RU2501720C1 - Method of spaceship orienting and device to this end - Google Patents

Method of spaceship orienting and device to this end Download PDF

Info

Publication number
RU2501720C1
RU2501720C1 RU2012139089/11A RU2012139089A RU2501720C1 RU 2501720 C1 RU2501720 C1 RU 2501720C1 RU 2012139089/11 A RU2012139089/11 A RU 2012139089/11A RU 2012139089 A RU2012139089 A RU 2012139089A RU 2501720 C1 RU2501720 C1 RU 2501720C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
adder
signal
input
spacecraft
output
Prior art date
Application number
RU2012139089/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Анатолий Сергеевич Сыров
Владимир Николаевич Соколов
Михаил Александрович Шатский
Петр Александрович Самус
Анатолий Яковлевич Лащев
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс")
Priority to RU2012139089/11A priority Critical patent/RU2501720C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2501720C1 publication Critical patent/RU2501720C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Navigation (AREA)

Abstract

FIELD: transport.
SUBSTANCE: proposed device comprises eleven adders, five amplifiers, two normally-open switches, five normally-closed switches, four integrators, two multipliers, spacecraft, flywheel engine, flywheel engine simulator, transducers of angular velocity and orientation angle, constant setter and memory. Signals of angular orientation and velocity are measured to generated spacecraft control signals, angular orientation estimation signals, those of angular velocity so that difference between appropriate signals and estimation signals is defined as well as those of spacecraft inertia and external interference estimation and for spacecraft orientation signal is corrected and generated.
EFFECT: higher accuracy and reliability.
2 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к управлению нестационарными объектами - космическими аппаратами.The invention relates to the field of rocketry, and in particular to the management of non-stationary objects - spacecraft.

Известен способ ориентации космического аппарата, заключающийся в измерении сигнала угла ориентации и сигнала угловой скорости, формировании сигнала задания и формировании сигнала управления космическим аппаратом.A known method of orienting a spacecraft is to measure the signal of the orientation angle and the signal of angular velocity, generating a task signal and generating a control signal for the spacecraft.

Известно устройство для реализации способа ориентации космического аппарата, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, двигатель-маховик, третий сумматор, космический аппарат, датчик угловой скорости и датчик угла, выход второго усилителя соединен со вторым входом второго сумматора [1].A device is known for implementing a method for orienting a spacecraft, comprising a first adder, a first amplifier, a second adder, a flywheel engine, a third adder, a spacecraft, an angular velocity sensor and an angle sensor, the output of the second amplifier is connected to the second input of the second adder [1] .

Известный способ ориентации космического аппарата и устройство для реализации способа имеют недостаток, который заключается в низкой точности ориентации и малой надежности функционирования из-за отказов датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения космического аппарата.The known method of orienting a spacecraft and a device for implementing the method have the disadvantage of low accuracy of orientation and low reliability due to failures of the orientation angle sensor and the angular velocity sensor of the spacecraft.

С целью устранения указанных недостатков известных способа ориентации космического аппарата и устройства для его реализации предложенный способ отличается тем, что формируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости вращения космического аппарата, формируют сигнал оценки управления, определяют сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определяют сигнал оценки момента инерции космического аппарата и сигнал оценки внешней помехи по формулам соответственноIn order to eliminate these disadvantages of the known method for orienting a spacecraft and a device for its implementation, the proposed method is characterized in that they generate a signal for estimating the orientation angle and a signal for estimating the angular velocity of rotation of the spacecraft, generating a signal for evaluating the control, and determining a difference signal of the signal of the orientation angle and the signal of angle estimation orientation, determine the difference signal of the angular velocity signal and the signal of estimation of the angular velocity, determine the difference signal of the control signal and the sc APIS control signal and determine the time the estimates of the spacecraft inertia and external interference signal estimation according to the formulas respectively

