RU2555080C2 - Способ и система для устранения насыщения инерционных колес космического аппарата - Google Patents

Способ и система для устранения насыщения инерционных колес космического аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2555080C2
RU2555080C2 RU2009133481/11A RU2009133481A RU2555080C2 RU 2555080 C2 RU2555080 C2 RU 2555080C2 RU 2009133481/11 A RU2009133481/11 A RU 2009133481/11A RU 2009133481 A RU2009133481 A RU 2009133481A RU 2555080 C2 RU2555080 C2 RU 2555080C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
spacecraft
saturation
wheel
axis
wheels
Prior art date
Application number
RU2009133481/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2009133481A (ru
Inventor
Франсуа ГИЙО
Original Assignee
Таль
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 Таль filed Critical Таль
Publication of RU2009133481A publication Critical patent/RU2009133481A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2555080C2 publication Critical patent/RU2555080C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
    • B64G1/283—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using reaction wheels

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА) с помощью гиромаховичных исполнительных органов (ГИО) и, более конкретно, к разгрузке ГИО при их насыщении. При установлении факта насыщения ГИО принимается решение (10) о запуске маневра разгрузки. Разрешение (20) о запуске маневра принимается, когда положение КА на его орбите попадает в допустимую область маневра. Сам маневр (30) осуществляют путем поворота КА на некоторый угол (в частн., переворота КА на 180°) вокруг фиксированной оси наведения (Z). Поворот м.б. выполнен с помощью одного из ГИО. В результате маневра действующие на КА внешние возмущающие моменты меняют свое направление, становясь разгружающими. В дальнейшем описанная процедура м.б. повторена. Техническим результатом группы изобретений является экономия реактивного топлива КА и упрощение системы управления КА при сохранении его требуемой рабочей ориентации (по оси Z). 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 13 ил.

