RU2539271C2 - Способ управления ориентацией космического транспортного грузового корабля с неподвижными панелями солнечных батарей при проведении работ в условиях вращательного движения - Google Patents

Способ управления ориентацией космического транспортного грузового корабля с неподвижными панелями солнечных батарей при проведении работ в условиях вращательного движения Download PDF

Info

Publication number
RU2539271C2
RU2539271C2 RU2013117306/11A RU2013117306A RU2539271C2 RU 2539271 C2 RU2539271 C2 RU 2539271C2 RU 2013117306/11 A RU2013117306/11 A RU 2013117306/11A RU 2013117306 A RU2013117306 A RU 2013117306A RU 2539271 C2 RU2539271 C2 RU 2539271C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
inertia
axis
tcs
cargo ship
angle
Prior art date
Application number
RU2013117306/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013117306A (ru
Inventor
Дмитрий Николаевич Рулев
Михаил Юрьевич Беляев
Михаил Иванович Монахов
Виктор Васильевич Сазонов
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева"
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 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" filed Critical Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева"
Priority to RU2013117306/11A priority Critical patent/RU2539271C2/ru
Publication of RU2013117306A publication Critical patent/RU2013117306A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2539271C2 publication Critical patent/RU2539271C2/ru

Links

Images

Landscapes

  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

Изобретение относится к управлению ориентацией космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек. При этом на интервале времени не менее одного витка измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат. По измеренным значениям определяют направления главных центральных осей инерции ТГК. Среди этих осей находят ось, отличную от оси минимального момента инерции и составляющую минимальный угол с нормалью к рабочей поверхности СБ. Определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты ТГК. Если данный угол превышает некоторое значение, зависящее от указанного минимального угла, а также - минимального и максимального токов СБ, производят разворот ТГК. При этом совмещают указанную найденную ось инерции с направлением, перпендикулярным к плоскости орбиты и составляющим острый угол с направлением на Солнце. Производят закрутку ТГК вокруг этой оси в направлении против орбитального вращения. В течение закрутки измеряют ток от СБ. При достижении током минимального значения вновь разворачивают ТГК до совмещения указанной найденной оси инерции ТГК с указанным перпендикулярным направлением и вновь производят указанную закрутку ТГК. Технический результат изобретения состоит в обеспечении необходимой энергоотдачи СБ в режиме закрутки ТГК вокруг одной из его фактических главных центральных осей инерции при поддержании оси минимального момента инерции в плоскости орбиты. 1 ил.

