RU2467929C2 - Способ построения орбитальной ориентации пилотируемого космического аппарата - Google Patents
Способ построения орбитальной ориентации пилотируемого космического аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2467929C2 RU2467929C2 RU2010150984/11A RU2010150984A RU2467929C2 RU 2467929 C2 RU2467929 C2 RU 2467929C2 RU 2010150984/11 A RU2010150984/11 A RU 2010150984/11A RU 2010150984 A RU2010150984 A RU 2010150984A RU 2467929 C2 RU2467929 C2 RU 2467929C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- orientation
- rotation
- around
- orbital
- grid
- Prior art date
Links
Landscapes
- Navigation (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к управлению ориентацией пилотируемого космического аппарата (ПКА) при полете по орбите вокруг планеты. ПКА оснащен прибором наблюдения поверхности планеты. Способ включает построение ориентации ПКА по местной вертикали, после чего осуществляют поворот экранной сетки прибора наблюдения до совмещения ее линий с направлением движения ориентиров. Определяют значение угла поворота сетки и затем задают угловую скорость вращения ПКА вокруг центра масс относительно местной вертикали. Данное вращение завершают по достижении определенного значения угла поворота сетки. Затем возвращают экранную сетку в исходное положение для контроля совпадения направления бега ориентиров подстилающей поверхности с линиями сетки. Техническим результатом изобретения является повышение точности построения ориентации ПКА по движению ориентиров подстилающей поверхности с одновременным уменьшением расхода рабочего тела.
Description
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для построения орбитальной ориентации пилотируемого космического аппарата (ПКА) при полете на орбите планеты (например, Земли, Луны).
В настоящее время орбитальная ориентация ПКА используется в качестве основной опорной системы координат для коррекции траектории при полете на орбите Земли (или Луны). Этот вид ориентации применяется и для выдачи тормозного импульса при сходе с орбиты при возвращении экипажа ПКА на Землю. Поскольку надежность выдачи тормозного импульса определяет безопасность экипажа, то принято решение, что космонавты должны контролировать правильность ориентации ПКА перед выдачей тормозного импульса. При неправильной ориентации ПКА или отказе в автоматической системе построения орбитальной ориентации космонавт должен выполнить эту ориентацию, используя средства ручного управления. Эта идеология проведения орбитальной ориентации перед выдачей тормозного импульса, а также при коррекциях орбиты для обеспечения сближения с кооперируемым космическим аппаратом, например с Международной космической станцией, применяется на пилотируемых кораблях «Союз».
Известен способ управления, используемый для построения орбитальной ориентации на транспортных грузовых кораблях «Прогресс» и пилотируемых кораблях «Союз» в автоматическом режиме, для чего используется аппаратура, обеспечивающая выдачу сигналов о положении горизонта Земной поверхности в систему управления движением вокруг центра масс. По этим данным сначала оси корабля ОХ и OZ выставляются в плоскости местного горизонта, а ось ОУ, в результате, оказывается выставленной по местной вертикали. В этом положении, если направление оси OZ не перпендикулярно к плоскости орбиты, то в сигналах угловых скоростей по осям ОХ и OZ будут компоненты угловой орбитальной скорости. Для обнуления компоненты угловой орбитальной скорости, проектируемой на ось ОХ, в канале управления вокруг оси ОУ формируют управляющую функцию δу
δу=ωx+K·ωy
При превышении δу заданного порогового значения будут включены исполнительные органы, и ПКА начнет вращение вокруг оси ОУ для обнуления сигнала ωx. Разворот будет окончен при ωх=0. В этом положении вся величина угловой орбитальной скорости будет проектироваться на ось OZ, что и будет свидетельствовать о том, что ось OZ выставлена перпендикулярно к плоскости орбиты.
При построенной ориентации продольная ось ПКА - ось ОХ будет направлена по или против вектора линейной орбитальной линейной скорости, ось ОУ - по местной вертикали, а ось OZ - перпендикулярно к плоскости орбиты, дополняя систему координат до правой. Выбор направления оси ОХ по или против вектора линейной орбитальной скорости определяется уставками, закладываемыми с Земли и записями в полетной документации ПКА.