Description

Изобретение касается способа и системы для устранения насыщения инерционных колес космического аппарата. В частности, оно применяется в области спутников или межпланетных зондов, которые, независимо от своей траектории или орбиты, должны сохранять точную ориентацию, называемую пространственным положением, для обеспечения в соответствии с их задачами хорошей ориентации их антенн, солнечных панелей и установленных на борту научных инструментов.
Как правило, пространственным положением, то есть угловой ориентацией космического аппарата, такого как спутник или зонд, на заранее определенной траектории управляют при помощи внутренних приводов, таких как инерционные колеса, позволяющие действовать на космический аппарат внутренним моментом сил и обеспечивать вращение вокруг одной из его осей X, Y, Z, при этом оси X, Y, Z образуют базовую систему координат, связанную с космическим аппаратом. Однако космический аппарат стремится изменить наведение под действием возмущающих моментов сил, создаваемых окружающей средой, такой как солнечное давление, аэродинамические силы трения, электромагнитные моменты, моменты, связанные с гравитационным градиентом. Поэтому необходимо активно управлять угловой ориентацией космического аппарата и обеспечивать стабильность этой ориентации по его трем осям. Управление положением осуществляют постоянно при помощи системы автоматического контроля, содержащей датчики, которые измеряют ориентацию космического аппарата, бортовой вычислитель, который обрабатывает эти измерения и вырабатывает команды, которые исполняются одним или несколькими приводами для уравновешивания отклонений и удержания ориентации в выбранном направлении. Однако, каждый раз, когда колеса создают внутренний момент сил, их скорость повышается и достигает максимальной скорости, называемой скоростью насыщения. При достижении максимальной скорости инерционные колеса уже не могут осуществлять компенсацию отклонений, и в этом случае бортовой вычислитель запускает операцию устранения насыщения колес (на английском языке: wheels unloading).
Как правило, устранение насыщения колес осуществляют, используя внешние дополнительные приводы, прикладывающие к космическому аппарату внешний момент, выбираемый таким образом, чтобы снизить скорость колес, пока они не достигнут своей первоначальной скорости.
Для осуществления устранения насыщения инерционных колес, как известно, используют магнитные балансиры (на английском языке: magneto torquer bar), которые за счет взаимодействия с земным магнитным полем создают магнитный момент для снижения скорости колес. Эти внешние приводы хорошо работают в случае космических аппаратов, находящихся на низкой орбите LEO (на английском языке: Low Earth Orbit) вокруг планеты с магнитосферой, такой как Земля, при высотах, как правило, до 2000 км в случае Земли, так как интенсивность земного магнитного поля является высокой возле планеты, но они работают хуже на более значительных высотах. Кроме того, на экваториальной земной орбите плоскостью орбиты является плоскость земного экватора, и ось магнитного поля почти перпендикулярна к плоскости орбиты. Поскольку вдоль оси магнитного поля нельзя получить магнитный момент, некоторые отклонения спутника невозможно компенсировать при помощи этих приводов.
На большой высоте или на геостационарной орбите GEO (на английском языке: Geosynchronous Earth Orbit), как известно, используют ракетные двигатели малой тяги (на английском языке: thruster) для устранения насыщения инерционных колес. Ракетные двигатели малой тяги позволяют создавать внешний момент за счет выброса реактивных газовых струй. Однако недостатком ракетных двигателей малой тяги является смещение космического аппарата во вращении, а также в поступательном движении, что нарушает орбиту космического аппарата, создает много вибраций и приводит к потерям наведения. Кроме того, поскольку, как правило, ракетные двигатели малой тяги устанавливают на одной из сторон космического аппарата, необходимо поворачивать космический аппарат для правильного ориентирования ракетных двигателей малой тяги во время операции устранения насыщения инерционных колес. Наконец, использование ракетных двигателей малой тяги для устранения насыщения колес приводит к дополнительному расходу топлива, тогда как инерционные колеса питаются электричеством при помощи солнечной энергии, захваченной солнечными панелями, которыми оборудован космический аппарат.
Настоящее изобретение призвано решить эти проблемы и предложить новый способ устранения насыщения инерционных колес космического аппарата, в котором устранение насыщения осуществляется автоматически, не требует дополнительных внешних приводов, позволяет экономить запасы топлива и, таким образом, позволяет упростить и снизить массу и стоимость космического аппарата.
Для этого объектом изобретения является способ устранения насыщения инерционных колес космического аппарата, при этом космический аппарат содержит три оси координат X, Y, Z, при этом ось Z соответствует направлению наведения, и космический аппарат обладает способностью накапливать внутренний кинетический момент в колесах до максимального значения насыщения, отличающийся тем, что он состоит в том, что для устранения насыщения космического аппарата по трем осям X, Y, Z направление накопления кинетического момента в колесах меняют на противоположное путем автоматического переворота космического аппарата вокруг оси Z, при этом направление наведения остается фиксированным.
Предпочтительно способ состоит в том, что:
- выбирают пороговое значение Hs запуска устранения насыщения колес и базисный вектор H → 0
Figure 00000001
 внутреннего кинетического момента,
- периодически измеряют угловую скорость каждого инерционного колеса,
- для каждого измерения скорости вычисляют вектор H → i
Figure 00000002
 внутреннего кинетического момента и из него выводят накопленный кинетический момент Hi, равный отклонению по модулю между вектором H → i
Figure 00000002
 внутреннего кинетического момента и базисным вектором H → 0
Figure 00000003
 внутреннего кинетического момента,
- сравнивают накопленный кинетический момент Hi с пороговым значением Hs,
- когда накопленный кинетический момент Hi больше порогового значения Hs, принимают решение о запуске маневра переворота, обеспечивающего устранение насыщения колес, затем запускают автоматический маневр переворота космического аппарата при вращении на заранее определенный угол вокруг оси Z, при этом направление наведения остается фиксированным.
