RU2396189C1 - Способ ориентации осей космического аппарата в орбитальную систему координат - Google Patents
Способ ориентации осей космического аппарата в орбитальную систему координат Download PDFInfo
- Publication number
- RU2396189C1 RU2396189C1 RU2009109604/11A RU2009109604A RU2396189C1 RU 2396189 C1 RU2396189 C1 RU 2396189C1 RU 2009109604/11 A RU2009109604/11 A RU 2009109604/11A RU 2009109604 A RU2009109604 A RU 2009109604A RU 2396189 C1 RU2396189 C1 RU 2396189C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- sun
- spacecraft
- axes
- orientation
- space vehicle
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Изобретение относится к системам управления движением космических аппаратов (КА) вокруг центра масс. Способ заключается в том, что перед началом ориентации осей КА в орбитальную (подвижную) систему координат в бортовую вычислительную машину записывают параметры его орбиты. Задают КА поисковую угловую скорость для захвата Солнца полем обзора прибора ориентации. После захвата Солнца снижают угловую скорость, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора прибора ориентации. Вокруг одной из осей КА, которая в конце ориентации должна стать перпендикулярной к плоскости орбиты, создают угловую скорость, равную по величине угловой скорости вращения орбитальной системы координат вокруг ее оси ZОСК для орбиты этого КА. При автоматическом расчете углов рассогласования между орбитальными и связанными осями используют один и тот же единичный вектор направления на Солнце в обеих системах осей координат. Две проекции этого вектора на связанные оси рассчитывают по измерениям прибора ориентации на Солнце, а третью проекцию на связанную ось координат определяют исходя из свойства данного вектора как единичного. Разворотами вокруг двух других связанных осей КА завершают его ориентацию в орбитальную систему координат. Техническим результатом изобретения является возможность автоматически рассчитывать указанные выше углы рассогласования по результатам измерения только направления на Солнце, ориентируя связанные оси КА в орбитальную систему координат на «солнечной» части витка. 2 ил.
Description
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в системах управления движением (СУД) вокруг центра масс космических аппаратов (КА).
Известно, что при использовании для ориентации связанных осей КА в пространстве только информации от прибора ориентации на Солнце (ПОС) можно обеспечить ориентацию в пространстве одной из его связанных осей. Две другие будут занимать в пространстве произвольное положение.
Из патентной литературы известны способы ориентации трех осей КА в орбитальной (подвижной) системе координат, использующие информацию не только прибора ориентации на Солнце, но обязательно информацию и от других измерительных приборов (см. А.С. №1655842, кл. B64G 1/00 от 02.12.88 г.).
Наиболее близким из известных технических решений является выбранный в качестве прототипа способ ориентации осей космического аппарата в орбитальную систему координат, включающий запись в бортовую вычислительную машину параметров орбиты космического аппарата, задание космическому аппарату поисковой угловой скорости для обеспечения захвата Солнца полем обзора прибора ориентации, после чего снижение до нуля угловой скорости, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора прибора ориентации (пат. №2247684 С2 кл. B64G 1/24 от 25.03.2003 г.).
Однако при этом способе вся информация, необходимая для ориентации, рассчитывается в наземных центрах управления, а на КА выполняются только развороты вокруг осей космического аппарата для их ориентации в орбитальную систему координат. Кроме этого не определены правила выполнения этих разворотов.
По результатам моделирования этого способа требуется значительное время для ориентации осей космического аппарата в орбитальную систему координат, и как следствие, значительный расход рабочего тела или кинетического момента его исполнительными органами.
Задачей данного изобретения является создание автоматического способа управления движением космического аппарата вокруг своего центра масс, технический результат которого позволит на основании только характеристик орбиты космического аппарата, введенных в его бортовую цифровую машину, и текущей информации, полученной от прибора ориентации, на «солнечной» части витка, обеспечить ориентацию связанных осей космического аппарата в орбитальную систему координат за минимально необходимое для этого время и с минимально необходимым расходом рабочего тела или кинетического момента его исполнительными органами, используя при этом информацию об угловом положении осей космического аппарата только по отношению к Солнцу.