Description

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при управлении ориентацией космических аппаратов (КА) при проведении работ в условиях вращательного движения.
Вращательное движение КА используется, например, при проведении экспериментов и исследований в области микрогравитации и реализуется закрутками КА вокруг направлений, задаваемых в строительной системе координат КА.
Рассматриваем КА типа транспортных грузовых кораблей (ТГК), совершающих миссии к космической орбитальной станции - например, к международной космической станции. На данных КА исследования удобно проводить на этапе их автономного полета после отстыковки от орбитальной станции.
Известен способ управления ориентацией КА, включающий выставку осей КА и поддержание углового положения с помощью двигателей ориентации (Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. Управление космическими летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1974). Однако для использования данного способа необходимо расходовать рабочее тело, что вызывает, кроме того непрогнозируемые микроускорения на борту КА.
Известен способ управления ориентацией КА с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка (Патент РФ №2457158, приоритет от 22.09.2010, МПК (2006.01) B64G 1/24, 1/44), включающий гравитационную ориентацию КА и закрутку вокруг его продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции, при нахождении Солнца вблизи к плоскости орбиты совмещают эту плоскость с плоскостью СБ к моменту прохождения утреннего терминатора, измеряют и отслеживают угол между перпендикуляром к активной (рабочей) поверхности СБ и направлением на Солнце, в момент прохождения утреннего терминатора осуществляют закрутку КА в направлении, соответствующем уменьшению указанного угла, причем угловую скорость закрутки выбирают из задаваемого диапазона значений. Способ позволяет обеспечить некоторое освещение СБ и приход электроэнергии для проведения неэнергоемких экспериментов. При этом солнечное излучение поступает на СБ с направлений, существенно отстоящих от нормали в рабочей поверхности СБ, вследствие чего генерируемый СБ ток существенно отличается от максимального тока, который способны генерировать СБ. В то же время при выполнении ряда экспериментов, в том числе, по росту кристаллов, нужно обеспечить большой съем электроэнергии с СБ, т.к. для проведения таких экспериментов используется энергоемкая аппаратура.
Наиболее близким к предлагаемому, прототипом, является способ (Беляев М.Ю. «Научные эксперименты на космических кораблях и орбитальных станциях». М.: Машиностроение, 1984), включающий разворот ТГК, нормаль к рабочей поверхности СБ которого совпадает с одной из главных осей инерции, до совмещения направления нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце и закрутку ТГК вокруг данной оси. Способ-прототип позволяет обеспечить максимально-возможный приход электроэнергии от СБ для проведения работ с энергоемкой аппаратурой.
ТГК используется как для доставки грузов на орбитальную станцию, так и для удаления грузов со станции. При этом распределение масс удаляемых грузов внутри ТГК является слабо прогнозируемым и загруженный ТГК имеет неточно известные инерционные характеристики - их фактические значения существенно отличаются от проектных или теоретически прогнозируемых расчетных оценок. Способ-прототип не позволяет учесть рассогласование между проектными и фактическими инерционными характеристиками ТГК, в том числе определить фактические инерционные характеристики ТГК после его загрузки удаляемыми с космической орбитальной станции грузами. Это приводит к использованию при управлении ориентацией ТГК его приближенных (т.е. недостоверных) инерционных характеристик. При этом неуправляемое вращательное движение ТГК в процессе закрутки, выполненной вокруг неточно заданной главной центральной оси инерции, будет иметь возмущения, которые являются нежелательным при проведении экспериментов и исследований в области микрогравитации.
Кроме того, в общем случае, в течение закрутки ТГК со временем из-за вредного влияния на ориентацию ТГК внешних моментов вращательное движение ТГК будет «разваливаться», в результате чего будет уменьшаться приход электроэнергии от СБ и ухудшатся условия для проведения экспериментов.
Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является обеспечение управления ориентацией ТГК с неподвижными панелями СБ при проведении работ в условиях вращательного движения ТГК вокруг его главных центральных осей инерции.
Технический результат предлагаемого изобретения заключается в обеспечении необходимого энергоприхода от СБ в режиме закрутки загруженного удаляемыми с космической орбитальной станции грузами ТГК.