Факультативно решение о запуске маневра переворота, обеспечивающего устранение насыщения колес, принимают, если Hi возрастает между двумя последовательными измерениями.
Предпочтительно, пороговое значение Hs меньше максимального значения насыщения.
Предпочтительно, угол переворота при вращении равен 180°.
Предпочтительно, маневр переворота при вращении можно производить, когда космический аппарат находится в заранее определенном положении на своей траектории. Например, заранее определенное положение может соответствовать прохождению космического аппарата над земной географической зоной с низкой плотностью населенности или прохождению космического аппарата в зоне ночного времени.
Предпочтительно, маневр переворота при вращении космического аппарата осуществляют при помощи, по меньшей мере, одного инерционного колеса.
Объектом настоящего изобретения является также система устранения насыщения инерционных колес космического аппарата, содержащего, по меньшей мере, одно инерционное колесо, при этом космический аппарат обладает способностью накапливать внутренний кинетический момент в колесе до максимального значения насыщения, отличающаяся тем, что содержит средства для запуска автоматического маневра переворота космического аппарата при вращении на определенный угол вокруг оси Z, соответствующей направлению наведения, при этом направление наведения остается фиксированным, при этом угол выбирают таким образом, чтобы изменить на противоположное направление накопления кинетического момента в колесах.
Предпочтительно, система дополнительно содержит, по меньшей мере, один датчик скорости, установленный на инерционном колесе, средства вычисления внутреннего кинетического момента, накопленного инерционным колесом, соответствующего измеренной скорости, средства сравнения кинетического момента колеса с предварительно выбранным пороговым значением запуска устранения насыщения колес, средства принятия решения о запуске маневра переворота, обеспечивающего устранение насыщения колеса, когда значение кинетического момента колеса больше порогового значения.
Наконец, объектом изобретения является также космический аппарат, содержащий, по меньшей мере, одно инерционное колесо и ось Z, соответствующую направлению наведения, и систему устранения насыщения инерционного колеса.
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве иллюстративного и не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые схематические чертежи, на которых:
фиг.1 - схематичный вид в перспективе примера космического аппарата в соответствии с настоящим изобретением;
фиг.2 - схематичный вид в перспективе примера космического аппарата, выведенного на экваториальную орбиту вокруг планеты, в соответствии с настоящим изобретением;
фиг.3 - схема расположения инерционных колес в космическом аппарате;
фиг.4A и 4B - пример изменения в зависимости от времени возмущающих моментов по осям X, Y, Z и их влияние на кинетический момент, накопленный инерционными колесами во время орбитального периода;
фиг.5A и 5B - две блок-схемы основных этапов способа устранения насыщения инерционных колес космического аппарата в соответствии с настоящим изобретением;
фиг.6A и 6B - пример изменения в зависимости от времени возмущающих моментов по осям X, Y, Z до и после переворота при вращении космического аппарата в соответствии с настоящим изобретением;
фиг.7A и 7B - пример изменения кинетического момента, накопленного колесами, до и после переворота при вращении космического аппарата в соответствии с настоящим изобретением;
фиг.8A и 8B - второй пример применения способа в соответствии с настоящим изобретением для устранения насыщения колес космического аппарата в космическом пространстве.
На фиг.1 показан пример космического аппарата, например, телекоммуникационного спутника, содержащего платформу 1, оборудованную солнечными панелями 2 и полезной нагрузкой, содержащей приемопередающие антенны 3. Космический аппарат содержит три оси X, Y, Z, образующие базовую систему координат космического аппарата. На фиг.1 ось Х может соответствовать направлению полета по заранее определенной траектории, например, такой как орбита вокруг Земли, как показано, например, на фиг.2, ось Y имеет направление север/юг, ось Z рыскания является ортогональной к плоскости, образованной осями Х и Y, и соответствует направлению наведения. Солнечные панели 2 ориентированы в направлении оси Y, и антенны 3 ориентированы по оси Z рыскания, например, в направлении Земли или какой-либо звезды. Космический аппарат содержит, по меньшей мере, три инерционных колеса 4, называемые также реактивными колесами, как показано, например, на фиг.3. Как правило, инерционные колеса интегрированы в корпус спутника, например, в платформу 1. Для создания реактивного момента по трем осям X, Y, Z и обеспечения стабильности угловой ориентации космического аппарата необходимо наличие трех колес. Добавление четвертого колеса является избыточным, и оно используется в случае выхода из строя одного из колес или для того, чтобы предотвращать, чтобы колеса не достигли нулевой скорости, что иногда может создавать возмущения при наведении спутника. Во время маневров, осуществляемых для коррекции отклонения пространственного положения космического аппарата, колеса 4 создают внутренний момент, который может повышать их скорость вращения и, следовательно, увеличивать их накопленный кинетический момент.
Кроме того, маневр при вращении спутника при помощи колес временно отбирает скорость у колес между началом и концом маневра. Чтобы заставить спутник повернуться, колеса заряжаются кинетическим моментом, который, согласно закону сохранения кинетического момента, передается на корпус спутника.
На фиг.4A и 4B, соответственно, показан пример изменения в зависимости от времени возмущающих моментов вдоль осей X, Y, Z и их влияния на кинетический момент, накопленный инерционными колесами 4 во время орбитального периода. В этом примере космическим аппаратом является спутник, выведенный на земную экваториальную орбиту на средней высоте в пределах от 2000 км до 36000 км. На этих высотах основными возмущающими моментами, влияющими на пространственное положение космического аппарата, являются моменты, связанные с солнечным давлением, и моменты, связанные с гравитационным градиентом. Например, на высоте 8000 км моментами, связанными с атмосферным трением, можно пренебречь.