Известен способ построения орбитальной ориентации пилотируемого космического аппарата «Союз» при полете вокруг Земли, реализованный ручной системой управления и выбранный в качестве прототипа. При построении ориентации используется прибор наблюдения поверхности планеты, имеющий периферийные поля зрения для наблюдения горизонта Земли и центральное поле зрения для наблюдения ориентиров подстилающей поверхности Земли. Прибор наблюдения установлен так, что оптическая ось центрального поля зрения параллельна оси ОУ корабля. Угловые скорости вращения ПКА вокруг центра масс космонавт задает отклонениями ручки управления.
Как и при автоматическом построении орбитальной ориентации, сначала выполняется ориентация по местной вертикали, для чего космонавт, наблюдая Земную поверхность через периферийные поля зрения, задает угловые скорости вращения ПКА вокруг центра масс по осям ОХ и OZ. После построения этой ориентации горизонт Земли будет симметрично расположен в периферийных полях зрения. В этом положении ПКА ось визирования центрального поля зрения прибора наблюдения будет направлена по местной вертикали.
При построенной орбитальной ориентации в центральном поле зрения космонавт будет видеть бег ориентиров подстилающей поверхности планеты. Причем направление бега ориентиров должно быть в соответствии с записью в полетной документации, с тем чтобы направление тяги корректирующего двигателя ПКА в пространстве было в соответствии с требуемым. Направление бега ориентиров подстилающей поверхности задается линиями экранной сетки прибора наблюдения.
Если после построения ориентации по местной вертикали движение ориентиров подстилающей поверхности в центральном поле зрения не будет совпадать с линиями экранной сетки, то космонавт будет разворачивать ПКА вокруг оси ОУ и добиваться требуемого направления движения ориентиров подстилающей поверхности.
Сложность выполнения ориентации по движению ориентиров подстилающей поверхности заключается в том, что скорость выбранного сюжета при полете вокруг Земли на высотах 200-400 км около 1.5 град/сек. А угловые скорости вокруг оси ОУ, задаваемые от ручки управления, значительно меньше ≈0.5-0.7 град/сек, что диктуется экономией расхода рабочего тела исполнительных органов. При центральном поле зрения 15 градусов время движения выбранного сюжета по экрану ≈10 секунд. За это время при скорости вокруг центра масс 0.5-0.7 град/сек ПКА развернется лишь на ≈5-7 градусов, притом что начальное рассогласование может достигать 180 градусов. Поэтому космонавту после выхода выбранного ориентира из поля зрения прибора наблюдения необходимо выбрать другой ориентир. При этом может оказаться, что в данный момент времени другого удобного для управления ориентира в поле зрения нет. А тогда возникает проблема, что делать дальше - продолжать вращение с той же скоростью в ожидании появления нового ориентира в поле зрения, то есть управлять «вслепую», или остановить вращение ПКА и ждать нового удобного сюжета.
Затруднения с выбором ориентиров при ориентации по движению подстилающей поверхности и ограниченные скорости вращения ПКА при построении ориентации приводят к тому, что до завершения построения ориентации космонавт неоднократно возвращает ручку управления в нейтральное положение, чтобы оценить фактическое рассогласование. Затем следует повторяющийся процесс доворотов ПКА, который сопровождается повторными отклонениями ручки управления и возвратами ее в нейтраль. Неудобство построения ориентации по движению предметов подстилающей поверхности приводит к большей ошибке ориентации - до 5 градусов, по сравнению с ошибкой выполнения ориентации по местной вертикали - не более 3-х градусов.
Процесс выполнения ориентации по движению ориентиров подстилающей поверхности усложняется и тем, что угловая скорость вращения ПКА при выполнении ориентации искажает наблюдаемую картину. Причем, чем выше угловая скорость вращения ПКА, тем большее искажение она вносит при определении текущего рассогласования, а потому также необходимо возвращать ручку управления в нейтральное положение для уточнения рассогласования. Маленькие угловые скорости устранения рассогласования приводят к большему количеству смены сюжетов, по которым ведется определение рассогласования. Но даже и небольшие угловые скорости разворота ПКА вносят искажение в наблюдаемую картину движения ориентиров и вызывают необходимость постановки ручки управления в нейтральное положение для определения фактического рассогласования.