Технический результат достигается тем, что в способе управления ориентацией космического ТГК с неподвижными панелями СБ при проведении работ в условиях вращательного движения, включающем разворот ТГК до достижения острого угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце и закрутку ТГК вокруг заданной оси, дополнительно производят закрутку ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек, в течение данной закрутки на интервале времени длительностью не менее одного витка измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат, по измеренным значениям компонент угловой скорости ТГК определяют направления главных центральных осей инерции ТГК, определяют главную центральную ось инерции ТГК, отличную от оси минимального момента инерции и составляющую минимальный угол с нормалью к рабочей поверхности СБ, определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты ТГК и при превышении данным углом значения 90 ° + g arccos I * I max
Figure 00000001
,
где g - угол между вышеопределенной главной центральной осью инерции и нормалью к рабочей поверхности СБ,
I* - минимально-допустимое значение тока от СБ,
Imax - максимальный ток от СБ,
разворачивают ТГК до совмещения вышеопределенной главной центральной оси инерции с направлением, перпендикулярным к плоскости орбиты и составляющим острый угол с направлением на Солнце, и производят закрутку ТГК вокруг этой оси в направлении против орбитального вращения, в течение данной закрутки измеряют ток от СБ, при достижении измеренным значением тока от солнечных батарей минимально-допустимого значения вновь разворачивают ТГК до совмещения вышеопределенной главной центральной оси инерции с упомянутым направлением, перпендикулярным к плоскости орбиты, и вновь производят закрутку ТГК вокруг этой оси в направлении против орбитального вращения.
Суть предлагаемого изобретения поясняется на фиг.1, на которой представлена схема ориентации ТГК в процессе закрутки ТГК вокруг главной центральной оси инерции.
На фиг.1 введены обозначения:
1 - плоскость орбиты ТГК;
2 - область положений нормали к рабочей поверхности СБ в процессе закрутки ТГК;
N - направление нормали к рабочей поверхности СБ;
S - направление на Солнце;
P - направление, перпендикулярное к плоскости орбиты ТГК и составляющее острый угол с направлением на Солнце;
x1, x2, x3 - оси, параллельные главным центральным осями инерции ТГК;
g - угол между нормалью к рабочей поверхности СБ и главной центральной осью инерции ТГК, отличной от оси минимального момента инерции и составляющей минимальный угол с нормалью к рабочей поверхности СБ;
α - угол между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце;
β - угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты ТГК.
Поясним предложенные в способе действия.
Рассматриваем этап автономного полета ТГК. В предлагаемом способе разворачивают ТГК до совмещения направления нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце и производят закрутку ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек.
В данной ориентации обеспечивается максимальный приход электроэнергии от СБ, необходимой для зарядки аккумуляторных батарей системы электроснабжения ТГК.
В течение выполнения закрутки измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат ТГК на интервале времени длительностью не менее одного витка.
По измеренным значениям компонент угловой скорости ТГК определяют текущие фактические значения компонент направлений главных центральных осей инерции ТГК в строительной системе координат.
Определение можно выполнить, например, следующим образом.
Используем следующие системы координат. Строительная система у1у2у3 жестко связана с корпусом ТГК. Считаем, например, что ось у1 параллельна продольной оси корабля и направлена от стыковочного узла к агрегатному отсеку, ось у2 направлена по нормали к рабочей поверхности СБ. Оси системы х1х2х3 параллельны главным центральным осями инерции ТГК. Положение системы х1х2х3 относительно системы у1у2у3 будем задавать углами γ, α и β, которые введем посредством следующего условия. Система у1у2у3 может быть переведена в систему х1х2х3 тремя последовательными поворотами: 1) на угол α вокруг оси у2, 2) на угол β вокруг новой оси у3, 3) на угол γ вокруг новой оси у1, совпадающей с осью х1. Матрицу перехода от системы х1х2х3 к системе у1у2у3 обозначим
Figure 00000002
, где a ij - косинус угла между осями yi и хj. Элементы этой матрицы являются функциями введенных углов.
Компоненты угловой скорости ТГК в системе х1х2х3 обозначим ωi (i=1, 2, 3). Для описания зависимости от времени величин ωi используем динамические уравнения Эйлера свободного твердого тела, на которое не действуют внешние механические моменты. Эти уравнения имеют вид
ω ˙ 1 = μ ω 2 ω 3
