зондирования (ПЗ) относительно строительных осей КА и разворот КА до совмещения оси визирования ПЗ с направлением на Солнце. Также производят разворот КА до совмещения оси его минимального момента инерции с плоскостью орбиты. Измеряют высоту орбиты КА, определяя значения углов между направлением на центр Земли и направлениями на нижнюю (γ0) и верхнюю границы исследуемого слоя атмосферы. В зависимости от этих углов выставляют ось визирования ПЗ под определенным углом (λ) к оси минимального момента инерции КА в сторону, соответствующую наибольшей освещенности солнечных батарей КА. Данный угол λ отвечает минимальному рассогласованию между текущим углом отклонения оси минимального момента инерции КА от местной вертикали и углами отклонений данной оси от местной вертикали в начале и конце сеанса зондирования. Измеряют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА и при его совпадении со значением угла γ0 измеряют угол возвышения Солнца над видимым с КА горизонтом Земли. При значениях последнего угла, меньших или равных углу возвышения верхней границы исследуемого слоя атмосферы над видимым с КА горизонтом Земли, разворачивают КА до совмещения оси визирования ПЗ с направлением на Солнце. При этом ось минимального момента инерции КА совмещают с направлением, лежащим в плоскости орбиты и образующим с проекцией на эту плоскость направления на Солнце определенный угол, зависящий от упомянутых углов γ0 и λ. Зондирования атмосферы выполняют в моменты захода Солнца за видимый с КА горизонт Земли, поддерживая неизменную ориентацию КА последовательно в орбитальной и инерциальной системах координат. Технический результат изобретения состоит в увеличении информативности зондирования атмосферы Земли при минимальных энергетических затратах на борту КА. 8 ил.
Description
Предлагаемое техническое решение относится к области космической техники и может быть использовано при зондировании атмосферы Земли с борта космического аппарата (КА). Ряд атмосферных явлений наиболее ярко проявляется при наблюдении из космоса в направлении горизонта Земли. В связи с этим оптические исследования атмосферы у видимого с КА горизонта Земли имеют важное научное и прикладное значение (см. [1], [2], [3]).
Известен способ управления ориентацией КА, принятый за аналог, при котором разворачивают КА до совмещения оси чувствительности закрепленного на КА прибора зондирования (ПЗ) с направлением на Солнце и выполняют зондирование атмосферы Земли в моменты захода Солнца за видимый с КА горизонт Земли (см. [2], стр.107-127). В данном способе строится и поддерживается одноосная ориентация КА относительно инерциальной системы координат. Управление ориентацией КА осуществляется с помощью системы управления движением и навигацией (СУДН) КА (см. [4], стр.175), в состав которой входят: КА, датчики угловых скоростей и углов, усилительно-преобразующее устройство, исполнительные устройства и органы управления.
Недостаток указанного способа управления ориентацией КА заключается в том, что в его действиях не учитывается особенности системы управления ориентацией КА, что не позволяет эффективно расходовать топливо на построение и поддержание требуемой ориентации КА. Рассмотрим КА, в системе управления движением ориентацией которых наряду с реактивными двигателями ориентации (ДО) используются инерционные исполнительные органы - силовые гироскопы (СГ). При выполнении разворота и поддержании ориентации таких КА происходит накопление кинетического момента (КМ) ГС и по достижении КМ заданных граничных значений выполняется операция «разгрузки» ГС - приведения КМ в допустимые пределы с помощью ДО. При этом при выполнении разгрузки ГС требуется дополнительное рабочее тело (топливо) для работы ДО КА.
Известны способы управления ориентацией КА при выполнении программы полета и экспериментов на КА, обеспечивающие благоприятные условия для работы системы СГ - такие, чтобы максимально уменьшать эффект «насыщения» СГ и тем самым избегать необходимость их разгрузки (см. [5]; [6], стр.41; [7], стр.295-298).
