RU2581281C2 - Способ управления ориентацией космического аппарата при проведении экспериментов с научной аппаратурой по изучению конвекции - Google Patents
Способ управления ориентацией космического аппарата при проведении экспериментов с научной аппаратурой по изучению конвекции Download PDFInfo
- Publication number
- RU2581281C2 RU2581281C2 RU2014112742/11A RU2014112742A RU2581281C2 RU 2581281 C2 RU2581281 C2 RU 2581281C2 RU 2014112742/11 A RU2014112742/11 A RU 2014112742/11A RU 2014112742 A RU2014112742 A RU 2014112742A RU 2581281 C2 RU2581281 C2 RU 2581281C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- convection
- study
- scientific equipment
- orientation
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА). Способ включает закрутку КА, измерение расстояния от научной аппаратуры КА по изучению конвекции до оси закрутки, измерение и фиксацию температуры в этой аппаратуре, а также угловой скорости КА. При этом скорость закрутки КА изменяют с учетом взаимообусловленных изменений указанных измеряемых параметров. Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности изучения влияния уровня микроускорений на процесс конвекции при управлении ориентацией КА.
Description
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления ориентацией космического аппарата (КА) при выполнении экспериментов и исследований.
Известен способ управления ориентацией КА, включающий выставку осей аппарата и поддержание углового положения с помощью двигателей ориентации [1] Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. «Управление космическими летательными аппаратами», М.: Машиностроение, 1974.
Однако для использования данного способа необходимо расходовать рабочее тело, что приводит, кроме того, к загрязнению оптических поверхностей КА и вызывает микроускорения на борту КА.
Наиболее близким к предлагаемому, прототипом, является способ, включающий закрутку КА вокруг оси КА, соответствующей минимальному или максимальному моменту инерции [2] Беляев М.Ю. «Научные эксперименты на космических кораблях и орбитальных станциях», М.: Машиностроение, 1984.
Данный способ используется для КА, имеющих вытянутую форму, т.е. когда момент инерции относительно продольной оси значительно (в 7 и более раз) меньше максимального момента инерции относительно поперечной оси.
В этом случае обеспечивается ориентация оси КА, вокруг которой осуществляется закрутка и не требуется для ее поддержания расхода рабочего тела и, следовательно, при этом не загрязняются оптические поверхности КА и не возникают ускорения из-за работы двигателей управления ориентацией.
Однако при проведении экспериментов с научной аппаратурой (НА) по изучению конвекции данный способ управления ориентацией не всегда может быть использован. Это связано с тем, что при изучении конвекции возникает задача по исследованию влияния микроперегрузок на процесс конвекции. Выполняемая же закрутка КА не обеспечивает изменения уровня микроперегрузок на КА.
Техническим результатом предлагаемого способа является обеспечение возможности изучения влияния уровня микроускорений на процесс конвекции при управлении ориентацией КА в процессе выполнения экспериментов.
Технический результат достигается тем, что в способе управления ориентацией космического аппарата при проведении экспериментов с научной аппаратурой по изучению конвекции, включающем закрутку космического аппарата, в отличие от известного измеряют расстояние от научной аппаратуры до оси закрутки, в процессе закрутки космического аппарата измеряют и фиксируют температуру в научной аппаратуре по изучению конвекции и угловую скорость космического аппарата, и изменяют скорость закрутки космического аппарата с учетом изменения измеряемых параметров.
Запишем уравнения вращательного движения КА.
КА считается твердым телом. Для записи уравнений движения корабля относительно центра масс и соотношений, используемых при обработке данных измерений, вводятся три правые декартовы системы координат. Строительная система Oy1y2y3 жестко связана с корпусом КА. Точка О - центр масс КА (корабль «Прогресс»), ось Oy1 параллельна его продольной оси и направлена от стыковочного узла к агрегатному отсеку, ось Oy2 перпендикулярна плоскости солнечных батарей (СБ). В этой системе интерпретируются данные измерений угловой скорости. Светочувствительная сторона СБ обращена к полупространству y2>0. Система Ox1x2x3 образована главными центральными осями инерции КА. Оси Oxi составляют малые углы с осями Oyi (i=1, 2, 3). Система CY1Y2Y3 близка второй геоэкваториальной системе координат эпохи даты. Ее начало находится в центре масс Земли, плоскость CY1Y2 совпадает с плоскостью экватора, ось CY3 направлена в северный полюс мира, ось CY1 направлена приблизительно в точку весеннего равноденствия - повернута от плоскости гринвичского меридиана на среднее звездное время против вращения Земли. В системе CY1Y2Y3 задаются двухстрочные элементы NORAD, которые использованы для задания орбитального движения КА. Эту систему CY1Y2Y3 считаем инерциальной.
Положение системы Ox1x2x3 относительно системы Oy1y2y3 будем задавать углами γ, α и β, которые введем посредством следующего условия. Система Oy1y2y3 может быть переведена в систему Ox1x2x3 тремя последовательными поворотами: 1) на угол α вокруг оси Oy2, 2) на угол β вокруг новой оси Oy3, 3) на угол γ вокруг новой оси Oy1, совпадающей с осью Ox1. Матрицу перехода от системы Ox1x2x3 к системе Oy1y2y3 обозначим
, где a ij - косинус угла между осями Oyi и Oxj. Элементы этой матрицы выражаются через введенные углы с помощью формул
Матрицу перехода от системы Ox1x2x3 к системе CY1Y2Y3 обозначим
. Здесь bij - косинус угла между осями CYi и Oxj. Элементы этой матрицы параметризуем углами γb, δb и βb. Соответствующие формулы для bij получаются из приведенных формул для a ij подстановкой γ=γb, α=δb+π/2 и β=βb.