Figure 00000001
Figure 00000001

Figure 00000002
Figure 00000002

где

Figure 00000003
- начальное значение сигнала оценки момента инерции космического аппарата, ΔU - сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления, φз - заданное значение угла ориентации, ε - сигнал разности сигнала угла ориентации φ и сигнала оценки угла ориентации
Figure 00000004
 , t - текущее время, λ, а 0, а 1=const>0, с учетом которых корректируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости и используют их для формирования сигнала управления ориентацией космического аппарата, а устройство, его реализующее, отличается тем, что оно содержит блок памяти, семь сумматоров, три усилителя, блок задания постоянной величины, два умножителя, четыре интегратора, два нормально разомкнутых переключателя, пять нормально замкнутых переключателей, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные третий усилитель, пятый сумматор, шестой сумматор, модель двигателя-маховика, первый умножитель, первый интегратор, второй интегратор, седьмой сумматор, первый нормально замкнутый переключатель, третий интегратор, второй умножитель, второй нормально замкнутый переключатель, блок памяти, девятый сумматор соединен со вторым входом первого умножителя, выход датчика угловой скорости через третий нормально замкнутый переключатель соединен со входом второго усилителя, а через последовательно соединенные десятый сумматор и четвертый усилитель - со вторым входом восьмого сумматора, третий вход которого соединен со входом третьего интегратора, выход первого интегратора соединен со вторым входом десятого сумматора, а через последовательно соединенные пятый усилитель и первый нормально разомкнутый переключатель - с третьим входом второго сумматора, выход пятого усилителя соединен со вторым входом пятого сумматора, выход второго интегратора соединен с первым входом четвертого сумматора, а через второй нормально разомкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, второй вход которого соединен со вторым входом четвертого сумматора и вторым входом второго умножителя, выход датчика угла ориентации соединен со вторым входом седьмого сумматора, а через четвертый нормально замкнутый переключатель - с третьим входом первого сумматора, выход второго сумматора через последовательно соединенные одиннадцатый сумматор, пятый нормально замкнутый переключатель и четвертый интегратор соединен со вторым входом шестого сумматора, выход шестого сумматора соединен со вторым входом одиннадцатого сумматора, а выход блока задания постоянной величины соединен со вторым входом девятого сумматора.Where
Figure 00000003
 is the initial value of the signal for estimating the moment of inertia of the spacecraft, ΔU is the signal difference of the control signal and the signal of control evaluation, φ s is the specified value of the orientation angle, ε is the signal of the difference of the signal of the orientation angle φ and the signal of the orientation angle estimation
Figure 00000004
 , t is the current time, λ, and 0 , and 1 = const> 0, taking into account which they correct the signal for estimating the orientation angle and the signal for estimating the angular velocity and use them to form the control signal for the orientation of the spacecraft, and the device that implements it differs in that it contains a memory unit, seven adders, three amplifiers, a constant value unit, two multipliers, four integrators, two normally open switches, five normally closed switches, the output of the fourth adder through series-connected t th amplifier, fifth adder, sixth adder, flywheel engine model, first multiplier, first integrator, second integrator, seventh adder, first normally closed switch, third integrator, second multiplier, second normally closed switch, memory unit, ninth adder connected to the second the input of the first multiplier, the output of the angular velocity sensor through the third normally closed switch is connected to the input of the second amplifier, and through the tenth adder and the fourth amplifier connected in series - with the second input of the eighth adder, the third input of which is connected to the input of the third integrator, the output of the first integrator is connected to the second input of the tenth adder, and through the fifth amplifier and the first normally open switch connected in series with the third input of the second adder, the output of the fifth amplifier is connected to the second input fifth adder, the output of the second integrator is connected to the first input of the fourth adder, and through the second normally open switch to the first input of the first adder, the second the first input of which is connected to the second input of the fourth adder and the second input of the second multiplier, the output of the orientation angle sensor is connected to the second input of the seventh adder, and through the fourth normally closed switch to the third input of the first adder, the output of the second adder through the eleventh adder connected in series, the fifth is normal a closed switch and a fourth integrator is connected to the second input of the sixth adder, the output of the sixth adder is connected to the second input of the eleventh adder, and the output Lok reference constant is connected to a second input of the ninth adder.