Наиболее близким из аналогов, принятым за прототип, является способ управления ориентацией КА, описанный в [10], стр.217-220. В данном способе при построении ориентации КА для выполнения полетных операций осуществляют разворот КА до совмещения оси минимального момента инерции (ММИ) КА с плоскостью орбиты КА и последовательное поддержание неизменной ориентации КА в орбитальной и инерциальной системах координат. При такой ориентации оси ММИ КА в пространстве действующий на КА гравитационный момент минимален и, как следствие, эффект «насыщения» СГ незначителен и требуется минимальный расход рабочего тела на их разгрузку. При этом поддержание неизменной ориентации КА в орбитальной системе координат является текущей «дежурной» полетной ориентацией КА, а выполнение эксперимента (в частности, зондирование атмосферы Земли) осуществляется при поддержании неизменной ориентации КА в инерциальной системе координат. Данные ориентации широко использовались при выполнении полетных операций на орбитальной станции «Мир» и используются на международной космической станции (МКС) (см. [11], [9]).
Данный способ реализуется активной комбинированной системой ориентации и стабилизации КА с двигателями и блоком трехстепенных гироскопов (см. [6], стр.194), включающей измерительное устройство (ИУ), усилительно-преобразующее устройство (УПУ), двигатели-маховики (ДМ), тахометры двигателей-маховиков (ТДМ), переключающее устройство (ПУ), разгрузочное устройство (РУ), КА с установленным на нем прибором для выполнения эксперимента.
Способ, принятый за прототип, имеет существенный недостаток: он не позволяет учитывать различия сеансов выполняемых экспериментов по объему получаемой в них полезной информации. Объем полезной научной информации, получаемый в экспериментах по зондированию атмосферы Земли с КА, пропорционален длительности зондирования - длительности «прохождения» Солнца через атмосферу Земли, при этом данная длительность может существенно различаться в разных сеансах зондирования.
На фиг.1 представлена схема прохождения Солнца через атмосферу Земли при проведении ее зондирования с КА и обозначено:
D - видимый с КА горизонт Земли;
С - верхняя граница атмосферы Земли;
Аi, Bi - точки, соответственно «входа» Солнца в атмосферу Земли и «захода» Солнца за горизонт Земли для различных возможных реализаций сеансов зондирования.
При этом объем получаемой в сеансе зондирования атмосферы полезной информации пропорционален длине отрезка [Аi, Bi].
Кроме того, для применения данного способа необходимо, чтобы прибор зондирования мог быть повернут относительно строительных осей КА, находящегося в указанной ориентации, до совмещения оси чувствительности прибора зондирования с направлением на Солнце - т.е. допускал установку, в общем случае, в произвольное положение относительно строительных осей КА. Но на практике прибор зондирования либо устанавливается так, что его ось визирования (чувствительности) принимает фиксированные положения относительно КА, либо ось визирования прибора имеет ограниченные углы «прокачки» относительно строительных осей КА. Данный способ не позволяет учитывать особенности установки прибора зондирования, что существенно ограничивает область его применения.
Наряду с этим, для обеспечения функционирования КА при реализации сеанса зондирования атмосферы требуется наличие необходимого количества электроэнергии, вырабатываемой СБ КА. Данное техническое решение не позволяет учитывать этот фактор, что может привести к необходимости расхода дополнительных энергетических ресурсов КА, а при их недостаточном количестве - к срыву реализации или отказу от выполнения сеанса зондирования.
Задачей, стоящей перед предлагаемым способом, является увеличение объема получаемой при зондировании атмосферы Земли полезной информации при минимизации требуемых энергетических затрат орбитального КА, движущегося по околокруговой орбите, с инерционными исполнительными органами.