Указанный результат заявляемого решения достигается тем, что в способе ориентации осей космического аппарата в орбитальную систему координат, включающем запись в бортовую вычислительную машину параметров орбиты космического аппарата, задание космическому аппарату поисковой угловой скорости для обеспечения захвата Солнца полем обзора прибора ориентации, снижение до нуля поисковой угловой скорости, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора прибора ориентации, в соответствии с изобретением, вокруг одной из осей космического аппарата, которая в конце ориентации должна быть перпендикулярной к плоскости орбиты, создают угловую скорость, равную по величине угловой скорости вращения орбитальной системы координат вокруг ее оси ZОСК для орбиты этого космического аппарата, причем используют один и тот же единичный вектор направления на Солнце в орбитальной и связанной с космическим аппаратом системах координат для автоматического расчета углов рассогласования, рассчитывая две проекции этого вектора на связанные с космическим аппаратом оси координат по измерениям прибора ориентации на Солнце, а третью проекцию этого вектора на связанную ось координат определяют исходя из свойства этого вектора как единичного, при этом разворотами вокруг двух других связанных осей завершают ориентацию космического аппарата в орбитальную систему координат.
Далее изобретение поясняется с использованием чертежей.
На чертежах поясняется положение Солнца в поле обзора прибора ориентации на Солнце (ПОС), установленного определенным образом по отношению к связанным осям космического аппарата (КА).
На фиг.1 изображен единичный вектор направления на Солнце в связанной с КА системе координат (ХКА, YКА, ZКА) и в орбитальной системе координат (ХОСК, YОСК, ZОСК) в один и тот же момент времени t. Для этого момента времени показаны значения проекций единичного вектора направления на Солнце в связанной с КА системе координат (βПОС, γКА, αПОС), полученных по результатам измерения ПОС, и предварительно рассчитанные в орбитальной системе координат (βОСК, γОСК, αОСК). На Фиг.2 так же изображен вектор угловой скорости ωКА, направленный по осям ZКА и ZОСК.
На фиг.2 приведены моменты (точки) измерения ПОС направления на Солнце в его приборных осях. Кроме этого изображено изменение значений αОСК, βОСК, измеряемых ПОС, в орбитальной системе координат (ОСК) за один виток для моментов времени tn. Для моментов времени t1 и t2 показаны значения αПОС (t1), βПОС (t1) и αПОС (t2), βПОС (t2), измеренные ПОС, в связанной с КА системе координат. Стрелками показано изменение значений αПОС (t1), βПОС (t1) и αПОС (t2), βПОС (t2), измеренные ПОС при развороте КА в моменты времени t1 и t2 на углы ΔφКА и ΔψКА вокруг осей ХКА и YКА соответственно.
На фиг.1 приведены следующие обозначения:
ХКА, YКА, ZКА - связанные оси КА;
ХОСК, YОСК, ZОСК - оси орбитальной (подвижной) системы координат (ОСК);
ωКА - угловая скорость «обкатки» Земли, равная по величине рассчитанной угловой скорости вращения ОСК вокруг оси ZОСК для орбиты этого КА вокруг оси ZКA КА;
ХПОС - значение измерений ПОС при ориентации оси XКА на Солнце;
ZПОС - значение измерений ПОС при ориентации оси ZКА на Солнце;
αПОС - проекция единичного вектора направления на Солнце на ось ZКА КА;
βПОС - проекция единичного вектора направления на Солнце на ось ХКА КА;
γКА - проекция единичного вектора направления на Солнце на ось YКА КА;
αОСК - проекция единичного вектора направления на Солнце на ось ZОСК ОСК;
βОСК - проекция единичного вектора направления на Солнце на ось ХОСК ОСК;
γОСК - проекция единичного вектора направления на Солнце на ось YОСК ОСК;
φКA(t) - угол, образованный плоскостью между осями YКА, ZКА КА и плоскостью, образованной осью XКА и направлением на Солнце;
φОСК(t) - угол, образованный плоскостью между осями YОСК, ZОСК орбитальной системы координат и плоскостью, образованной осью ХОСК и направлением на Солнце;
ψКА(t) - угол, образованный плоскостью между осями ZКА, ХКА КА и плоскостью, образованной осью YКА и направлением на Солнце;
ψОСК(t) - угол, образованный плоскостью между осями ZОСК, ХОСК ОСК и плоскостью, образованной осью YОСК и направлением на Солнце.