Figure 00000003
, ω 2 = μ ' μ 1 μ μ ' ω 3 ω 1
Figure 00000004
, ω ˙ 3 = μ ' ω 1 ω 2 , ( 1 )
Figure 00000005
μ = J 2 J 3 J 1
Figure 00000006
, μ ' = J 2 J 1 J 3
Figure 00000007
,
где Ji - моменты инерции ТГК относительно осей xi. Параметры µ, µ′ и углы γ, α и β для конкретной стадии полета конкретного ТГК имеют некоторые проектные прогнозируемые значения, а их фактические величины определяются из обработки данных измерений угловой скорости, полученных во время выполнения закрутки ТГК.
Решение уравнений (1), описывающее изменение величин ωi во время рассматриваемых закруток, выражается приближенными формулами ω1=λ[Asinv(t-t0)+Bcosv(t-t0)],
ω 2 = Ω , ( 2 )
Figure 00000008
ω3=Acosv(t-t0)- Bsinv(t-t0),
λ = μ μ '
Figure 00000009
, v = Ω μ μ '
Figure 00000010
.
Здесь A, В и Ω - произвольные постоянные. Формулы (2) тем точнее, чем меньше абсолютные величины отношений A/Ω, В/Ω.
Во время закрутки измеряется угловая скорость ТГК. Данные измерений имеют вид
t n , Ω 1 ( n ) , Ω 2 ( n ) , Ω 2 ( n ) ( n = 1 , 2 , 3 , , N ) , ( 3 )
Figure 00000011
где Ω i ( n ) ( i = 1 , 2 , 3 )
Figure 00000012
- измеренные значения компонент Ωi угловой скорости в строительной системе координат в момент времени tn: Ω i ( n ) Ω i ( t n )
Figure 00000013
, t1<t2<…<tN. Обработка этих данных, относящихся к конкретной закрутке ТГК, состоит в поиске решения уравнений (1), наилучшим образом согласующего эти данные с их расчетными аналогами
Ω i = k = 1 3 a i k ω k ( i = 1 , 2 , 3 )
Figure 00000014
.
Здесь ωk могут задаваться как формулами (2), так и точным решением уравнений (1).
Обработка данных измерений (3) выполняется методом наименьших квадратов и состоит в минимизации выражения
Φ = n = 1 N i = 1 3 [ Ω i ( n ) Ω i ( t n ) ] 2
Figure 00000015
.
При использовании формул (2) минимизация выполняется по восьми параметрам: А, В, Ω, λ, ν, γ, α и β, которые считаются независимыми. После того как оценки этих параметров найдены, вычисляются µ=λµ/Ω, µ′=ν/λΩ. При минимизации Ф на точных решениях уравнений (1) (это дает несколько более точные оценки) используются другие восемь параметров: ωi(t1) (i=1, 2, 3), µ, µ′, γ, α и β. Характеристики точности найденных оценок рассчитываются в рамках стандартных допущений метода наименьших квадратов.
Результатом описанной методики обработки данных измерений (3), полученных для конкретной закрутки конкретного ТГК, загруженного удаляемыми с орбитальной станции грузами и совершающего автономный полет после отстыковки от станции, являются упомянутые наборы из восьми параметров, которые определяют фактические направления главных центральных осей инерции ТГК в строительной системе координат и безразмерные комбинации его главных центральных моментов инерции.
При этом для получения приемлемой точности определения главных центральных осей инерции угловая скорость закрутки ТГК, используемой для определения главных центральных осей инерции, должна быть достаточно большой. Высокая скорость закрутки парирует вредное влияние внешних моментов, т.к. чем выше скорость закрутки, тем на большем интервале времени движение ТГК можно считать свободным и получать необходимые измерения для их последующей целевой обработки. Выполненные расчеты и численные оценки показывают, что нижнее гарантированное значение угловой скорости закрутки, выполняемой для определения главных центральных осей инерции ТГК, составляет 1,5 град/сек при длительности интервала измерений угловой скорости не менее одного витка.
Таким образом, по вышеописанному вычислительному алгоритму определяются фактические значения компонент направлений главных центральных осей инерции ТГК в строительной системе координат.
После определения фактических значений компонент направлений главных центральных осей инерции ТГК в строительной системе координат определяют главную центральную ось инерции ТГК, отличную от оси минимального момента инерции и составляющую минимальный угол с нормалью к рабочей поверхности СБ.
Определяют угол β между направлением на Солнце и плоскостью орбиты ТГК. Значение угла β в полете изменяется от нуля до его максимального значения, определяемого наклонением орбиты ТГК.
Определяем момент времени, в который выполняется условие
β > 90 ° + g arccos I * I max , ( 4 )
Figure 00000016
где g - угол между вышеопределенной главной центральной осью инерции ТГК и нормалью к рабочей поверхности СБ,
I* - минимально-допустимое значение тока от СБ,
Imax - максимальный ток от СБ (ток, вырабатываемый при ориентации нормали к рабочей поверхности СБ по направлению на Солнце).
При этом на значение I* накладывается ограничение I* I max cos(90 ° + g β max )
Figure 00000017
, где βmax - максимальное значение угла β, которое определяется величиной наклонения орбиты ТГК.