Технический результат достигается тем, что в способе управления ориентацией орбитального космического аппарата с инерционными исполнительными органами при зондировании атмосферы Земли, включающем выставку оси визирования прибора зондирования относительно строительных осей космического аппарата, разворот космического аппарата до совмещения оси визирования прибора зондирования с направлением на Солнце, разворот космического аппарата до совмещения оси его минимального момента инерции с плоскостью орбиты, последовательное поддержание неизменной ориентации космического аппарата в орбитальной и инерциальной системах координат и выполнение зондирования атмосферы Земли в моменты захода Солнца за видимый с космического аппарата горизонт Земли, дополнительно измеряют высоту орбиты космического аппарата и определяют по ней значения угла γo между направлением в центр Земли и направлением на нижнюю границу исследуемого слоя атмосферы Земли и угла γв между направлением в центр Земли и направлением на верхнюю границу исследуемого слоя атмосферы Земли, выставляют ось визирования прибора зондирования в сторону, соответствующую наибольшей освещенности солнечных батарей космического аппарата, под углом λ к направлению оси минимального момента инерции космического аппарата, значение которого равно или более значения угла γo и соответствует минимальному значению рассогласования между углом отклонения оси минимального момента инерции космического аппарата в текущей полетной ориентации от местной вертикали и углами отклонений оси минимального момента инерции космического аппарата от местной вертикали в начале и конце сеанса зондирования δ1,2, определяемыми по формуле
измеряют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, при его совпадении со значением угла γo измеряют угол возвышения Солнца над видимым с космического аппарата горизонтом Земли и при значениях данного угла, меньших либо равных значению угла возвышения верхней границы исследуемого слоя атмосферы над видимым с космического аппарата горизонтом Земли, разворачивают космический аппарат до совмещения оси визирования прибора зондирования с направлением на Солнце и оси минимального момента инерции космического аппарата с направлением, лежащим в плоскости орбиты и образующим с проекцией направления на Солнце на плоскость орбиты угол α, определяемый по формуле
поддерживают неизменную ориентацию космического аппарата в инерциальной системе координат и выполняют зондирование атмосферы Земли.
Суть предлагаемого изобретения поясняется на фиг.1-8, на которых приведены: на фиг.1 - возможные схемы прохождения Солнца через атмосферу Земли при зондировании атмосферы по способу-прототипу; на фиг.2 - схема прохождения Солнца через атмосферу Земли при зондировании атмосферы по предлагаемому способу; на фиг.3 - схема, поясняющая действия предлагаемого способа по выбору момента выполнения зондирования и выставке оси визирования прибора зондирования (ПЗ); на фиг.4 и 5 - схемы, поясняющие определение углов возвышения верхней и нижней границ исследуемого слоя атмосферы над Землей; на фиг.6 - схема, поясняющая определение угла возвышения линии визирования ПЗ над Землей в моменты выполнения зондирования атмосферы; на фиг.7 - схема, поясняющая построение ориентации КА для выполнения зондирования; на фиг.8 - схема, поясняющая выбор величины угла α.
На фиг.2, представляющей схему прохождения Солнца через атмосферу по предлагаемому способу, в дополнение к обозначениям фиг.1 обозначено:
О - центр Земли;
Rz - радиус Земли;
Р - нижняя граница исследуемого слоя атмосферы Земли;
Нo, Нв - высоты соответственно нижней и верхней границ исследуемого слоя атмосферы Земли, измеряемые от поверхности Земли;
А, В - точки «входа» и «выхода» Солнца из исследуемого слоя атмосферы Земли при наблюдении с КА за прохождением Солнца через исследуемый слой атмосферы Земли.
Исследуемый слой атмосферы задается высотой своих нижней и верхней границ от поверхности Земли, а объем получаемой полезной информации пропорционален длине пути «прохождения» Солнца по исследуемому слою атмосферы Земли, а именно длине линии [А, В].
На фиг.3, поясняющей выбор момента выполнения зондирования и выставку оси визирования ПЗ, в добавление к обозначениям фиг.1 и 2 обозначено:
N - нормаль к плоскости орбиты КА;
S - вектор направления на Солнце;
KK* - плоскость витка орбиты КА;
K - положение КА в противосолнечной точке витка орбиты;
K* - положение КА в подсолнечной точке витка орбиты;
Z - Земля;
О - центр Земли;
Rz - радиус Земли;
Норб - высота орбиты КА.
Qz - видимый с КА угловой полураствор Земли;
L - вектор направления оси визирования ПЗ;
εo - угол возвышения нижней границы исследуемого слоя атмосферы над видимым с КА горизонтом Земли;
γo - угол между направлением на нижнюю границу исследуемого слоя атмосферы и направлением в центр Земли;
β - угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты.