Кроме того, остаточный магнитный момент не имеет никакого влияния на кинетический момент, накапливаемый инерционными колесами, так как он в среднем компенсируется во времени. На этих фигурах показано, что в силу солнечного давления возмущения изменяются вдоль всей орбиты в зависимости от ориентации спутника относительно солнца, и что составляющие внутреннего кинетического момента по осям X, Y, Z увеличились после одного витка на орбите. Кроме того, когда Земля закрывает Солнце по отношению к спутнику, то есть от 14000 секунд до 16000 секунд на показанных кривых, солнечное давление больше не действует, и возмущающие моменты, связанные с гравитационным градиентом, являются практически постоянными. Изменения направления действия внутреннего кинетического момента связаны с обменом кинетического момента между осями спутника в силу его вращения вокруг оси Y (север/юг). Это вращение связано с наведением спутника в направлении Земли.
На фиг.5A и 5B показаны две блок-схемы основных этапов способа устранения насыщения инерционных колес 4 космического аппарата в соответствии с настоящим изобретением. Для лучшего понимания изобретения способ описан на примере космического аппарата на орбите вокруг планеты, такой как Земля, при этом его антенны имеют направление наведения, соответствующее оси Z рыскания.
На первом этапе 10 принимается решение о запуске маневра с целью устранения насыщения инерционных колес на основании измерений 11 угловых скоростей каждого инерционного колеса, при этом измерения осуществляют периодически. На этом этапе ось Z рыскания удерживается фиксированной. Во время первой итерации i=1 на предварительном этапе 8 выбирают пороговое значение Hs запуска устранения насыщения колес и базисный вектор H → 0
Figure 00000003
 внутреннего кинетического момента. H → 0
Figure 00000003
 является трехмерным вектором и представляет собой искомое значение для внутреннего кинетического момента. В зависимости от применения вектор H → 0
Figure 00000003
 может быть нулевым или не равным нулю.
Если космическим аппаратом является спутник на орбите вокруг планеты, измерения скорости можно производить, например, на каждом витке орбиты.
В этом случае на каждом витке орбиты датчики скорости, установленные на каждом инерционном колесе, измеряют угловую скорость Ω колес. Данные измерения угловых скоростей Ω передаются на бортовой вычислитель, который на основании измерений скорости Ω при каждой итерации i вычисляет вектор H → i
Figure 00000002
 внутреннего кинетического момента и выводит из него накопленный кинетический момент Hi, равный отклонению по модулю между вектором H → i
Figure 00000002
 внутреннего кинетического момента и базисным вектором H → 0
Figure 00000003
 . Предпочтительно, для так называемого устранения насыщения по всем трем осям спутника накопленный кинетический момент Hi получают путем вычисления нормы второго порядка разности между вектором H → i
Figure 00000002
 внутреннего кинетического момента и базисным вектором H → 0
Figure 00000003
 или - для частичного устранения насыщения только по одной оси единичного вектора u →
Figure 00000004
 - путем вычисления скалярного произведения разности между вектором H → i
Figure 00000002
 внутреннего кинетического момента и базисным вектором H → 0
Figure 00000003
 и единичного вектора: ( H → i − H → 0 ) ⋅ u →
Figure 00000005
 . Например, для устранения насыщения оси Y с нулевым базисным вектором H → 0
Figure 00000003
 накопленный кинетический момент Hi равен составляющей Hy,i по оси Y вектора H → i
Figure 00000002
 внутреннего кинетического момента.
Базисный вектор H → 0
Figure 00000003
 кинетического момента является параметром, трехмерным вектором. Трехмерный вектор H → i
Figure 00000002
 внутреннего кинетического момента вычисляют в виде векторной суммы кинетических моментов колес. Кинетический момент каждого колеса получают, умножив угловую скорость колеса на момент инерции колеса относительно оси вращении. Момент инерции I колеса является характеристикой, присущей колесу. Если все колеса являются идентичными, они характеризуются одинаковыми моментами инерции. Вектор скорости является n-мерным вектором, при этом n является числом колес.
Решение о запуске маневра для устранения насыщения колес принимает бортовой вычислитель следующим образом. Он сравнивает значение Hi накопленного кинетического момента, по меньшей мере, по одной оси с пороговым значением Hs запуска устранения насыщения. В этом случае осуществляют тест 13, чтобы определить, является ли значение Hi больше порогового значения Hs. Факультативно можно также произвести второй тест 14, чтобы определить, является ли накопленный кинетический момент Hi возрастающим Hi>Hi-1. Если тест 13 и, в случае необходимости, тест 14 дают положительный результат, принимается решение о запуске маневра переворота для обеспечения устранения насыщения колес. Если результат теста 13 и, в случае необходимости, теста 14 является отрицательным, производят инкрементацию способа для следующей итерации с новым измерением угловой скорости инерционных колес. Пороговое значение Hs является значением, заранее определенным в зависимости от допустимого диапазона изменения внутреннего кинетического момента. Выбор порогового значения зависит от максимальной способности инерционных колес накапливать кинетический момент, от ориентации колес в космическом аппарате, от требуемого среднего внутреннего кинетического момента на уровне спутника, от пределов изменения кинетического момента, например, связанных с маневрами и с управлением пространственным положением космического аппарата, и является результатом компромисса, который состоит в том, чтобы не производить устранение насыщения слишком часто, но запускать его при этом достаточно заблаговременно, чтобы колеса не достигали своего значения насыщения.
Второй этап 20 является факультативным. Он состоит в разрешении запуска маневра для устранения насыщения колес, когда положение космического аппарата на его орбите приходит в допустимый диапазон маневра. Согласно изобретению маневр для устранения насыщения колес состоит в осуществлении переворота при вращении (на английском языке: yaw flip) космического аппарата на заранее определенный угол вокруг оси Z рыскания, при этом ось Z рыскания остается фиксированной.