Построение ориентации серией последовательных доворотов ПКА увеличивает расход рабочего тела из-за набора угловой скорости и ее гашения при каждом отклонении и возвращении ручки управления в нейтральное положение. Кроме увеличения расхода рабочего тела сложность оценки рассогласования увеличивает длительность построения ориентации.
Техническим результатом предлагаемого решения является повышение точности построения ориентации по движению ориентиров подстилающей поверхности с одновременным уменьшением расхода рабочего тела.
Технический результат достигается тем, что в способе построения орбитальной ориентации при полете вокруг планеты пилотируемого космического аппарата, оснащенного прибором наблюдения поверхности планеты, содержащим построение ориентации пилотируемого космического аппарата по местной вертикали, задание угловой скорости пилотируемому космическому аппарату вокруг центра масс, в отличие от прототипа, после выполнения ориентации пилотируемого космического аппарата по местной вертикали определяют направление движения ориентиров подстилающей поверхности планеты посредством прибора наблюдения, затем осуществляют поворот экранной сетки прибора наблюдения до совмещения ее линий с направлением движения ориентиров, после чего определяют значение ее угла поворота, затем задают угловую скорость вращения пилотируемому космическому аппарату вокруг центра масс относительно местной вертикали вокруг центра масс и поддерживают заданное вращение до достижения определенного значения угла поворота, после чего обнуляют угловую скорость разворота пилотируемого космического аппарата вокруг центра масс и возвращают экранную сетку в исходное положение для контроля совпадения направления бега ориентиров подстилающей поверхности с линиями экранной сетки прибора наблюдения.
Процесс построения орбитальной ориентации выполняется в следующей последовательности. Как и в прототипе, сначала выполняется ориентация по местной вертикали. Ориентация по местной вертикали может выполняться как в ручном режиме, так и в автоматическом, например, как это осуществляется в аналоге. При выполнении в ручном режиме возможно использование такого же оптического прибора, который используется в аналоге, а именно с периферийными полями зрения для наблюдения горизонта Земной поверхности при построении ориентации по местной вертикали.
После выполнения ориентации по местной вертикали оси ОХ и OZ ПКА будут расположены в плоскости местного горизонта, а ось ОУ - по местной вертикали. После построения ориентации по местной вертикали производится определение направления движения ориентиров подстилающей поверхности в поле зрения прибора относительно его экранной сетки.
Определив направление, космонавт производит поворот экранной сетки до совмещения ее линий с направлением движения ориентиров подстилающей поверхности. Эту процедуру совмещения линий экранной сетки с направлением движения ориентиров космонавт выполняет, имея в качестве исполнительного органа безынерционный, не требующий расхода рабочего тела, поворотный экран. Вследствие этого вращение экранной сетки может производиться многократно и со скоростями, удобными космонавту, что уменьшает время оценки углового рассогласования и повышает точность совмещения линий экранной сетки с движением ориентиров. Использование вращения экранной сетки при совмещении ее линий с направлением движения ориентиров исключает влияние переходных процессов гашения и набора угловых скоростей вокруг центра масс ПКА на оценку рассогласования, что уменьшает время выставки экранной сетки.
Убедившись, что линии экранной сетки совпадают с направлением движения ориентиров подстилающей поверхности, космонавт считывает величину угла поворота экранной сетки по ее шкале. Затем отклонением ручки управления задает ПКА угловую скорость вокруг оси ОУ и контролирует величину угла разворота, который определяется интегрированием угловой скорости вращения ПКА вокруг оси ОУ, а величина угла выводится на пульт управления космонавта. При значении угла разворота ПКА вокруг центра масс, равного углу поворота экранной сетки, космонавт возвращает ручку управления в нейтральное положение. После окончания переходного процесса гашения угловой скорости разворота, космонавт должен повернуть экранную сетку в исходное положение и проконтролировать совпадение направления движения ориентиров подстилающей поверхности с линиями сетки. Если по какой-либо причине результат контроля не удовлетворителен, процесс подстройки ориентации может быть повторен. При совпадении направления движения ориентиров подстилающей поверхности с линиями экранной сетки процесс построения орбитальной ориентации завершен.