На фиг.4, поясняющей определение угла возвышения нижней границы исследуемого слоя атмосферы над видимым с КА горизонтом Земли, в добавление к обозначениям фиг.1-3 обозначено:
F1 - положение КА в момент касания линией визирования L нижней границы исследуемого слоя атмосферы;
E1 - точка касания линией визирования L нижней границы исследуемого слоя атмосферы;
G1 - точка видимого из положения КА F1 горизонта Земли, расположенная в плоскости, образованной радиус-вектором КА и линией визирования L;
На фиг.5, поясняющей определение угла возвышения верхней границы исследуемого слоя атмосферы над видимым с КА горизонтом Земли, в добавление к обозначениям фиг.1-3 обозначено:
F2 - положение КА в момент касания линией визирования L верхней границы исследуемого слоя атмосферы;
Е2 - точка касания линией визирования L верхней границы исследуемого слоя атмосферы;
G2 - точка видимого из положения КА F2 горизонта Земли, расположенная в плоскости, образованной радиус-вектором КА и линией визирования L;
εв - угол возвышения верхней границы исследуемого слоя атмосферы над видимым с КА горизонтом Земли;
γв - угол между направлением на верхнюю границу исследуемого слоя атмосферы и направлением в центр Земли.
На фиг.6, поясняющей определение угла возвышения линии визирования ПЗ над Землей в момент выполнения зондирования атмосферы, в добавление к обозначениям фиг.1-3 обозначено:
F - положение КА в момент зондирования;
G - точка видимого из положения КА F горизонта Земли, расположенная в плоскости, образованной радиус-вектором КА и линией визирования L;
ε - угол возвышения линии визирования L над видимым с КА горизонтом Земли;
γ - угол между направлением линии визирования L и направлением в центр Земли.
На фиг.7, поясняющей построение ориентации КА для выполнения зондирования, в добавление к обозначениям фиг.1-3 обозначено:
J - орбита КА;
M1M2 - линия оси ММИ КА;
λ - угол между осью визирования ПЗ L и направлением оси ММИ КА;
Sp - проекция направления на Солнце на плоскость орбиты;
α - угол между направлением оси ММИ КА и направлением Sp.
Угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА β одновременно является минимальным значением, которое может принимать угол между направлением на Солнце и направлением в центр Земли в течение текущего витка орбиты КА, и равен значению угла между направлением на Солнце и направлением в центр Земли в противосолнечной точке витка (см. фиг.3). Поэтому на витках, когда угол β равен γ0:
направление на Солнце в противосолнечной точке витка совпадает с направлением от КА на нижнюю границу исследуемого слоя атмосферы Земли. На фиг.3 это иллюстрируется совпадением направлений векторов S и L. При этом
Условие нахождения в течение сеанса зондирования оси ММИ КА в плоскости орбиты соответствует нахождению угла λ между осью визирования ПЗ L (направленной по S) и осью ММИ КА в диапазоне от значения β (равного γo) до 90° (см. фиг.7):
В предлагаемом способе зондирование атмосферы Земли выполняется на витках, на которых выполняется условие (1), так как только на данных витках реализуется максимально «долгое» прохождение Солнца через исследуемый слой атмосферы Земли - погружение Солнца в атмосферу Земли при заходе Солнца, непрерывно переходящее восходящее движение Солнца через атмосферу - линия [А, В] на фиг.2.
Моменты зондирования определяются как моменты, соответствующие положениям F между положениями F2-F1-F2 (см. фиг.4-6), когда угол возвышения линии визирования L над видимым с КА горизонтом Земли ε находится в интервале:
Учитывая, что на витках (1) ε всегда больше ε0, то (4) принимает вид
Положение КА F1 (фиг.4) соответствует положению КА в противосолнечной точке К (фиг.3), точка E1 (фиг.4) - середине линии [А, В] (фиг.2), точка E2 (фиг.5) - точкам А и В (фиг.2).
Углы γo, γв определяются по формулам (см. фиг.4, 5):
Угол εв определяется по формуле (см. фиг.5):
В предлагаемом способе осуществляется построение ориентации КА, при которой ось визирования ПЗ направлена на Солнце, а ось ММИ КА находится в плоскости орбиты. Данная ориентация задается следующим построением:
- ось визирования ПЗ совмещается с направлением на Солнце;
- ось ММИ КА совмещается с направлением, лежащим в плоскости орбиты КА и отстоящим от проекции направления на Солнце на плоскость орбиты КА Sp на расчетный угол α.
