RU2414392C1 - Способ ориентации осей космического аппарата в солнечно-орбитальную систему координат - Google Patents
Способ ориентации осей космического аппарата в солнечно-орбитальную систему координат Download PDFInfo
- Publication number
- RU2414392C1 RU2414392C1 RU2009144889/11A RU2009144889A RU2414392C1 RU 2414392 C1 RU2414392 C1 RU 2414392C1 RU 2009144889/11 A RU2009144889/11 A RU 2009144889/11A RU 2009144889 A RU2009144889 A RU 2009144889A RU 2414392 C1 RU2414392 C1 RU 2414392C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- sun
- axis
- orientation
- axes
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг центра масс с использованием прибора, измеряющего направление на Солнце. При ориентации КА в солнечно-орбитальную систему координат (COCK) создаются условия для максимального использования солнечной энергии на КА с жестко закрепленными солнечными батареями. Способ заключается в том, что перед началом ориентации КА в бортовую вычислительную машину вводят параметры орбиты КА. Задают КА поисковую угловую скорость для обеспечения захвата Солнца полем обзора указанного прибора. Далее обнуляют составляющую этой угловой скорости вокруг связанной оси XКА, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора прибора. Поддерживая нулевую величину данной составляющей, разворотами КА вокруг двух других осей совмещают единичный вектор направления на Солнце со связанной осью YКА. В такой ориентации КА осуществляют угловое движение вокруг связанной оси ZKA в пределах угла ±10°, завершая ориентацию осей КА в COCK. Техническим результатом изобретения является возможность автоматически рассчитывать (на «солнечной» части витка) углы рассогласования текущего положения осей КА и осей COCK по результатам измерения только направления на Солнце и ориентировать исходя из этого КА в COCK. 2 ил.
Description
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в системах управления движением (СУД) вокруг центра масс космических аппаратов (КА).
Из патентной литературы известны способы ориентации трех осей КА в орбитальную (подвижную) систему 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 02.12.1988 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 угловой скорости, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора прибора ориентации (см. пат. РФ №2247684 C2, кл. B64G 1/24, от 25.03.2003 г.).
Однако при этом способе для космических аппаратов, имеющих жестко закрепленные на корпусе солнечные батареи (СБ), используется ~60% солнечной энергии для заряда бортовых батарей (ББ) из-за того, что КА, сохраняя направление на центр Земли, отворачивает рабочую поверхность солнечных батарей от Солнца.
Задачей данного изобретения является создание способа управления движением космического аппарата вокруг своего центра масс, технический результат которого позволит на основании характеристик орбиты космического аппарата, введенных в его бортовую цифровую машину, и текущей информации, полученной от прибора, измеряющего направление на Солнце, на «солнечной» части витка, за минимально необходимое для этого время и с минимально необходимым расходом рабочего тела или кинетического момента его исполнительными органами обеспечить ориентацию связанных осей космического аппарата в солнечно-орбитальную систему координат (COCK), позволяющую непосредственно переориентировать оси КА в любую другую известную систему координат. При ориентации космического аппарата в солнечно-орбитальную систему координат достигаются условия для максимально возможного использования солнечной энергии на космическом аппарате с жестко закрепленными солнечными батареями.
Эта задача решается тем, что в способе ориентации осей космического аппарата, включающем 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 угловой скорости, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора прибора ориентации, В СООТВЕТСТВИИ С ИЗОБРЕТЕНИЕМ поддерживают величину угловой скорости, равную нулю, вокруг оси «XKA» космического аппарата, разворотами вокруг двух других осей совмещают единичный вектор направления на Солнце с осью «YKA» и, поддерживая такую ориентацию космического аппарата, осуществляют угловое движение вокруг оси «ZKA» в пределах угла ±10°, тем самым завершают ориентацию осей космического аппарата в солнечно-орбитальную систему координат.
При этом:
- ось «XKA» совпадает с осью «XCOCK» и лежит в плоскости орбиты КА, причем одну половину витка она направлена в сторону движения КА по орбите, а другую половину витка - в противоположную сторону;
- ось «YKA» совпадает с осью «YCOCK» и направлена на Солнце в течение всего витка;
- ось «ZKA» совпадает с осью «ZCOCK», дополняющей оси «XCOCK» и «YCOCK» до правой системы координат.
Далее изобретение поясняется с использованием чертежей, где на фигуре 1 показано расположение измерительных осей прибора в осях космического аппарата, а на фигуре 2 показаны результаты определения направления на Солнце и движение космического аппарата в приборных осях.
На фигуре 1 показан вариант расположения измерительных осей прибора ориентации на Солнце (ПОС) α и β, осей «XKA», «YKA», «ZKA» космического аппарата и единичного вектора направления на Солнце для неориентированного положения КА в пространстве.