Этот переворот вокруг оси Z или вокруг оси, близкой к оси Z, позволяет устранить насыщение колес в трех направлениях пространства. В частности, переворот вокруг оси Z позволяет полностью решить первоначальную проблему устранения насыщения оси Y, соответствующей направлению север/юг, параллельному земному магнитному полю. Однако может оставаться определенный остаточный кинетический момент, который потенциально может со временем увеличиваться. Предпочтительно, для устранения этого остаточного кинетического момента систему устранения насыщения колес в соответствии с настоящим изобретением можно дополнить дополнительной системой устранения насыщения, например, магнитной системой устранения насыщения. Когда космический аппарат находится на орбите вокруг планеты, угол переворота при вращение предпочтительно равен или приблизительно равен 180°, что соответствует развороту космического аппарата таким образом, чтобы моменты, прикладываемые паразитными полями на космический аппарат до и после переворота при вращении, имели противоположные направления, и чтобы их влияние постепенно уравновешивалось, как показано на фиг.6A и 6B. Таким образом, этот переворот при вращении позволяет снизить угловую скорость инерционных колес вплоть для ее первоначального значения, и кинетический момент, накопленный колесами на уровне космического аппарата до переворота при вращении космического аппарата, постепенно компенсируется после переворота при вращении, как показано на фиг.7A и 7B. На фиг.7A, соответственно 7B, показано накопление кинетического момента колесами по 3 осям спутника во время орбитального периода, и это накопление происходит в результате действия возмущающих моментов, показанных на фиг.6A, соответственно 6B, до и соответственно после переворота на 180° вокруг оси Z спутника. За время 16000 секунд, соответствующее орбитальному периоду, составляющие внутреннего кинетического момента, показанные на фиг.7A, становятся противоположными и равными по модулю составляющим, показанным на фиг.7B.
Однако во время переворота космического аппарата возникает опасность нарушения наведения антенн и ухудшения качества передачи данных. Если космический аппарат является спутником на земной орбите, например, таким как телекоммуникационный спутник, ухудшение скорости передачи данных может иметь значительные последствия. Чтобы ограничить эти последствия, предпочтительно переворот при вращении космического аппарата разрешается, когда положение космического аппарата на его орбите соответствует зоне над малонаселенной географической зоной или приходится на ночное время, когда потребность в связи снижается. В этом случае ось Z рыскания космического аппарата остается неподвижной, и космический аппарат продолжает двигаться по своей орбите в ожидании перехода в допустимый диапазон маневра. Когда космический аппарат приходит в допустимый диапазон, вычислитель подает команду на переворот при вращении космического аппарата.
Третий этап 30 относится к осуществлению маневра переворота при вращении. Ось Z рыскания космического аппарата остается неподвижной и направлена в сторону Земли, тогда как космический аппарат поворачивается вокруг оси Z рыскания или вокруг оси, близкой к оси рыскания, на заранее определенный угол, предпочтительно равный 180° или близкий к 180°, вплоть до завершения маневра. Предпочтительно, маневр переворота при вращении происходит за счет инерционных колес и не требует дополнительных приводов. Во время маневра переворота при вращении внутренний кинетический момент в колесах изменяется за счет изменения скоростей колес, но общий кинетический момент комплекса, образованного спутником и колесами, остается постоянным в инерциальной системе координат, и происходит только обмен кинетического момента между колесами. Внутренний кинетический момент в колесах, выраженный в инерциальной системе координат, является практически одинаковым до и после маневра переворота.
После завершения маневра переворота при вращении способ в соответствии с настоящим изобретением возвращается на этап 10 для возобновления нового цикла отслеживания угловой скорости инерционных колес космического аппарата и, в случае необходимости, маневров устранения насыщения. Автоматический разворот спутника во время каждого маневра устранения насыщения позволяет возмущающим внешним моментам, таким как солнечное давление и гравитационный градиент, менять среднюю скорость инерционных колес в первом направлении, затем во втором направлении, противоположном первому направлению, за счет чего скорость инерционных колес остается ниже порога насыщения.
На фиг.8A и 8B показан второй пример применения способа устранения насыщения колес для космического аппарата, находящегося в каком-либо месте космического пространства, например, спутника при инерциальном наведении. Спутник может быть наведен, например, на звезду из зоны пространства, находящейся в точке Лагранжа L2. Спутник имеет центр тяжести G и точку Р, соответствующую центру приложения солнечного давления, и содержит платформу 1 и солнечную панель 2. Продольной осью солнечной панели является, например, ось Y, осью наведения является ось Z, и ось Х является ортогональной к плоскости YZ. Поскольку спутник, на который действует солнечное давление, содержит только одну солнечную панель, при этом центр приложения солнечного давления смещен относительно центра тяжести, он оказывается неуравновешенным и накапливает большой кинетический момент в колесах вдоль оси Δ, соответствующей оси солнечного момента. Для устранения насыщения колес способ в соответствии с настоящим изобретением состоит в перевороте спутника вокруг оси наведения Z и изменении на противоположное направления накапливания кинетического момента в колесах. Предпочтительно, угол переворота равен 180°. После переворота кинетический момент накапливается вдоль оси Δ', которая немного отличается от оси Δ в силу смещения центра приложения солнечного давления относительно центра тяжести спутника. Если ось Δ совпадает с осью Δ', происходит полное устранение насыщения по трем осям X, Y, Z. Если между двумя осями Δ и Δ' имеется смещение, как показано на фиг.8B, устранение насыщения происходит не полностью по трем осям X, Y, Z, и остается остаточный кинетический момент в плоскости, образованной осями Δ и Δ', в основном вдоль оси Y в данном примере. В этом случае, хотя остаточный кинетический момент является незначительным по сравнению с накоплением вдоль средней оси, являющейся биссектрисой между Δ и Δ', предпочтительно добавляют дополнительную систему устранения насыщения, например, типа ракетного двигателя малой тяги.
Описание настоящего изобретения представлено для частного примера выполнения и, разумеется, ни в коем случае им не ограничивается, и может охватывать все технические эквиваленты описанных средств, а также их комбинации, если они не выходят за рамки изобретения.