Значение угла α определяется из сферического треугольника, образованного векторами L, Sp и М1М2, приведенными к общему началу в точке К (см. фиг.7):
При этом на практике допускается определенное рассогласование оси ММИ КА и плоскости орбиты, величина которого определяется точностью задания угла γo и точностью сравнения (1) углов γo и β.
В соответствии с соотношением (10) осуществляется одновременный выбор двух взаимозависимых углов: λ и α. В зависимости от текущей полетной ориентации КА на витке зондирования предлагается осуществлять выбор угла α исходя из минимизации разворотов КА из текущей полетной ориентации в ориентацию для зондирования и обратно.
Например, в качестве текущей полетной ориентации орбитальных космических станций используется режим поддержания неизменной ориентации КА в орбитальной системе координат, при котором поддержание оси ММИ КА в плоскости орбиты осуществляется при углах между осью ММИ и направлением местной вертикали, составляющих 0° или 90° (положение гравитационного равновесия).
Также возможен вариант, когда угол между осью ММИ и направлением местной вертикали составляет 45° (см. [11], стр.63-65). При данном режиме КМ ГС, возникающий в результате компенсации гравитационного момента, накапливается по оси, перпендикулярной плоскости орбиты КА, и носит синусоидальный характер с периодом 1/2 витка. При этом в зависимости от начального гравитационного момента меняется локальный максимум КМ ГС. Локальный максимум КМ ГС имеет наименьшее значение при максимальном начальном гравитационном моменте. Поскольку начальный гравитационный момент максимален при угле 45° между осью ММИ и направлением местной вертикали, то при таких углах режим поддержания ориентации длится максимальное время.
Перечисленные варианты являются возможными «дежурными» ориентациями КА - ориентациями, благоприятными для длительного поддержания. Это не исключает возможности использования и других значений углов отклонения оси ММИ КА относительно местной вертикали.
На фиг.8, поясняющей выбор величин углов λ и α, в добавление к обозначениям фиг.1-7 обозначено:
F3 - положение КА вне времени сеанса зондирования;
φ - угол между радиус-векторами КА в противосолнечной точке (F1) и в точке начала (конца) сеанса зондирования (F2);
δ - угол между осью ММИ КА и местной вертикалью.
Значение угла φ определяется из сферического треугольника, образованного векторами S, Sp и F2O, приведенными к общему началу в точке F2 (см. фиг.8):
или, учитывая (1),
Значения δ1,2 углов между осью ММИ КА и местной вертикалью в начале и конце сеанса зондирования определяются по формуле (см. фиг.8):
или, учитывая (10) и (12),
Обозначим δ - угол между осью ММИ КА и местной вертикалью в текущей полетной ориентации КА на витке зондирования. Выбор значения углов λ и α, исходя из минимизации разворота КА из текущей полетной ориентации в ориентацию для зондирования и обратно, задается требованием минимизации суммы рассогласований между δ и δ1,2:
Для этого при определении угла выставки оси визирования ПЗ в строительных осях КА выбирают λ=λ*, где λ* является решением (15) из области значений λ (3):
В самом общем случае, когда полетные ориентации КА до и после сеанса зондирования могут быть различными, требуем минимизацию суммы рассогласований между δ1,2 и углами δ для полетных ориентации КА до и после сеанса зондирования.
Предложенный способ реализуют следующим образом.
По соотношениям (6), (7), (9) вычисляют значения углов γ0, γв и εв. Фиксируют значение δ угла отклонения оси ММИ КА в текущей полетной ориентации от местной вертикали. Определяют решение (3), (16) λ*. Выставляют ось визирования ПЗ в строительных осях КА на угол λ=λ* от оси ММИ КА в сторону, соответствующую наибольшей освещенности СБ КА.
Измеряют значение угла β. Определяют витки выполнения сеансов зондирования атмосферы путем сравнения (1) углов β и γo. При выполнении (1) выполняют измерения угла ε и сравнивают значения ε и εв. По результатам их сравнения осуществляют построение ориентации КА для зондирования, стабилизируют КА в инерциальной системе координат и выполняют зондирование атмосферы Земли в моменты времени, определяемые условием (5).