Сущность предложенных способа и устройства поясняется чертежом.The essence of the proposed method and device is illustrated in the drawing.

На чертеже приняты следующие обозначения:In the drawing, the following notation:

1 - четвертый сумматор;1 - fourth adder;

2 - третий усилитель;2 - the third amplifier;

3 - пятый сумматор;3 - fifth adder;

4 - модель двигателя-маховика;4 - model of a flywheel engine;

5 - шестой сумматор;5 - the sixth adder;

6 - пятый усилитель;6 - fifth amplifier;

7 - первый умножитель;7 - the first multiplier;

8 - первый интегратор;8 - the first integrator;

9 - второй интегратор;9 - second integrator;

10 - второй нормально разомкнутый переключатель;10 - second normally open switch;

11 - первый нормально разомкнутый переключатель;11 - the first normally open switch;

12 - блок задания постоянной величины;12 - block setting a constant value;

13 - девятый сумматор;13 - ninth adder;

14 - четвертый интегратор;14 - fourth integrator;

15 - второй умножитель;15 - the second multiplier;

16 - восьмой сумматор;16 - eighth adder;

17 - третий интегратор;17 - the third integrator;

18 - седьмой сумматор;18 - seventh adder;

19 - четвертый усилитель;19 - the fourth amplifier;

20 - десятый сумматор;20 - tenth adder;

21 - одиннадцатый сумматор;21 - eleventh adder;

22 - пятый нормально замкнутый переключатель;22 - fifth normally closed switch;

23 - первый сумматор;23 - the first adder;

24 - первый усилитель;24 - the first amplifier;

25 - второй сумматор;25 - second adder;

26 - двигатель-маховик;26 - flywheel engine;

27 - третий сумматор;27 - the third adder;

28 - космический аппарат;28 - spacecraft;

29 - датчик угловой скорости;29 - angular velocity sensor;

30 - второй усилитель;30 - the second amplifier;

31 - третий нормально замкнутый переключатель;31 - the third normally closed switch;

32 - четвертый нормально замкнутый переключатель;32 - the fourth normally closed switch;

33 - датчик угла ориентации;33 - orientation angle sensor;

34 - первый нормально замкнутый переключатель;34 - the first normally closed switch;

35 - основной контур ориентации (ОКО) космического аппарата;35 - the main orientation loop (OKO) of the spacecraft;

36 - математическая модель ОКО;36 is a mathematical model of OKO;

37 - второй нормально замкнутый переключатель;37 - the second normally closed switch;

38 - блок памяти.38 is a block of memory.

Функционирует устройство для реализации способа ориентации космического аппарата следующим образом. Сигнал задания φз(t) поступает одновременно на основной контур управления 35 и математическую модель ОКО 36 (см. чертеж).A device operates to implement the method of orienting a spacecraft as follows. The reference signal φ z (t) is supplied simultaneously to the main control loop 35 and the mathematical model OKO 36 (see drawing).

Как видно из чертежа, ОКО 35 составляют последовательно соединенные первый сумматор 23, первый усилитель 24, второй сумматор 25, двигатель-маховик 26, третий сумматор 27, космический аппарат 28, датчик угловой скорости 29, датчик угла 33, выход которого через четвертый нормально замкнутый переключатель 32 соединен с первым сумматором 23, образуя отрицательную обратную связь по углу ориентации φ(t), а с выхода датчика угловой скорости 29 угловая скорость