Claims (11)

1. Способ устранения насыщения инерционных колес космического аппарата, при этом космический аппарат содержит три оси координат X, Υ, Z, при этом ось Ζ наведена в заранее определенном фиксированном направлении и каждое колесо космического аппарата обладает способностью накапливать кинетический момент до максимального значения насыщения, соответствующего максимальной угловой скорости, отличающийся тем, что он состоит в том, что, когда накопленный кинетический момент превышает пороговое значение, автоматически осуществляют переворот космического аппарата при вращении вокруг оси Ζ, при этом ось Ζ остается фиксированной, для снижения угловой скорости инерционных колес и снижения кинетического момента, накопленного колесами.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что он состоит в том, что:
- выбирают пороговое значение Hs запуска устранения насыщения колес,
- периодически измеряют угловую скорость каждого инерционного колеса,
- для каждого измерения скорости вычисляют вектор
Figure 00000006
внутреннего кинетического момента и из него выводят накопленный кинетический момент Hi, равный модулю вектора
Figure 00000006
внутреннего кинетического момента,
- сравнивают накопленный кинетический момент Hi с пороговым значением Hs,
- когда накопленный кинетический момент Hi больше порогового значения Hs, принимают решение (10) на запуск маневра переворота, обеспечивающего устранение насыщения колес, затем запускают автоматический маневр (30) переворота космического аппарата при вращении на заранее определенный угол вокруг оси Z, при этом направление оси Ζ остается фиксированным.
3. Способ по п. 2, отличающийся тем, что решение (10) о запуске маневра переворота принимают, если Hi возрастает между двумя последовательными измерениями.
4. Способ по п. 2, отличающийся тем, что пороговое значение Hs меньше максимального значения насыщения инерционных колес.
5. Способ по одному из пп. 1 или 2, отличающийся тем, что он заключается в том, что осуществляют переворот космического аппарата на угол, равный 180°, вокруг оси Z.
6. Способ по п. 2, отличающийся тем, что запуск маневра (30) переворота при вращении разрешают на предварительном этапе разрешения маневра переворота, обеспечивающего устранение насыщения (20), когда космический аппарат находится в заранее определенном положении на траектории.
7. Способ по п. 6, отличающийся тем, что заранее определенное положение соответствует прохождению космического аппарата над земной географической зоной с низкой плотностью населения или прохождению космического аппарата в зоне ночного времени.
8. Способ по п. 6, отличающийся тем, что маневр переворота (30) при вращении космического аппарата осуществляют при помощи, по меньшей мере, одного инерционного колеса.
9. Система устранения насыщения инерционных колес космического аппарата, содержащего три оси координат Χ, Υ, Z, при этом ось Ζ наведена в заранее определенном фиксированном направлении, по меньшей мере, одно инерционное колесо, при этом космический аппарат обладает способностью накапливать внутренний кинетический момент в колесе до максимального значения насыщения, отличающаяся тем, что содержит средства для запуска автоматического маневра переворота космического аппарата при вращении на заранее определенный угол вокруг оси Z, когда накопленный кинетический момент превышает пороговое значение, при этом направление оси Ζ остается фиксированным, при этом угол выбирают таким образом, чтобы снизить угловую скорость колеса.
10. Система устранения насыщения по п. 9, отличающаяся тем, что дополнительно содержит, по меньшей мере, один датчик скорости, установленный на инерционном колесе, средства вычисления кинетического момента Hi, накопленного инерционным колесом, соответствующего измеренной скорости, средства сравнения кинетического момента, накопленного колесом, с предварительно выбранным пороговым значением Hs запуска устранения насыщения колеса, средства принятия решения о запуске маневра переворота космического аппарата, когда значение кинетического момента, накопленного колесом, больше порогового значения.
11. Космический аппарат, содержащий, по меньшей мере, одно инерционное колесо и ось Z, наведенную в заранее определенном фиксированном направлении, отличающийся тем, что содержит систему устранения насыщения инерционного колеса по п. 9.
RU2009133481/11A 2008-10-31 2009-09-07 Способ и система для устранения насыщения инерционных колес космического аппарата RU2555080C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0806076A FR2937954B1 (fr) 2008-10-31 2008-10-31 Procede et systeme de desaturation des roues d'inertie d'un engin spatial
FR0806076 2008-10-31