Для построения ориентации КА рассчитывают по соотношению (10) угол α и построение требуемой ориентации осуществляют разворотом КА до совмещения оси визирования ПЗ с направлением на Солнце и оси ММИ КА - с направлением, лежащим в плоскости орбиты КА и отстоящим от проекции направления на Солнце на плоскость орбиты КА на величину угла α.
Построение требуемой ориентации и последующая стабилизация КА при выполнении сеанса зондирования обеспечивается функционированием контура управления СУДН КА, включающим маховики, которые создают управляющие моменты по осям КА в соответствии с сигналами ИУ, предварительно обработанными УПУ. УПУ вычисляет командные сигналы, обеспечивающие управление рамами кардановых подвесов блока гироскопов при выполнении требуемого поворотного маневра КА. Если блок гироскопов, снимая насыщение маховиков, «насытится», то с помощью реактивных ДО РУ осуществится его разгрузка: в соответствии с сигналами тахометров о величине КМ маховиков ПУ определяет факт насыщения и уставки для работы РУ, по которым РУ создает требуемый внешний момент. Но учитывая, что в данном способе ось ММИ КА находится в плоскости орбиты КА, то, как отмечалось ранее, разгрузка СГ в течение времени реализации эксперимента не требуется (см. [10], [11]).
Операции измерения значений β, ε, Норб могут быть выполнены на основе оптических визиров и датчиковой аппаратуры СУДН КА и системы орбитальных траекторных измерений (см. [4], [8]). Операции вычисления углов γo, γв, εв, α, вычисление угла λ=λ* и определения моментов времени по результатам выполнения сравнений (1), (5) могут быть выполнены в виде вычислителя на базе бортовой цифровой вычислительной системы КА.
Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.
Предлагаемый способ позволяет за один сеанс зондирования атмосферы Земли получить максимально большой объем полезной информации. Увеличение информативности зондирования достигается за счет обеспечения «прохождения» Солнца через атмосферу Земли по касательной к линии горизонта (или нижней границе исследуемого слоя атмосферы), что в несколько раз увеличивает длительность и, следовательно, информативность зондирования по сравнению с прототипом.
Кроме того, при выполнении сеанса зондирования ось ММИ КА располагается в плоскости орбиты КА, что позволяет не расходовать топливо на разгрузку ГС.
При этом выбором угла выставки оси визирования ПЗ минимизируется разворот КА из текущей полетной ориентации КА в ориентацию для выполнения зондирования, что также обеспечивает экономию ресурсов на ориентацию КА.
Наряду с этим, для обеспечения функционирования КА при реализации сеанса зондирования требуется наличие необходимого количества электроэнергии, вырабатываемой СБ КА. Операция выставки оси визирования ПЗ обеспечивает ее выставку в направлении, соответствующем наибольшей освещенности СБ КА. Поскольку в сеансе зондирования ось визирования ПЗ ориентируется на Солнце, то этим гарантируется необходимый съем электроэнергии с СБ КА в течение сеанса зондирования. Например, на КА типа орбитальных станций «Салют», «Мир», МКС (см. [9]) СБ установлены таким образом, что обеспечивается их максимальная освещенность Солнцем с направлений, соответствующих условию (3), и предложенная выставка оси визирования ПЗ гарантирует благоприятный режим обеспечения КА электроэнергией.
Таким образом, предлагаемый способ позволяет за один сеанс зондирования атмосферы Земли получить максимально большой объем полезной информации при минимальных энергетических затратах КА.
ЛИТЕРАТУРА
1. Демин Л.С., Сарафанов Г.В. Наблюдения из космоса // Авиация и космонавтика, 1975, №9.
2. Оптические исследования излучения атмосферы, полярных сияний и серебристых облаков с борта орбитальной станции "Салют-4" // Издательство АН ЭССР, Тарту, 1977.
3. Лазарев А.И., Коваленок В.В., Авакян С.В. Исследование Земли с пилотируемых космических кораблей // Ленинград, Гидрометеоиздат, 1987.
4. Инженерный справочник по космической технике // Изд-во МО СССР, М., 1977.