Необходимое направление бега ориентиров подстилающей поверхности относительно линий экранной сетки прибора наблюдения поверхности планеты задается в полетной документации.
Использование предлагаемого технического решения повышает точность ориентации по бегу предметов подстилающей поверхности. Фактически точность ориентации зависит от точности определения угла разворота по экрану прибора и точности отработки этого угла при развороте ПКА. Если принять, что определение направления движения ориентира относительно линий экранной сетки оптического прибора, используемого на кораблях «Союз», производится на базе 10 см (экран прибора наблюдения имеет масштаб 1 см - 1 градус, поле зрения 15 градусов) и при этом фиксируется отклонение от линии сетки на 5 мм, то ошибка определения угла не более 3-х градусов. Считывание угла разворота по шкале прибора, имеющего деления с шагом 1 градус, может выполняться с ошибкой не более 1 градуса. Считывание угла разворота на пульте управления космонавта возможно с ошибкой не более 0.1 градуса. Суммарная ошибка не более 3-х градусов. Практически отклонение движения ориентира от линии сетки может быть определено с меньшей ошибкой, чем 5 мм, например с ошибкой 2.5 мм, и тогда ошибка построения ориентации по движению ориентиров подстилающей поверхности, определяемая работой космонавта, не более 2-х градусов.
Приведенные данные по оценке ошибки построения ориентации по бегу ориентиров подстилающей поверхности показывают, что введение поправки ориентации после разворота ПКА требоваться не должно, а потому расход рабочего тела в канале управления вокруг оси ОУ определяется только набором и гашением угловой скорости разворота, что и даст уменьшение расхода рабочего тела и сокращение длительности построения орбитальной ориентации по сравнению с аналогом, как на этапе определения рассогласования по бегу предметов подстилающей поверхности, так и по окончании разворота.
Claims (1)
- Способ построения орбитальной ориентации при полете вокруг планеты пилотируемого космического аппарата, оснащенного прибором наблюдения поверхности планеты, включающий построение ориентации пилотируемого космического аппарата по местной вертикали, задание угловой скорости пилотируемому космическому аппарату вокруг центра масс, отличающийся тем, что после выполнения ориентации пилотируемого космического аппарата по местной вертикали определяют направление движения ориентиров подстилающей поверхности планеты посредством прибора наблюдения, затем осуществляют поворот экранной сетки прибора наблюдения до совмещения ее линий с направлением движения ориентиров, после чего определяют значение ее угла поворота, затем задают угловую скорость вращения пилотируемому космическому аппарату вокруг центра масс относительно местной вертикали и поддерживают заданное вращение до достижения определенного значения угла поворота, после чего обнуляют угловую скорость разворота пилотируемого космического аппарата вокруг центра масс и возвращают экранную сетку в исходное положение для контроля совпадения направления бега ориентиров подстилающей поверхности с линиями экранной сетки прибора наблюдения.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010150984/11A RU2467929C2 (ru) | 2010-12-13 | 2010-12-13 | Способ построения орбитальной ориентации пилотируемого космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010150984/11A RU2467929C2 (ru) | 2010-12-13 | 2010-12-13 | Способ построения орбитальной ориентации пилотируемого космического аппарата |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010150984A RU2010150984A (ru) | 2012-06-20 |
RU2467929C2 true RU2467929C2 (ru) | 2012-11-27 |
Family
ID=46680680