В момент времени, удовлетворяющий условию (4), разворачивают ТГК до совмещения вышеопределенной главной центральной оси инерции ТГК с направлением, перпендикулярным к плоскости орбиты и составляющим острый угол с направлением на Солнце, и производят закрутку ТГК вокруг этой оси в направлении против орбитального вращения. В такой ориентации ось минимального момента инерции ТГК находится в плоскости орбиты и закрутка получается устойчивой.
Выбор направления закрутки против скорости орбитального вращения позволяет использовать меньшую скорость закрутки, что создает лучшие условия для выполнения экспериментов в области микрогравитации. Например, для ТГК типа корабля «Прогресс» скорость данной закрутки может быть выбрана около 0,2 град/сек.
В процессе данной закрутки максимальное значение угла а между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце составляет 90°+g-β, при этом текущее значение тока от СБ будет составлять величину Imaxcosα. Выполнение условия (4) соответствует тому, что в процессе данной закрутки текущее измеренное значение тока от СБ будет не менее I*.
Однако, несмотря на устойчивость такой закрутки, вследствие наличия ошибок начальных условий угловых скоростей вокруг строительных осей ТГК и из-за влияния внешних моментов вращательное движение ТГК может эволюционировать, в результате чего ось минимального момента инерции будет отклоняться от плоскости орбиты.
В результате этого верхняя граница диапазона изменения угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце увеличится, что будет приводить к уменьшению текущего прихода электроэнергии от СБ.
В течение закрутки измеряют ток от СБ и сравнивают его с минимально-допустимым значением I*. При достижении измеренным значением тока от СБ минимально-допустимого значения I* вновь разворачивают ТГК до совмещения вышеопределенной главной центральной оси инерции ТГК с упомянутым направлением, перпендикулярным к плоскости орбиты, и вновь производят закрутку ТГК вокруг этой оси.
Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.
Предлагаемое техническое решение обеспечивает необходимый энергоприход от СБ загруженного удаляемыми с космической орбитальной станции грузами ТГК при выполнении режима закрутки ТГК вокруг одной из фактических главных центральных осей инерции, при поддержании фактической оси минимального момента инерции в плоскости орбиты, причем фактические главные центральные оси инерции ТГК предварительно определяются по измерениям угловой скорости вращения ТГК.
Выполнение закрутки ТГК вокруг фактической главной центральной оси инерции обеспечивает отсутствие возмущений вращательного движения ТГК, что требуется для проведения экспериментов и исследований в области микрогравитации, причем полученные фактические оси инерции могут существенно отличаться от их проектных оценок.
При этом обеспечивается одновременно контроль точности закрутки и контроль обеспечения необходимого энергоприхода от СБ путем измерения в процессе закрутки тока от СБ и восстановления всех параметров закрутки в момент, когда измеренное значение тока от СБ становится меньше минимально-допустимого значения.
Достижение технического результата обеспечивается за счет построения предложенной ориентации ТГК, при которой нормаль к рабочей поверхности СБ направлена на Солнце, и выполнения предложенной закрутки ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ, выполнения предложенных измерений угловой скорости ТГК в предложенные моменты времени в процессе данной закрутки и определения по ним текущих фактических значений инерционных характеристик ТГК, построения в предложенный момент времени предложенной ориентации ТГК, при которой предложенным образом выбранная фактическая главная ось инерции ТГК направлена по указанному перпендикуляру к плоскости орбиты, и последующего выполнения закрутки ТГК вокруг этой оси, а также за счет предложенного измерения в процессе данной закрутки тока от СБ и восстановления всех параметров закрутки в момент, когда измеренное значение тока от СБ становится меньше минимально-допустимого значения.
В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа на таком ТГК как корабль «Прогресс». Для реализации разворотов, закрутки ТГК и необходимых вычислений могут использоваться штатные средства системы управления корабля «Прогресс» - штатные датчики угловой скорости (ДУС), система управления ориентации корабля «Прогресс», двигатели ориентации, бортовой вычислитель. Для измерения и отслеживания угла между плоскостью орбиты и Солнцем и угла между нормалью к поверхности СБ и направлением на Солнце могут использоваться штатные солнечные датчики и вычислительные устройства. Закрутка корабля производится на время, необходимое для проведения экспериментов.