где: α - измерительная ось ПОС, направленная по оси «ZKA»;
β - измерительная ось ПОС, направленная по оси «XKA»;
αПОС (t1, t2) - значение проекции единичного вектора направления на
Солнце на приборную ось α (ПОС) и ось «ZKA» КА в моменты времени t1, t2;
βПОС (t1, t2) - значение проекции единичного вектора направления на Солнце на приборную ось β (ПОС) и ось «XKA» КА в моменты времени t1, t2;
ΔφKA (t1, t2) - значение требуемого угла разворота КА вокруг оси «XKA» для ее совмещения с осью «XCOCK» в моменты времени t1, t2;
ΔψKA (t1, t2) - значение требуемого угла разворота КА вокруг оси «YKA» для ее совмещения с осью «YCOCK» в моменты времени t1, t2;
ΔϑKA (t1, t2) - значение требуемого угла разворота КА вокруг оси «ZKA» для ее совмещения с осью «YCOCK» в моменты времени t1, t2;
«XKA», «YKA», «ZKA» - связанные оси КА;
«XCOCK», «YCOCK», «ZCOCK» - оси солнечно-орбитальной системы координат (COCK);
ХПОС - значение измерений ПОС при ориентации оси «XKA» на Солнце;
ZПОС - значение измерений ПОС при ориентации оси «ZKA» на Солнце;
γKA - проекция «единичного» вектора направления на Солнце на ось «YKA» КА;
γCOCK - проекция единичного вектора направления на Солнце на ось «YCOCK» COCK;
φKA(t) - угол, образованный осью «YKA» и проекцией единичного вектора на плоскость между осями «YKA», «ZKA» КА;
ψKA(t) - угол, образованный осью «XKA» и проекцией единичного вектора на плоскость между осями «ZKA», «XKA» КА;
ϑKA(t) - угол, образованный осью «YKA» и проекцией единичного вектора на плоскость между осями «XKA», «YKA» КА.
На фигуре 2 точками показаны для моментов времени t1 и t2 результаты определения направления на Солнце по измерениям ПОС в его приборных осях. Стрелками показаны изменения для моментов времени t1 и t2 при разворотах КА вокруг двух осей на углы ψKA(t) и ϑKA(t), для совмещения их с осями COCK.
На фигуре 1 единичный вектор направления на Солнце изображен в связанной с КА системе координат («XKA», «YKA», «ZKA») и в солнечно-орбитальной системе координат («XCOCK», «YCOCK», «ZCOCK») для одного и того же момента времени t. Для этого момента времени показаны значения проекций единичного вектора направления на Солнце в связанной с КА системе координат (βПОС, γKA, αПОС), рассчитанные по результатам измерения ПОС.
Из фигуры 1 следует равенство:
Следовательно, справедливо и равенство:
Знаки αПОС, βПОС и γKA присваиваются согласно компоновке ПОС в осях КА.
Значения проекций единичного вектора на связанные оси КА «XKA» и «ZKA» можно получить из равенств:
Где β(t1, t2) и α(t1, t2) - результаты измерения ПОС текущего направления на Солнце;
ХПОС - значение измерений ПОС при ориентации оси «XKA» на Солнце;
ZПОС - значение измерений ПОС при ориентации оси «ZKA» на Солнце.
Направление единичного вектора в связанной с КА системе координат можно задать и через направляющие косинусы:
cosβX=βПОС, где βX угол, образованный единичным вектором и осью «XKA»;
cosαZ=αПОС, где αZ угол, образованный единичным вектором и осью «ZKA»;
cosγ=γKA, где γ угол, образованный единичным вектором и осью «YKA».
Используя равенство (2, 3, 4) можно получить значения:
- угла ψKA между осью «XKA» и проекцией единичного вектора на плоскость между осями «XKA» и «ZKA»:
ψKA=arctg (αПОС/βПОС);
- угла φKA между осью «YKA» и проекцией единичного вектора на плоскость между осями «YKA» и «ZKA»:
φKA=arctg (αПОС/γKA);
- угла ϑKA между осью «YKA» и проекцией единичного вектора на плоскость между осями «XKA» и «YKA»»:
ϑKA=arctg (βПОС/γKA).
Согласно определения COCK проекции единичного вектора на ее оси должны иметь значения: γCOCK=1, αCOCK=βCOCK=0.
Для начала ориентации осей KA в COCK необходимо демпфировать вращение (ωx=0) вокруг оси «XKA» Для ориентации ее по оси «XCOCK». Разворотами вокруг осей «YKA» и «ZKA» совместить единичный вектор с осью «YKA» для ориентации ее по оси «YCOCK». Вокруг оси «ZKA», совпавшей с осью «ZCOCK», организовать угловое движение в пределах угла ±10°.
Значение угла ±10° выбрано исходя из того, что отклонение нормали к рабочей поверхности солнечных батарей в пределах угла ±10° практически не сказывается на интегральный приход электрической энергии в химические батареи (ХБ) СЭС от СБ СЭС. Выполняя указанное угловое движение, разворотами вокруг осей «YKA» и «ZKA» продолжают совмещение единичного вектора с осью «YKA» до момента, когда проекция единичного вектора (αПОС) на ось «ZKA» стабильно будет равна нулю.