Figure 00000005
поступает на вход второго сумматора 25, образуя отрицательную обратную связь по угловой скорости
Figure 00000006
 . На второй вход третьего сумматора 27 поступает внешняя помеха Mв(t). На параметры космического аппарата 28 действует мультипликативная помехаAs can be seen from the drawing, OKO 35 are connected in series to the first adder 23, the first amplifier 24, the second adder 25, the flywheel engine 26, the third adder 27, the spacecraft 28, the angular velocity sensor 29, the angle sensor 33, the output of which through the fourth is normally closed the switch 32 is connected to the first adder 23, forming a negative feedback in the orientation angle φ (t), and the angular velocity from the output of the angular velocity sensor 29
Figure 00000005
 arrives at the input of the second adder 25, forming a negative feedback on the angular velocity
Figure 00000006
 . The second input of the third adder 27 receives the external interference M at (t). The parameters of the spacecraft 28 are affected by a multiplicative interference

Математическая модель ОКО 36 состоит из аналогичных ОКО 35 элементов структурной схемы: последовательно соединенные четвертый сумматор 1, третий усилитель 2, пятый сумматор 3, шестой сумматор 5, модель двигателя-маховика 4 и модель космического аппарата, выполненная в виде последовательно соединенных первого умножителя 7, первого интегратора 8 и второго интегратора 9. В математической модели ОКО 36 также содержатся отрицательные обратные связи по оценке угловой скорости

Figure 00000007
и оценке угла ориентации
Figure 00000008
 с выходов первого интегратора 8 на вход пятого сумматора 3 и с выхода второго интегратора 9 на вход четвертого сумматора 1.The mathematical model of OKO 36 consists of similar OKO 35 elements of the structural diagram: a fourth adder 1, a third amplifier 2, a fifth adder 3, a sixth adder 5, a flywheel engine model 4, and a spacecraft model made in series as a first multiplier 7 connected in series the first integrator 8 and the second integrator 9. The mathematical model OKO 36 also contains negative feedbacks for estimating the angular velocity
Figure 00000007
 and estimation of orientation angle
Figure 00000008
 from the outputs of the first integrator 8 to the input of the fifth adder 3 and from the output of the second integrator 9 to the input of the fourth adder 1.

Ввиду того, что на космический аппарат 28 действуют внешние помехи Mв(t) и F(t), а на математическую модель ОКО 36 космического аппарата 28 - на входе первого умножителя 7 - внешние помехи F(t) и Mв(t) отсутствуют, то оценки

Figure 00000009
и
Figure 00000010
 не будут совпадать с их реальными значениями соответственно
Figure 00000005
 и φ(f).Due to the fact that external interference M in (t) and F (t) acts on spacecraft 28, and on the mathematical model of OKO 36 of spacecraft 28 - at the input of the first multiplier 7, external interference F (t) and M in (t) missing, then estimates
Figure 00000009
 and
Figure 00000010
 will not match their real values respectively
Figure 00000005
 and φ (f).

Следовательно, управление U(t) в ОКО 35 на выходе второго сумматора 25 будет отличаться от управления Um(t) в модели ОКО 36 на выходе шестого сумматора 5. Будем имитировать действие внешней помехи Мв в ОКО 35 в виде оценки внешней помехи

Figure 00000011
в модели ОКО 36.Therefore, control U (t) in OKO 35 at the output of the second adder 25 will be different from control U m (t) in the OKO 36 model at the output of the sixth adder 5. We will simulate the effect of external interference M in in OKO 35 in the form of an estimate of external interference
Figure 00000011
 in the model ОКО 36.

С этой целью с помощью одиннадцатого сумматора 21 пятого нормально замкнутого переключателя 22 и четвертого интегратора 14 сформируем значение оценки

Figure 00000012
в видеFor this purpose, using the eleventh adder 21 of the fifth normally closed switch 22 and the fourth integrator 14, we form the value of the estimate
Figure 00000012
 as

Figure 00000013
Figure 00000013

где Кgm - передаточная функция модели двигателя-маховика 4. При этом достаточно скорректировать значение Um(t) на выходе шестого сумматора 5. Кроме того, момент инерции J(t) космического аппарата в общем случае отличается от его оценки