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2009133481A RU2009133481A (ru) 2011-03-20
RU2555080C2 true RU2555080C2 (ru) 2015-07-10

Family

ID=40673545

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009133481/11A RU2555080C2 (ru) 2008-10-31 2009-09-07 Способ и система для устранения насыщения инерционных колес космического аппарата

Country Status (6)

Country Link
US (1) US8798816B1 (ru)
EP (1) EP2181923B1 (ru)
JP (1) JP5834350B2 (ru)
CN (1) CN101723095B (ru)
FR (1) FR2937954B1 (ru)
RU (1) RU2555080C2 (ru)

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103112604B (zh) * 2013-01-30 2013-11-20 北京控制工程研究所 一种卫星轨道控制方法
CN103274058B (zh) * 2013-05-30 2015-05-27 北京控制工程研究所 一种冗余飞轮组角动量自主管理方法
FR3010053B1 (fr) * 2013-08-30 2016-10-21 Thales Sa Procede et dispositif de propulsion electrique de satellite
USD748037S1 (en) * 2013-12-22 2016-01-26 Andrew Simon Filo Self-propelled and spin stabilized fempto satellite with a dual asymmetrical bifurcated dipole antennae kicker
FR3026858B1 (fr) * 2014-10-02 2016-12-09 Airbus Defence & Space Sas Procede de controle d'attitude d'un satellite en mode survie, satellite adapte et procede de commande a distance d'un tel satellite
US10005568B2 (en) 2015-11-13 2018-06-26 The Boeing Company Energy efficient satellite maneuvering
US10625882B2 (en) * 2017-03-06 2020-04-21 Effective Space Solutions Ltd. Service satellite for providing in-orbit services using variable thruster control
USD925433S1 (en) * 2018-02-11 2021-07-20 Andrew Simon Filo Fempto satellite
KR101988186B1 (ko) * 2018-12-27 2019-06-11 세종대학교산학협력단 Mems 관성 센서 장치
CN109596129B (zh) * 2019-01-31 2020-07-14 北京空间飞行器总体设计部 一种适用于惯性空间区域观测的卫星观测覆盖实现方法
US11124320B2 (en) * 2019-02-12 2021-09-21 Canadian Space Agency Spacecraft control using residual dipole
US11174047B2 (en) 2019-05-29 2021-11-16 The Boeing Company Spacecraft control system for determining reaction torque
US11338944B2 (en) 2019-05-29 2022-05-24 GM Global Technology Operations LLC Control system for executing a safing mode sequence in a spacecraft
US11273933B2 (en) * 2019-05-29 2022-03-15 The Boeing Company Spacecraft attitude control strategy for reducing disturbance torques
CN111498150B (zh) * 2020-03-27 2021-10-15 中国科学院西安光学精密机械研究所 一种星载大惯量旋转载荷角动量和力矩补偿方法及系统
CN112572835B (zh) * 2020-12-15 2022-07-05 长光卫星技术股份有限公司 一种具有姿态切换的卫星在轨角动量管理及控制方法
KR102464558B1 (ko) * 2020-12-31 2022-11-09 한국항공우주연구원 인공위성의 자세 기동을 통한 반작용 휠의 모멘텀 덤핑을 수행하는 인공위성 및 인공위성의 반작용 휠 모멘텀 덤핑 방법
CN116280274B (zh) * 2023-04-27 2023-10-27 中国人民解放军32039部队 一种geo卫星角动量自动管理的控制方法与装置

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6089508A (en) * 1998-03-02 2000-07-18 Hughes Electronics Corporation Autonomous spacecraft safing with reaction wheels
RU2207969C2 (ru) * 2001-05-08 2003-07-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями
EP1064591B1 (en) * 1998-03-16 2003-09-10 Honeywell Inc. Continuous spacecraft attitude control that avoids cmg array singularities
SU1839928A1 (ru) * 1980-03-07 2006-06-20 Государственное научно-производственное предприятие "Полюс" Электромеханический исполнительный орган системы ориентации и стабилизации космического аппарата
US20080035797A1 (en) * 2003-11-04 2008-02-14 Eads Astrium Sas Method of Controlling the Attitude of Satellites, Particularly Agile Satellites with a Reduced Number of Gyrodynes