Следует обратить внимание на то, что описанный способ ориентации связанных осей KA в COCK может применяться только на солнечной части витка.
Claims (1)
- Способ ориентации осей космического аппарата в солнечно-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, измеряющего направление на Солнце, снижение поисковой угловой скорости, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора прибора ориентации, отличающийся тем, что поддерживают величину угловой скорости, равную нулю, вокруг оси ХКА космического аппарата, разворотами вокруг двух других осей, совмещают единичный вектор направления на Солнце с осью YKA и поддерживая такую ориентацию космического аппарата осуществляют угловое движение вокруг оси ZKA в пределах угла ±10°, тем самым завершая ориентацию осей космического аппарата в солнечно-орбитальную систему координат.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009144889/11A RU2414392C1 (ru) | 2009-12-04 | 2009-12-04 | Способ ориентации осей космического аппарата в солнечно-орбитальную систему координат |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009144889/11A RU2414392C1 (ru) | 2009-12-04 | 2009-12-04 | Способ ориентации осей космического аппарата в солнечно-орбитальную систему координат |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2414392C1 true RU2414392C1 (ru) | 2011-03-20 |
Family
ID=44053647
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009144889/11A RU2414392C1 (ru) | 2009-12-04 | 2009-12-04 | Способ ориентации осей космического аппарата в солнечно-орбитальную систему координат |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2414392C1 (ru) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN105573332A (zh) * | 2016-01-14 | 2016-05-11 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 延长空间仪器太阳测量时间的太阳跟踪系统姿态调整方法 |
RU2646392C2 (ru) * | 2016-03-24 | 2018-03-02 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат |
RU2671598C1 (ru) * | 2017-10-05 | 2018-11-02 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат |
RU2671597C1 (ru) * | 2017-10-05 | 2018-11-02 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат |
RU2711656C2 (ru) * | 2017-06-27 | 2020-01-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Способ ориентации космического аппарата |
-
2009
- 2009-12-04 RU RU2009144889/11A patent/RU2414392C1/ru active IP Right Revival
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN105573332A (zh) * | 2016-01-14 | 2016-05-11 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 延长空间仪器太阳测量时间的太阳跟踪系统姿态调整方法 |
CN105573332B (zh) * | 2016-01-14 | 2018-11-27 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 延长空间仪器太阳测量时间的太阳跟踪系统姿态调整方法 |
RU2646392C2 (ru) * | 2016-03-24 | 2018-03-02 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат |
RU2711656C2 (ru) * | 2017-06-27 | 2020-01-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Способ ориентации космического аппарата |
RU2671598C1 (ru) * | 2017-10-05 | 2018-11-02 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат |
RU2671597C1 (ru) * | 2017-10-05 | 2018-11-02 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN106197425B (zh) | 基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算方法 | |
CN106124170B (zh) | 一种基于高精度姿态信息的相机光轴指向计算方法 | |
CN107450582B (zh) | 一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法 | |
RU2414392C1 (ru) | Способ ориентации осей космического аппарата в солнечно-орбитальную систему координат | |
CN111897357A (zh) | 一种卫星对地扫描的姿态跟踪控制方法 | |
CN106483466B (zh) | 一种卫星入轨阶段太阳电池阵输出电流的估算方法 | |
CN110632935B (zh) | 一种编队卫星绕飞自主控制方法 | |
CN104249816A (zh) | 非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法 | |
CN110329550A (zh) | 用于敏捷卫星应用的姿态控制 | |
CN104090612A (zh) | 一种基于偏航导引的倾斜轨道航天器获取能源的方法 | |
CN110162855A (zh) | 遥感卫星星上旋转载荷动态精度分析及误差分配方法 | |
CN103019247A (zh) | 一种火星探测器无陀螺自主空间姿态机动控制方法 | |
CN112061424B (zh) | 一种基于融合目标姿态的机动过程能源角动态跟踪方法 | |
Bangert et al. | Performance characteristics of the UWE-3 miniature attitude determination and control system | |
JPH08253200A (ja) | 地球センサの走査による宇宙船の姿勢制御方法 | |
CN111007865B (zh) | 以对日指向偏差为约束的卫星平稳对地定向方法 | |
CN110641741B (zh) | 双自由度太阳帆板控制方法及其控制系统 | |
CN109178345A (zh) | 一种用于空中动目标跟踪的云台指向及星体姿态协同控制方法 | |
CN113568442B (zh) | 一种对星控制系统及方法 | |
US20070102585A1 (en) | Method and system for determining a singularity free momentum path | |
CN110803304A (zh) | 一种卫星姿态控制系统 | |
Santaguida et al. | Development of air-bearing microgravity testbed for autonomous spacecraft rendezvous and robotic capture control of a free-floating target | |
CN108427429B (zh) | 一种考虑动态指向约束的航天器视轴机动控制方法 | |
CN108657467B (zh) | 一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制方法及系统 | |
CN116331525B (zh) | 一种卫星飞轮转速过零规避方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20151205 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20170614 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181205 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20200303 |
|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20200305 |