Figure 00000014
в блоке задания постоянной величины 12. Для определения истинного значения момента инерции J(t) сформируем с помощью метода покомпонентного формирования управлений, основанном на использовании функций Ляпунова, сигнал подстройки ΔJ(t) на выходе второго умножителя 15 в видеwhere K gm is the transfer function of the flywheel engine model 4. In this case, it suffices to correct the value of U m (t) at the output of the sixth adder 5. In addition, the inertia moment J (t) of the spacecraft generally differs from its estimate
Figure 00000014
 in the constant value setting unit 12. To determine the true value of the moment of inertia J (t), we will generate, using the component-wise method of forming controls, based on the Lyapunov functions, the tuning signal ΔJ (t) at the output of the second multiplier 15 in the form

Figure 00000015
Figure 00000015

который однозначно определяет структуру из соединенных (как указано на чертеже) седьмого сумматора 18, первого нормально замкнутого переключателя 34, третьего интегратора 17, восьмого сумматора 16, десятого сумматора 20, четвертого усилителя 19, второго умножителя 15, второго нормально замкнутого переключателя 37, блока памяти 38, блока задания постоянной величины 12 и девятого сумматора 13.which uniquely determines the structure of the connected (as indicated in the drawing) seventh adder 18, first normally closed switch 34, third integrator 17, eighth adder 16, tenth adder 20, fourth amplifier 19, second multiplier 15, second normally closed switch 37, memory unit 38, a constant setting block 12 and a ninth adder 13.

Согласно предложенному способу ориентации сигнал задания является входным сигналом для основного контура ориентации 35 и математической модели ОКО 36. Сигнал управления U(t) формируется на выходе второго сумматора 25, а сигнал оценки управления Um(t) - на выходе шестого сумматора 5. На выходах датчика угловой скорости 29 и датчика угла ориентации 33 формируются соответственно угловая скорость

Figure 00000005
вращения космического аппарата 28 и угол ориентации φ(t).According to the proposed orientation method, the reference signal is an input signal for the main orientation loop 35 and the OKO 36 mathematical model. The control signal U (t) is generated at the output of the second adder 25, and the control evaluation signal U m (t) is output at the output of the sixth adder 5. On the outputs of the angular velocity sensor 29 and the orientation angle sensor 33 are formed respectively angular velocity
Figure 00000005
 rotation of the spacecraft 28 and the orientation angle φ (t).

Сигнал приращения ΔJ(t) значения момента инерции J(t) космического аппарата 28 запоминается на выходе блока памяти 38 и является функцией рассогласования ε(t):The increment signal ΔJ (t) of the moment of inertia J (t) of the spacecraft 28 is stored at the output of the memory unit 38 and is a mismatch function ε (t):

Figure 00000016
и сигнала задания φз(t).
Figure 00000016
 and the reference signal φ z (t).

Сигнал оценки внешнего момента (помехи)

Figure 00000017
формируется с помощью одиннадцатого сумматора 21, пятого нормально замкнутого переключателя 22, четвертого интегратора 14, шестого сумматора 5 и модели двигателя-маховика 4.Signal evaluation of external torque (interference)
Figure 00000017
 is formed using the eleventh adder 21, the fifth normally closed switch 22, the fourth integrator 14, the sixth adder 5 and the model of the flywheel engine 4.

При ε(t)=0 на вход третьего интегратора 17 поступает нулевой сигнал, значение Δφ(t) на выходе блока памяти 38 при этом будет постоянным, а на выходе девятого сумматора 13 - оценка момента инерции

Figure 00000018
космического аппарата 28.When ε (t) = 0, the input of the third integrator 17 receives a zero signal, the value Δφ (t) at the output of the memory unit 38 will be constant, and at the output of the ninth adder 13, an estimate of the moment of inertia
Figure 00000018
 spacecraft 28.