Claims (1)

  1. Способ управления ориентацией космического транспортного грузового корабля с неподвижными панелями солнечных батарей при проведении работ в условиях вращательного движения, включающий разворот корабля до достижения острого угла между нормалью к рабочей поверхности солнечных батарей и направлением на Солнце и закрутку корабля вокруг заданной оси, отличающийся тем, что производят закрутку транспортного грузового корабля вокруг направления нормали к рабочей поверхности солнечных батарей, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек, в течение данной закрутки на интервале времени длительностью не менее одного витка измеряют компоненты угловой скорости транспортного грузового корабля в строительной системе координат, по измеренным значениям компонент угловой скорости транспортного грузового корабля определяют направления главных центральных осей инерции транспортного грузового корабля, определяют главную центральную ось инерции транспортного грузового корабля, отличную от оси минимального момента инерции и составляющую минимальный угол с нормалью к рабочей поверхности солнечных батарей, определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты транспортного грузового корабля и при превышении данным углом значения
    Figure 00000001
    ,
    где g - угол между указанной определенной главной центральной осью инерции и нормалью к рабочей поверхности солнечных батарей,
    I* - минимально допустимое значение тока от солнечных батарей,
    Imax - максимальный ток от солнечных батарей,
    разворачивают транспортный грузовой корабль до совмещения указанной определенной главной центральной оси инерции с направлением, перпендикулярным к плоскости орбиты и составляющим острый угол с направлением на Солнце, и производят закрутку транспортного грузового корабля вокруг этой оси в направлении против орбитального вращения, в течение данной закрутки измеряют ток от солнечных батарей, при достижении измеренным значением тока от солнечных батарей минимально-допустимого значения вновь разворачивают транспортный грузовой корабль до совмещения указанной определенной главной центральной оси инерции с упомянутым направлением, перпендикулярным к плоскости орбиты, и вновь производят закрутку транспортного грузового корабля вокруг этой оси в направлении против орбитального вращения.
RU2013117306/11A 2013-04-17 2013-04-17 Способ управления ориентацией космического транспортного грузового корабля с неподвижными панелями солнечных батарей при проведении работ в условиях вращательного движения RU2539271C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013117306/11A RU2539271C2 (ru) 2013-04-17 2013-04-17 Способ управления ориентацией космического транспортного грузового корабля с неподвижными панелями солнечных батарей при проведении работ в условиях вращательного движения