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4010921A (en) * 1975-08-20 1977-03-08 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Spacecraft closed loop three-axis momentum unloading system
JPS608198A (ja) * 1983-06-25 1985-01-17 株式会社東芝 人工衛星の姿勢制御装置
FR2655167B1 (fr) * 1989-11-29 1992-04-03 Aerospatiale Procede de controle d'attitude en roulis et en lacet d'un satellite.
FR2669887B1 (fr) * 1990-11-30 1995-06-02 Aerospatiale Procede de controle d'attitude en tangage d'un satellite grace a la pression de radiation solaire et satellite adapte a sa mise en óoeuvre.
US5349532A (en) * 1992-04-28 1994-09-20 Space Systems/Loral Spacecraft attitude control and momentum unloading using gimballed and throttled thrusters
US5354016A (en) * 1992-07-30 1994-10-11 General Electric Co. Pivoted wheel roll control with automatic offset
US5667171A (en) * 1995-04-28 1997-09-16 Hughes Aircraft Company Satellite spin axis stabilization using a single degree of freedom transverse momentum storage device
US5655735A (en) * 1995-07-03 1997-08-12 Space Systems Loral, Inc. Post transition momentum management
JPH10167197A (ja) * 1996-12-10 1998-06-23 Toyoji Baba ホイールによる３軸衛星の姿勢制御及びホイールのアンローディング並びにスピン衛星の姿勢復元装置
US6154692A (en) * 1997-10-01 2000-11-28 Space Systems/Loral, Inc. Spacecraft yaw pointing for inclined orbits
US6032904A (en) * 1998-02-23 2000-03-07 Space Systems/Loral, Inc. Multiple usage thruster mounting configuration
US6296207B1 (en) * 1999-01-27 2001-10-02 Space Systems/Loral, Inc. Combined stationkeeping and momentum management
JP3880405B2 (ja) * 2002-01-21 2007-02-14 日本電気航空宇宙システム株式会社 人工衛星の相対６自由度制御方式
US6523785B1 (en) * 2002-07-02 2003-02-25 Michael Ross Hennigan Reaction wheel desaturation apparatus

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1839928A1 (ru) * 1980-03-07 2006-06-20 Государственное научно-производственное предприятие "Полюс" Электромеханический исполнительный орган системы ориентации и стабилизации космического аппарата
US6089508A (en) * 1998-03-02 2000-07-18 Hughes Electronics Corporation Autonomous spacecraft safing with reaction wheels
EP1064591B1 (en) * 1998-03-16 2003-09-10 Honeywell Inc. Continuous spacecraft attitude control that avoids cmg array singularities
RU2207969C2 (ru) * 2001-05-08 2003-07-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями
US20080035797A1 (en) * 2003-11-04 2008-02-14 Eads Astrium Sas Method of Controlling the Attitude of Satellites, Particularly Agile Satellites with a Reduced Number of Gyrodynes

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Б.В.РАУШЕНБАХ, Е.Н.ТОКАРЬ. Управление ориентацией космических аппаратов. "Наука". М. 1974, с.120-128; 513, 520. Л.И. КАРГУ. Системы угловой стабилизации космических аппаратов. М. Машиностроение. 1980, с.102-112. *

Also Published As

Publication number Publication date
JP5834350B2 (ja) 2015-12-16
CN101723095B (zh) 2014-02-26
US8798816B1 (en) 2014-08-05
JP2010105659A (ja) 2010-05-13
RU2009133481A (ru) 2011-03-20
EP2181923A1 (fr) 2010-05-05
US20140209750A1 (en) 2014-07-31
CN101723095A (zh) 2010-06-09
FR2937954B1 (fr) 2011-07-29
FR2937954A1 (fr) 2010-05-07
EP2181923B1 (fr) 2014-01-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2555080C2 (ru) Способ и система для устранения насыщения инерционных колес космического аппарата
Bonin et al. CanX–4 and CanX–5 precision formation flight: Mission accomplished!
RU2737644C2 (ru) Энергоэффективное маневрирование спутника
AU639504B2 (en) Satellite roll and yaw attitude control method
US5692707A (en) Universal spacecraft attitude steering control system
US10046869B2 (en) Inertial sensing augmentation for navigation of spacecraft
Starin et al. Attitude determination and control systems
US6990396B2 (en) Method and apparatus for reaction wheel dynamic compensation in long-duration deployment of a large reflector
EP1428755B1 (en) Method and apparatus for solar tacking momentum maintenance in long-duration deployment of a large reflector
Lee et al. Preliminary design of the guidance, navigation, and control system of the Altair Lunar lander
Newman Drift recovery and station keeping results for the historic canx-4/canx-5 formation flying mission
Wie et al. Attitude and orbit control systems
Hao et al. A practical rapid attitude maneuver control system using control moment gyros for microsatellite tsubame
Steyn Stability, Pointing, and Orientation
Mandy et al. Implementation of satellite formation flight algorithms using SPHERES aboard the international space station
Jang et al. Development and Verification of LQG based Attitude Determination and Control Algorithm of Cube-satellite “SNUGLITE” using GPS and Multiple Sensors
Heaton et al. Lessons for Interstellar Travel from the G&C Design of the NEA Scout Solar Sail Mission
Kuzbari Mora Ballbot-Inspired orbital refueling depot and fluid-slosh effects on Spacecraft attitude dynamics
Kasiri et al. Nonlinear adaptive pose motion control of a servicer spacecraft in approximation with an accelerated tumbling target
Mohan et al. Formation control and reconfiguration through synthetic imaging formation flying testbed (SIFFT)
de Weck Attitude determination and control (adcs)
Murakami et al. First flight result of attitude determination for 50kg class micro satellite SDS-4
Cangahuala Interplanetary navigation overview
Steyn et al. I‐2c: Attitude Control and Determination
Hao et al. A reasonable and robust attitude determination and control system for nano satellite TSUBAME