Теперь можно использовать математическую модель ОКО 36 в качестве датчика угловой скорости 29 и датчика угла 33, если одновременно разомкнуть нормально замкнутые переключатели 22, 37, 34, 31 и 32 и замкнуть нормально разомкнутые переключатели 10 и 11.Now you can use the mathematical model OKO 36 as an angular velocity sensor 29 and an angle sensor 33 if you simultaneously open the normally closed switches 22, 37, 34, 31, and 32 and close the normally open switches 10 and 11.

При этом целесообразно использование математической модели ОКО 36 в качестве датчиков угловой скорости 29 и угла ориентации 33 до тех пор, пока ошибка ε(t) будет в пределах допустимых значений, что определяется, очевидно, изменениями внешней помехи Mв(t) и значениями момента инерции J(t) космического аппарата 28.In this case, it is advisable to use the mathematical model OKO 36 as sensors of angular velocity 29 and orientation angle 33 until the error ε (t) is within acceptable values, which is obviously determined by changes in the external noise M in (t) and moment values inertia J (t) of the spacecraft 28.

Использование в способе ориентации космического аппарата и устройства для его реализации канала оценки

Figure 00000008
и
Figure 00000009
 - математической модели ОКО 36 - позволяет получить технический эффект, который заключается в повышении точности ориентации и надежности функционирования при отказах датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения космического аппарата.The use in the method of orientation of the spacecraft and device for its implementation of the evaluation channel
Figure 00000008
 and
Figure 00000009
 - mathematical model OKO 36 - allows you to get a technical effect, which consists in increasing the accuracy of orientation and reliability of operation in case of failure of the angle sensor and the sensor of the angular velocity of rotation of the spacecraft.

Изобретательский уровень предложенного технического решения подтверждается отличительными частями формулы изобретения по пп.1 и 2.The inventive step of the proposed technical solution is confirmed by the distinctive parts of the claims according to claims 1 and 2.

ЛитератураLiterature

1. Васильев В.Н. Системы ориентации космических аппаратов / В.Н.Васильев. - М.: ФГУП «НПП ВНИИЭМ», 2009. С.149-156 (прототип).1. Vasiliev V.N. Orientation systems for spacecraft / V.N. Vasiliev. - M.: FSUE NPP VNIIEM, 2009. S.149-156 (prototype).

Claims (2)