На фиг.2 приведены следующие обозначения:
αПОС - результаты измерения ПОС направления на Солнце по его приборной оси α;
βПОС - результаты измерения ПОС направления на Солнце по его приборной оси β,
αПОС (t1) - результаты измерения αПОС ПОС в момент времени t1.
βПОС (t1) - результаты измерения βПОС ПОС в момент времени t1.
αОСК(t1) - результаты расчета значения α для ОСК в момент времени t1;
βОСК(t1) - результаты расчета значения β для ОСК в момент времени t1;
αПОС (t2) - результаты измерения αПОС ПОС в момент времени t2.
βПОС (t2) - результаты измерения βПОС ПОС в момент времени t2.
αОСК(t2) - результаты расчета значения α для ОСК в момент времени t2;
βОСК(t2) - результаты расчета значения β для ОСК в момент времени t2;
ΔφКА (t1) - значение требуемого угла разворота КА вокруг оси ХКА в момент времени t1;
ΔψКА (t1) - значение требуемого угла разворота КА вокруг оси YКА в момент времени t1;
ΔφКА (t2) - значение требуемого угла разворота КА вокруг оси ХКА в момент времени t2;
ΔψКА (t2) - значение требуемого угла разворота КА вокруг оси YКА в момент времени t2.
На Фиг.1 показано для произвольного момента времени t взаимное положение связанных осей КА (ХКА, YКА, ZКА), осей ОСК (ХПОС, YПОС, ZПОС) и единичного вектора на Солнце. Далее по тексту единичный вектор направления на Солнце называется вектором на Солнце. Из фигуры следует равенство:
следовательно, справедливо равенство:
Знаки αПОС, βПОС и γКА присваиваются согласно компоновке ПОС в осях КА.
Значения проекций единичного вектора на связанные оси КА ХКА и ZКА можно получить из равенств:
где β и α - результаты измерения ПОС текущего направления на Солнце;
ХПОС - значение измерений ПОС при ориентации оси ХКА на Солнце;
ZПОС - значение измерений ПОС при ориентации оси ZКА на Солнце.
Знаки αПОС, βПОС и γКА присваиваются согласно компоновке ПОС в осях КА.
Направление единичного вектора в связанной с КА системе координат можно задать и через направляющие косинусы:
cos βХ=βПОС, где βХ угол, образованный единичным вектором и осью ХКА;
cos αZ=αПОС, где αZ угол, образованный единичным вектором и осью ZКА;
cos γ=γКА, где γ угол, образованный единичным вектором и осью YКА.
Используя равенство (2, 3, 4), можно получить значения:
- угла между плоскостью, образованной осями XКА и YКА, и плоскостью, образованной осью YКА и единичным вектором направлением на Солнце ψКА=arctg (αПОС/βпос) или arcctg (βпос/αПОС);
- угла между плоскостью, образованной осями YКА и ZКА и плоскостью, образованной осью ХКА и единичным вектором направлением на Солнце φКА=arctg (αПОС/γКА) или arcctg (γКА/αПОС).
Аналогичным образом получают значения углов ψОСК и φОСК для ОСК, используя априорно рассчитанные значения αОСК, βОСК и γОСК.
Используя значения φКА и ψКА, а так же φОСК и ψОСК, для ОСК рассчитывают углы рассогласования ориентации осей ХКА и YКА в ОСК для данного момента времени, которые равны ΔφКА=φОСК-φКА и ΔψКА=ψОСК-ψКА соответственно.
Описанный способ может быть использован только на «солнечной» части витка.