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013117306/11A RU2539271C2 (ru) 2013-04-17 2013-04-17 Способ управления ориентацией космического транспортного грузового корабля с неподвижными панелями солнечных батарей при проведении работ в условиях вращательного движения

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013117306A RU2013117306A (ru) 2014-10-27
RU2539271C2 true RU2539271C2 (ru) 2015-01-20

Family

ID=53288631

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013117306/11A RU2539271C2 (ru) 2013-04-17 2013-04-17 Способ управления ориентацией космического транспортного грузового корабля с неподвижными панелями солнечных батарей при проведении работ в условиях вращательного движения

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2539271C2 (ru)

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3412955A (en) * 1965-10-26 1968-11-26 Bolkow Gmbh Satellite construction
FR2665418A1 (fr) * 1990-07-31 1992-02-07 Aerospatiale Satellite artificiel stabilise en attitude par autorotation a compensation passive de la pression de radiation solaire.
SU1086680A1 (ru) * 1982-06-14 1994-09-15 В.М. Таран Развертываемая конструкция космического объекта
US6068218A (en) * 1997-05-14 2000-05-30 Hughes Electronics Corporation Agile, spinning spacecraft with sun-steerable solar cell array and method
RU2242408C1 (ru) * 2003-03-24 2004-12-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева" Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата и система для его осуществления
RU2279376C2 (ru) * 2004-06-28 2006-07-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Способ терморегулирования космических аппаратов с солнечными батареями
RU2325312C2 (ru) * 2006-01-26 2008-05-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата и система для его осуществления
RU2457159C2 (ru) * 2010-08-30 2012-07-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы
RU2457158C2 (ru) * 2010-09-22 2012-07-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3412955A (en) * 1965-10-26 1968-11-26 Bolkow Gmbh Satellite construction
SU1086680A1 (ru) * 1982-06-14 1994-09-15 В.М. Таран Развертываемая конструкция космического объекта
FR2665418A1 (fr) * 1990-07-31 1992-02-07 Aerospatiale Satellite artificiel stabilise en attitude par autorotation a compensation passive de la pression de radiation solaire.
US6068218A (en) * 1997-05-14 2000-05-30 Hughes Electronics Corporation Agile, spinning spacecraft with sun-steerable solar cell array and method
RU2242408C1 (ru) * 2003-03-24 2004-12-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева" Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата и система для его осуществления
RU2279376C2 (ru) * 2004-06-28 2006-07-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Способ терморегулирования космических аппаратов с солнечными батареями
RU2325312C2 (ru) * 2006-01-26 2008-05-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата и система для его осуществления
RU2457159C2 (ru) * 2010-08-30 2012-07-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы
RU2457158C2 (ru) * 2010-09-22 2012-07-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка

Also Published As

Publication number Publication date
RU2013117306A (ru) 2014-10-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2539068C2 (ru) Способ управления ориентацией космического транспортного грузового корабля с неподвижными панелями солнечных батарей при проведении работ в условиях вращательного движения
US9643740B2 (en) Gyroless three-axis sun acquisition using sun sensor and unscented kalman filter
EP3243756B1 (en) Orbit control device and satellite
CN110304279B (zh) 一种电推进卫星的质心在轨标定补偿方法
RU2457158C2 (ru) Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка
Cai et al. Deployment and retrieval of a rotating triangular tethered satellite formation near libration points
Matveeva et al. Challenges and perspectives of transport cargo vehicles utilization for performing research in free flight
RU2535979C2 (ru) Система ориентации навигационного спутника
RU2539271C2 (ru) Способ управления ориентацией космического транспортного грузового корабля с неподвижными панелями солнечных батарей при проведении работ в условиях вращательного движения
CN102519454B (zh) 一种日地月导航的月心方向修正方法
Shmyrov et al. The estimation of controllability area in the problem of controllable movement in a neighborhood of collinear libration point
US20070050102A1 (en) Space based navigation system
RU2562904C1 (ru) Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов
RU2539266C2 (ru) Способ управления ориентацией космического транспортного грузового корабля с неподвижными панелями солнечных батарей при проведении работ в условиях вращательного движения
CN114802818A (zh) 晨昏轨道卫星及其对日姿态计算方法、导引方法
Liu et al. Spacecraft Acquisition Maneuvers Using the Position Based Gyroless Control
RU2562903C1 (ru) Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка
RU2053939C1 (ru) Способ определения инерционных параметров космического аппарата с гиросиловыми стабилизаторами в полете
Jian et al. Research on attitude control method of agile satellite based on variable structure control algorithm
RU2764815C1 (ru) Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы
Gong et al. Rotation based analytic range-only initial relative orbit solution for natural periodic motion
RU2325310C2 (ru) Способ управления ориентацией орбитального космического аппарата с инерционными исполнительными органами при зондировании атмосферы земли
RU2590775C2 (ru) Способ управления движением космического аппарата при посадке в заданную область поверхности планеты
Grubin Simple algorithm for intersecting two conical surfaces
RU2793977C1 (ru) Способ астроориентации орбитального космического аппарата (варианты)