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010150984/11A RU2467929C2 (ru) | 2010-12-13 | 2010-12-13 | Способ построения орбитальной ориентации пилотируемого космического аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2467929C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110108301A (zh) * | 2019-05-14 | 2019-08-09 | 苏州大学 | 模值检测动基座鲁棒对准方法 |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN114248948B (zh) * | 2021-12-22 | 2023-07-25 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 一种适用于单轨多探测器的在轨对月定标姿态调整方法 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2008747C1 (ru) * | 1991-06-14 | 1994-02-28 | Государственное предприятие "Научно-производственное объединение "Орион" | Датчик перемещений |
EP0785132B1 (en) * | 1996-01-16 | 2003-05-02 | Globalstar L.P. | Dynamic bias for orbital yaw steering |
US7487016B2 (en) * | 2004-12-15 | 2009-02-03 | The Boeing Company | Method for compensating star motion induced error in a stellar inertial attitude determination system |
RU2354590C2 (ru) * | 2006-09-06 | 2009-05-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ управления ориентацией геостационарного космического аппарата, оснащенного радиомаяком |
RU2400406C1 (ru) * | 2009-07-02 | 2010-09-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Система построения местной вертикали космического объекта при орбитальной ориентации |
-
2010
- 2010-12-13 RU RU2010150984/11A patent/RU2467929C2/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2008747C1 (ru) * | 1991-06-14 | 1994-02-28 | Государственное предприятие "Научно-производственное объединение "Орион" | Датчик перемещений |
EP0785132B1 (en) * | 1996-01-16 | 2003-05-02 | Globalstar L.P. | Dynamic bias for orbital yaw steering |
US7487016B2 (en) * | 2004-12-15 | 2009-02-03 | The Boeing Company | Method for compensating star motion induced error in a stellar inertial attitude determination system |
RU2354590C2 (ru) * | 2006-09-06 | 2009-05-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ управления ориентацией геостационарного космического аппарата, оснащенного радиомаяком |
RU2400406C1 (ru) * | 2009-07-02 | 2010-09-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Система построения местной вертикали космического объекта при орбитальной ориентации |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110108301A (zh) * | 2019-05-14 | 2019-08-09 | 苏州大学 | 模值检测动基座鲁棒对准方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2010150984A (ru) | 2012-06-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9574881B2 (en) | Method and system for controlling antenna of mobile communication application system based on double quaternions in MEMS inertial navigation | |
CN108253967B (zh) | 用于目标相对引导的方法和装置 | |
US5202695A (en) | Orientation stabilization by software simulated stabilized platform | |
CN108710379B (zh) | 静止卫星成像偏航导引角计算方法 | |
CN107450582B (zh) | 一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法 | |
CN101226058B (zh) | 一种卫星侧摆机动图像实时传输的实现方法 | |
CN111897357A (zh) | 一种卫星对地扫描的姿态跟踪控制方法 | |
CN107380485B (zh) | 一种微小卫星大面阵广域多模凝视成像控制方法 | |
JPH06510502A (ja) | 3軸安定衛星の姿勢制御で使用する測定装置と付属する評価方法、制御系および制御方法 | |
CN105160125B (zh) | 一种星敏感器四元数的仿真分析方法 | |
CN109269504B (zh) | 一种具有末端约束的姿态机动路径规划方法 | |
CN110658837B (zh) | 一种控制力矩陀螺故障情况下的平稳重构方法 | |
CN110632935B (zh) | 一种编队卫星绕飞自主控制方法 | |
CN105184002A (zh) | 一种数传天线指向角度的仿真分析方法 | |
CN116105730A (zh) | 基于合作目标卫星甚短弧观测的仅测角光学组合导航方法 | |
CN103941740B (zh) | 一种考虑地球椭率的多轴机动成像卫星偏航姿态控制方法 | |
RU2467929C2 (ru) | Способ построения орбитальной ориентации пилотируемого космического аппарата | |
CN110466803B (zh) | 基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法 | |
CN110329545B (zh) | 一种基于滤波平滑的闭环控制系统姿态引入修正方法 | |
Zhao et al. | Working Performance Analysis on Polar Navigation of Semi-analytical Inertial Navigation System | |
CN109131942B (zh) | 一种用于对卫星的旋转体进行消旋控制的方法及相应消旋装置 | |
Duxbury | A spacecraft-based navigation instrument for outer planet missions | |
CN108958272A (zh) | 静止卫星成像偏航导引方法 | |
CN115320891B (zh) | 一种基于虚拟卫星的近圆标称轨道控制方法 | |
Ali et al. | In-flight Correction of the Satellite Orientation Parameter during Target Mode. |