1. Способ ориентации космического аппарата, заключающийся в измерении сигнала угла ориентации и сигнала угловой скорости, формировании сигнала задания и формировании сигнала управления космическим аппаратом, отличающийся тем, что формируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости вращения космического аппарата, формируют сигнал оценки управления, определяют сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определяют сигнал оценки момента инерции космического аппарата и сигнал оценки внешней помехи по формулам соответственно
Figure 00000019
Figure 00000020
где
Figure 00000021
 - начальное значение сигнала оценки момента инерции космического аппарата, ΔU - сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления, φз - заданное значение угла ориентации, ε - сигнал разности сигнала угла ориентации φ и сигнала оценки угла ориентации
Figure 00000004
 , t - текущее время, λ, а 0, а 1=const>0, с учетом которых корректируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости и используют их для формирования сигнала управления ориентацией космического аппарата.1. The method of orientation of the spacecraft, which consists in measuring the signal of the angle of orientation and the signal of angular velocity, generating a reference signal and generating a control signal for the spacecraft, characterized in that they generate a signal for evaluating the angle of orientation and a signal for estimating the angular velocity of rotation of the spacecraft, form a control evaluation signal determine the difference signal of the orientation angle signal and the orientation angle estimation signal, determine the difference signal of the angular velocity signal and the angular velocity estimation signal b, determine the difference signal of the control signal and the control evaluation signal and determine the signal for estimating the moment of inertia of the spacecraft and the signal for evaluating external interference using the formulas, respectively
Figure 00000019
Figure 00000020
Where
Figure 00000021
 is the initial value of the signal for estimating the moment of inertia of the spacecraft, ΔU is the signal difference of the control signal and the signal of control evaluation, φ s is the specified value of the orientation angle, ε is the signal of the difference of the signal of the orientation angle φ and the signal of the orientation angle estimation
Figure 00000004
 , t is the current time, λ, and 0 , and 1 = const> 0, taking into account which they correct the signal for estimating the orientation angle and the signal for estimating the angular velocity and use them to form the control signal for the orientation of the spacecraft. 2. Устройство для реализации способа управления космическим аппаратом по п.1, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, двигатель-маховик, третий сумматор, космический аппарат, датчик угловой скорости и датчик угла ориентации, выход второго усилителя соединен со вторым входом второго сумматора, отличающееся тем, что оно содержит блок памяти, семь сумматоров, три усилителя, блок задания постоянной величины, два умножителя, четыре интегратора, два нормально разомкнутых переключателя, пять нормально замкнутых переключателей, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные третий усилитель, пятый сумматор, шестой сумматор, модель двигателя-маховика, первый умножитель, первый интегратор, второй интегратор, седьмой сумматор, первый нормально замкнутый переключатель, третий интегратор, второй умножитель, второй нормально замкнутый переключатель, блок памяти, девятый сумматор соединен со вторым входом первого умножителя, выход датчика угловой скорости через третий нормально замкнутый переключатель соединен со входом второго усилителя, а через последовательно соединенные десятый сумматор и четвертый усилитель - со вторым входом восьмого сумматора, третий вход которого соединен со входом третьего интегратора, выход первого интегратора соединен со вторым входом десятого сумматора, а через последовательно соединенные пятый усилитель и первый нормально разомкнутый переключатель - с третьим входом второго сумматора, выход пятого усилителя соединен со вторым входом пятого сумматора, выход второго интегратора соединен с первым входом четвертого сумматора, а через второй нормально разомкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, второй вход которого соединен со вторым входом четвертого сумматора и вторым входом второго умножителя, выход датчика угла соединен со вторым входом седьмого сумматора, а через четвертый нормально замкнутый переключатель - с третьим входом первого сумматора, выход второго сумматора через последовательно соединенные одиннадцатый сумматор, пятый нормально замкнутый переключатель и четвертый интегратор соединен со вторым входом шестого сумматора, выход шестого сумматора соединен со вторым входом одиннадцатого сумматора, а выход блока задания постоянной величины соединен со вторым входом девятого сумматора. 2. The device for implementing the control method for the spacecraft according to claim 1, comprising a first adder, a first amplifier, a second adder, a flywheel engine, a third adder, a spacecraft, an angular velocity sensor and an orientation angle sensor, the output of the second amplifier is connected to the second the input of the second adder, characterized in that it contains a memory unit, seven adders, three amplifiers, a constant value unit, two multipliers, four integrators, two normally open switches, five but normally closed switches, the output of the fourth adder through series-connected third amplifier, fifth adder, sixth adder, flywheel engine model, first multiplier, first integrator, second integrator, seventh adder, first normally closed switch, third integrator, second multiplier, second normally closed a switch, a memory unit, the ninth adder is connected to the second input of the first multiplier, the output of the angular velocity sensor through a third normally closed switch is connected to the course of the second amplifier, and through the tenth adder and the fourth amplifier connected in series with the second input of the eighth adder, the third input of which is connected to the input of the third integrator, the output of the first integrator is connected to the second input of the tenth adder, and through the fifth amplifier and the first normally open switch in series - with the third input of the second adder, the output of the fifth amplifier is connected to the second input of the fifth adder, the output of the second integrator is connected to the first input of the fourth Mathator, and through the second normally open switch - with the first input of the first adder, the second input of which is connected to the second input of the fourth adder and the second input of the second multiplier, the output of the angle sensor is connected to the second input of the seventh adder, and through the fourth normally closed switch - with the third input the first adder, the output of the second adder through the eleventh adder connected in series, the fifth normally closed switch and the fourth integrator connected to the second input of the sixth sum Ator, sixth adder output is connected to the second input of the eleventh adder, and a constant value output setting unit is connected to the second input of the ninth adder.
RU2012139089/11A 2012-09-13 2012-09-13 Method of spaceship orienting and device to this end RU2501720C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012139089/11A RU2501720C1 (en) 2012-09-13 2012-09-13 Method of spaceship orienting and device to this end