5. Ковтун B.C., Платонов В.Н., Суханов Н.А., Величкин С.Б., Гусев С.И. Система управления ориентацией космического аппарата с силовыми гироскопами. Патент РФ 2006430 по заявке 5032611/22 от 17.03.92 г.
6. Бебенин Г.Г., Скребушевский B.C., Соколов Г.А. Системы управления полетом космических аппаратов // М.: Машиностроение, 1978.
7. Скребушевский Б.С. Управление полетом беспилотных космических аппаратов // М.: «Владмо», 2003.
8. Система управлением движением и навигации КА. Техническое описание. 300ГК.12Ю.0000-АТО. РКК «Энергия», 1998.
9. Спецификация Российского сегмента. Программа Международная космическая станция. SSP 41163. Редакция Н, 27.01.2001.
10. Сарычев В.А., Беляев М.Ю., Зыков С.Г., Сазонов В.В., Тесленко В.П. Математическое моделирование процессов поддержания ориентации орбитальной станции «Мир» с помощью гиродинов. // Космические исследования, 1991, т.29, вып.2.
11. Сарычев В.А., Беляев М.Ю., Зыков С.Г., Зуева Е.Ю., Сазонов В.В., Сайгираев Х.У. Математическое моделирование режимов ориентации орбитального комплекса "Мир" с дополнительными научными модулями // Труды XXIV Чтений К.Э.Циолковского. Секция «Проблемы ракетной и космической техники». - М.: ИИЕТ АН СССР, 1990.
Claims (1)
- Способ управления ориентацией орбитального космического аппарата с инерционными исполнительными органами при зондировании атмосферы Земли, включающий выставку оси визирования прибора зондирования относительно строительных осей космического аппарата, разворот космического аппарата до совмещения оси визирования прибора зондирования с направлением на Солнце, разворот космического аппарата до совмещения оси его минимального момента инерции с плоскостью орбиты, последовательное поддержание неизменной ориентации космического аппарата в орбитальной и инерциальной системах координат и выполнение зондирования атмосферы Земли в моменты захода Солнца за видимый с космического аппарата горизонт Земли, отличающийся тем, что дополнительно измеряют высоту орбиты космического аппарата и определяют по ней значения угла γ0 между направлением в центр Земли и направлением на нижнюю границу исследуемого слоя атмосферы Земли, а также угла γв между направлением в центр Земли и направлением на верхнюю границу исследуемого слоя атмосферы Земли, выставляют ось визирования прибора зондирования под углом λ к направлению оси минимального момента инерции космического аппарата в сторону, соответствующую наибольшей освещенности солнечных батарей космического аппарата, причем значение угла λ больше или равно значению указанного угла γ0 и соответствует минимальному значению рассогласования между углом отклонения оси минимального момента инерции космического аппарата в текущей полетной ориентации от местной вертикали и углами отклонений указанной оси космического аппарата от местной вертикали в начале и конце сеанса зондирования δ1,2, определяемыми по формулеδ1,2=|arccos(cosλ/cosγ0)±arccos(cosγв/cosγ0)|,измеряют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, при его совпадении со значением угла γ0 измеряют угол возвышения Солнца над видимым с космического аппарата горизонтом Земли и при значениях данного угла, меньших или равных значению угла возвышения верхней границы исследуемого слоя атмосферы над указанным горизонтом, разворачивают космический аппарат до совмещения оси визирования прибора зондирования с направлением на Солнце и оси минимального момента инерции космического аппарата с направлением, лежащим в плоскости орбиты и образующим с проекцией направления на Солнце на плоскость орбиты угол α, определяемый по формулеα=arccos(cosλ/cosγ0),поддерживают неизменную ориентацию космического аппарата в инерциальной системе координат и выполняют зондирование атмосферы Земли.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006106871/11A RU2325310C2 (ru) | 2006-03-06 | 2006-03-06 | Способ управления ориентацией орбитального космического аппарата с инерционными исполнительными органами при зондировании атмосферы земли |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006106871/11A RU2325310C2 (ru) | 2006-03-06 | 2006-03-06 | Способ управления ориентацией орбитального космического аппарата с инерционными исполнительными органами при зондировании атмосферы земли |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2006106871A RU2006106871A (ru) | 2007-10-10 |