Claims (1)
- Способ ориентации осей космического аппарата в орбитальную систему координат, включающий запись в бортовую вычислительную машину параметров орбиты космического аппарата, задание космическому аппарату поисковой угловой скорости для обеспечения захвата Солнца полем обзора прибора ориентации, снижение до нуля поисковой угловой скорости, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора прибора ориентации, отличающийся тем, что вокруг одной из осей космического аппарата, которая в конце ориентации должна быть перпендикулярной плоскости орбиты, создают угловую скорость, равную по величине угловой скорости вращения орбитальной системы координат вокруг ее оси ZОСК для орбиты этого космического аппарата, причем используют один и тот же единичный вектор направления на Солнце в орбитальной и связанной с космическим аппаратом системах координат для автоматического расчета углов рассогласования, рассчитывая две проекции этого вектора на связанные с космическим аппаратом оси координат по измерениям прибора ориентации на Солнце, а третью проекцию этого вектора на связанную ось координат определяют исходя из свойства этого вектора как единичного, при этом разворотами вокруг двух других связанных осей завершают ориентацию космического аппарата в орбитальную систему координат.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009109604/11A RU2396189C1 (ru) | 2009-03-18 | 2009-03-18 | Способ ориентации осей космического аппарата в орбитальную систему координат |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009109604/11A RU2396189C1 (ru) | 2009-03-18 | 2009-03-18 | Способ ориентации осей космического аппарата в орбитальную систему координат |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2396189C1 true RU2396189C1 (ru) | 2010-08-10 |
Family
ID=42698965
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009109604/11A RU2396189C1 (ru) | 2009-03-18 | 2009-03-18 | Способ ориентации осей космического аппарата в орбитальную систему координат |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2396189C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2760818C1 (ru) * | 2021-04-05 | 2021-11-30 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" (АО "НИИЭМ") | Способ управления ориентацией космического аппарата |
-
2009
- 2009-03-18 RU RU2009109604/11A patent/RU2396189C1/ru active IP Right Revival
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2760818C1 (ru) * | 2021-04-05 | 2021-11-30 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" (АО "НИИЭМ") | Способ управления ориентацией космического аппарата |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN104848860B (zh) | 一种敏捷卫星成像过程姿态机动规划方法 | |
| CN101344391B (zh) | 基于全功能太阳罗盘的月球车位姿自主确定方法 | |
| CN106052715B (zh) | 单轴旋转捷联惯导系统回溯式自对准方法 | |
| CN103983254A (zh) | 一种新型敏捷卫星机动中成像方法 | |
| CN105698762A (zh) | 一种单机航迹上基于不同时刻观测点的目标快速定位方法 | |
| CN105160125B (zh) | 一种星敏感器四元数的仿真分析方法 | |
| CN105929836B (zh) | 用于四旋翼飞行器的控制方法 | |
| CN103363992A (zh) | 基于梯度下降的四旋翼无人机姿态航向参考系统解算方法 | |
| CN103335654B (zh) | 一种行星动力下降段的自主导航方法 | |
| CN103940442A (zh) | 一种采用加速收敛算法的定位方法及装置 | |
| CN107525492A (zh) | 一种适用于敏捷对地观测卫星的偏流角仿真分析方法 | |
| CN105446346B (zh) | 遥感卫星对月相对定标姿态调整方法 | |
| CN108195400A (zh) | 捷联式微机电惯性导航系统的动基座对准方法 | |
| CN104764463A (zh) | 一种惯性平台调平瞄准误差的自检测方法 | |
| CN102901485B (zh) | 一种光电经纬仪快速自主定向的方法 | |
| CN105953795A (zh) | 一种用于航天器表面巡视的导航装置及方法 | |
| CN105486315B (zh) | 遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法 | |
| CN103344872A (zh) | 一种星敏安装极性的测试方法 | |
| CN103134492A (zh) | 基于点目标的敏捷成像卫星直线扫描条带预生成方法和卫星三轴姿态快速确定方法 | |
| RU2414392C1 (ru) | Способ ориентации осей космического аппарата в солнечно-орбитальную систему координат | |
| CN103472846B (zh) | 一种基于多个太阳电池片的太阳捕获方法 | |
| CN103471614A (zh) | 一种基于逆坐标系的极区传递对准方法 | |
| CN103344958A (zh) | 基于星历数据的星载sar高阶多普勒参数估算方法 | |
| CN111207773A (zh) | 一种用于仿生偏振光导航的姿态无约束优化求解方法 | |
| RU2396189C1 (ru) | Способ ориентации осей космического аппарата в орбитальную систему координат |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160319 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20170614 |
|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20200212 |