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012139089/11A RU2501720C1 (en) 2012-09-13 2012-09-13 Method of spaceship orienting and device to this end

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2501720C1 true RU2501720C1 (en) 2013-12-20

Family

ID=49785120

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012139089/11A RU2501720C1 (en) 2012-09-13 2012-09-13 Method of spaceship orienting and device to this end

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2501720C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6481671B1 (en) * 2000-08-14 2002-11-19 Ball Aerospace & Technologies Corp. Spacecraft sunshield for use in performing solar torque balancing
US6772978B2 (en) * 2002-02-22 2004-08-10 Honeywell International Inc. Dynamic unbalance compensation system and method
RU2354590C2 (en) * 2006-09-06 2009-05-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Method of controlling orientation of geostationary spacecraft equipped with beacon
RU2011143133A (en) * 2011-10-25 2013-04-27 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие "Конверсия" METHOD FOR COMPLETING Direction Finding Signals for an Object of Vision of Inertial and Radar Discriminators and a System for Implementing It

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6481671B1 (en) * 2000-08-14 2002-11-19 Ball Aerospace & Technologies Corp. Spacecraft sunshield for use in performing solar torque balancing
US6772978B2 (en) * 2002-02-22 2004-08-10 Honeywell International Inc. Dynamic unbalance compensation system and method
RU2354590C2 (en) * 2006-09-06 2009-05-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Method of controlling orientation of geostationary spacecraft equipped with beacon
RU2011143133A (en) * 2011-10-25 2013-04-27 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие "Конверсия" METHOD FOR COMPLETING Direction Finding Signals for an Object of Vision of Inertial and Radar Discriminators and a System for Implementing It

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7331209B2 (en) Transducer acceleration compensation with frequency domain amplitude and/or phase compensation
Linder et al. Identification of systems with unknown inputs using indirect input measurements
JP4788627B2 (en) Parameter estimation device for engine bench system
JP2009505062A5 (en)
CN105043348A (en) Accelerometer gyroscope horizontal angle measurement method based on Kalman filtering
WO2013173592A2 (en) Transducer acceleration compensation using a delay to match phase characteristics
RU2501720C1 (en) Method of spaceship orienting and device to this end
JP2015197403A (en) target tracking device
RU2536010C1 (en) Method of orientation of space vehicle and device for its implementation
RU2519288C1 (en) Method of spaceship orienting and device to this end
Moser et al. Recursive parameter estimation of exhaust gas oxygen sensors with input-dependent time delay and linear parameters
Flacco et al. Robust estimation of variable stiffness in flexible joints
CN103544134B (en) Transmission Function Estimation equipment and method
RU2514649C2 (en) Method of spaceship orienting and device to this end
CN107228672B (en) Star sensor and gyroscope data fusion method suitable for attitude maneuver working condition
RU2514650C2 (en) Method of spaceship orienting and device to this end
RU2679598C1 (en) Method of adaptive maintenance of radar objectives and device for its implementation
RU2564936C1 (en) Method of spaceship bank orientation and device to this end
US10302515B2 (en) Inferential sensing engine
JP5524277B2 (en) Signal processing apparatus and signal processing method
RU2444038C1 (en) Digital tracking system
JP5797135B2 (en) Filter device and filtering method
KR101338082B1 (en) Method and system for eliminating disturbance of robot
RU2495379C2 (en) Method for determining failures of gyroscopic metre of vector of angular speed of space vehicle, and device for its implementation
Kun et al. Aircraft health monitoring system using multiple-model adaptive estimation

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200914