| RU2325310C2 true RU2325310C2 (ru) | 2008-05-27 |
Family
ID=38952268
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006106871/11A RU2325310C2 (ru) | 2006-03-06 | 2006-03-06 | Способ управления ориентацией орбитального космического аппарата с инерционными исполнительными органами при зондировании атмосферы земли |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2325310C2 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2621933C2 (ru) * | 2015-09-15 | 2017-06-08 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ управления космическим аппаратом дистанционного зондирования земли |
| CN109649692A (zh) * | 2018-12-28 | 2019-04-19 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和系统 |
-
2006
- 2006-03-06 RU RU2006106871/11A patent/RU2325310C2/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| САРЫЧЕВ В.А., БЕЛЯЕВ М.Ю., ЗЫКОВ С.Г., САЗОНОВ В.В., ТЕСЛЕНКО В.П. Математическое моделирование процессов поддержания ориентации орбитальной станции «Мир» с помощью гиродинов. // Космические исследования, 1991, т.29, вып.2. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2621933C2 (ru) * | 2015-09-15 | 2017-06-08 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ управления космическим аппаратом дистанционного зондирования земли |
| CN109649692A (zh) * | 2018-12-28 | 2019-04-19 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和系统 |
| CN109649692B (zh) * | 2018-12-28 | 2021-10-01 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和系统 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2006106871A (ru) | 2007-10-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP2635821B2 (ja) | 地球を指向する３軸安定化衛星および付属する太陽と地球を捕捉する方法 | |
| US8005635B2 (en) | Self-calibrated azimuth and attitude accuracy enhancing method and system (SAAAEMS) | |
| JP2588958B2 (ja) | 人工衛星姿勢決定および制御システム | |
| CN111099045B (zh) | 双超卫星动力学与控制气浮平台全物理仿真方法 | |
| RU2737644C2 (ru) | Энергоэффективное маневрирование спутника | |
| KR20160101182A (ko) | 플랫폼 안정화 시스템 | |
| CN111897357A (zh) | 一种卫星对地扫描的姿态跟踪控制方法 | |
| CN110285815B (zh) | 一种可在轨全程应用的微纳卫星多源信息姿态确定方法 | |
| CN102116628A (zh) | 一种着陆或附着深空天体探测器的高精度导航方法 | |
| WO2016119056A1 (en) | Inertial sensing augmentation for navigation of spacecraft | |
| CN112713922A (zh) | 一种多波束通讯卫星的可见性快速预报算法 | |
| JP2002512573A (ja) | 初期の１の軸姿勢を使用した宇宙船の向きの変更 | |
| RU2325310C2 (ru) | Способ управления ориентацией орбитального космического аппарата с инерционными исполнительными органами при зондировании атмосферы земли | |
| CN106289156B (zh) | 一种卫星以任意姿态成像时获取摄影点太阳高度角的方法 | |
| RU2414392C1 (ru) | Способ ориентации осей космического аппарата в солнечно-орбитальную систему координат | |
| RU2208559C1 (ru) | Способ определения инерционных характеристик космического аппарата в процессе управления с помощью силовых гироскопов и реактивных двигателей | |
| Abezyaev et al. | Development of the algorithm of the spacecraft programmed yaw turns with the use of orbital gyrocompass | |
| Platonov et al. | Studying the possibility of ensuring the stabilization accuracy characteristics of an advanced spacecraft for remote sensing of the Earth | |
| RU2355605C1 (ru) | Способ управления ориентацией орбитального космического аппарата с инерционными исполнительными органами при зондировании атмосферы земли | |
| RU2566379C1 (ru) | Способ определения величины атмосферной рефракции в условиях космического полета | |
| RU2325309C2 (ru) | Способ управления ориентацией орбитального космического аппарата с инерционными исполнительными органами при зондировании атмосферы земли и система для его осуществления | |
| CN114802818A (zh) | 晨昏轨道卫星及其对日姿态计算方法、导引方法 | |
| CN114677408A (zh) | 一种星上恒星目标跟踪方法 | |
| RU2590287C1 (ru) | Способ определения углового положения подвижного объекта относительно центра масс | |
| Scharf et al. | Flight-like ground demonstration of precision formation flying spacecraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170307 |