Уравнения движения КА относительно центра масс образованы динамическими уравнениями Эйлера для компонент ωi угловой скорости КА в системе Ox1x2x3 и кинематическими уравнениями Пуассона для первой и второй строк матрицы
. В уравнениях Эйлера учитываются действующие на КА гравитационный и восстанавливающий аэродинамический моменты. Эта подсистема имеет вид
Здесь xi и νi - компоненты в системе Ox1x2x3 геоцентрического радиус-вектора точки O и скорости этой точки относительно поверхности Земли, pi - параметры аэродинамического момента, Ji - моменты инерции спутника относительно осей Oxi, µe - гравитационный параметр Земли, ρa - плотность атмосферы в точке O (рассчитывается согласно модели ГОСТ Р 25645.166-2004), E - масштабирующий множитель.
При численном интегрировании уравнений (1) единицами измерения времени и длины служат 1000 с и 1000 км, единицы измерения других величин: [νi]=км/с, [ωi]=10-3 с-1, [pi]=см/кг, [pa]=кг/м3, E=1010. Третья строка матрицы
вычисляется как векторное произведение ее первой и второй строк. Значения величии b1i, b2i в начальной точке интегрирования параметризуются углами γb, δb и βb. Величины xi, νi задаются формулами
где
координаты
,
,
, Yk и скорости
центра масс КА в системе CY1Y2Y3 вычисляются в функции времени с помощью модели SGP4 по подходящему набору двухстрочных элементов, ωe - угловая скорость вращения Земли.
Параметры µ, µ′ в уравнениях (1), а также углы γ, α, β можно считать заданными: их проектные значения µ=0.14, µ′=0.87, γ=α=β=0. Однако ниже эти величины и параметры pi определяются из обработки данных измерений наряду с неизвестными начальными условиями движения КА, т.е. служат параметрами согласования.
Полученные уравнения (1) позволяют оценить вращательные движения КА при различных начальных условиях и иллюстрируют сформулированные понятия и положения.
В настоящее время технически проработана реализуемость предложенного способа на грузовом корабле «Прогресс» при проведении экспериментов с гравитационно-чувствительной аппаратурой. Для закрутки КА вокруг оси, соответствующей максимальному или минимальному моменту инерции, могут использоваться штатные средства системы управления корабля «Прогресс» - штатные датчики угловой скорости (ДУС), система управления ориентацией корабля «Прогресс», двигатели ориентации. Научная аппаратура для изучения конвекции «Дакон-П» в настоящее время создается. Для измерения и фиксации температуры в НА «Дакон-П» будут использоваться датчики температуры, телеметрическая система и БЦВМ ТГК «Прогресс». Для изменения скорости закрутки космического аппарата на орбите могут использоваться штатные средства системы управления ориентацией корабля «Прогресс». Для измерения угловой скорости КА могут использоваться штатные бортовые датчики и вычислительные устройства.
Предлагаемый способ позволяет использовать космические аппараты при выполнении экспериментов с научной аппаратурой по изучению конвекции и обеспечивать возможность исследования влияния микроперегрузок на процесс протекания конвекции.
Список литературы
1. Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. «Управление космическими летательными аппаратами», М.: Машиностроение, 1974.
2. Беляев М.Ю. «Научные эксперименты на космических кораблях и орбитальных станциях», М.: Машиностроение, 1984.
3. Белецкий В.В. Движение искусственного спутника относительно центра масс. М., Наука, 1965.
Claims (1)
- Способ управления ориентацией космического аппарата при проведении экспериментов с научной аппаратурой по изучению конвекции, включающий закрутку космического аппарата, отличающийся тем, что измеряют расстояние от научной аппаратуры до оси закрутки, в процессе закрутки космического аппарата измеряют и фиксируют температуру в научной аппаратуре по изучению конвекции и угловую скорость космического аппарата, и изменяют скорость закрутки космического аппарата с учетом изменения измеряемых параметров.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014112742/11A RU2581281C2 (ru) | 2014-04-01 | 2014-04-01 | Способ управления ориентацией космического аппарата при проведении экспериментов с научной аппаратурой по изучению конвекции |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014112742/11A RU2581281C2 (ru) | 2014-04-01 | 2014-04-01 | Способ управления ориентацией космического аппарата при проведении экспериментов с научной аппаратурой по изучению конвекции |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2014112742A RU2014112742A (ru) | 2015-10-10 |
RU2581281C2 true RU2581281C2 (ru) | 2016-04-20 |
Family
ID=54289372
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014112742/11A RU2581281C2 (ru) | 2014-04-01 | 2014-04-01 | Способ управления ориентацией космического аппарата при проведении экспериментов с научной аппаратурой по изучению конвекции |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2581281C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2691536C1 (ru) * | 2018-02-13 | 2019-06-14 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ определения трехосной ориентации космического аппарата |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5163640A (en) * | 1990-12-14 | 1992-11-17 | Hughes Aircraft Company | Active spin axis control for spinning space vehicles |
US5638303A (en) * | 1995-06-28 | 1997-06-10 | Mcdonnell Douglas Corporation | Non-contacting isolated stabilized microgravity platform system |
RU2128607C1 (ru) * | 1995-09-19 | 1999-04-10 | Государственный ракетный центр "КБ. имени академика В.П.Макеева" | Способ трехосной гравитационной ориентации космического аппарата на орбите спутника земли |
US6231011B1 (en) * | 1998-11-02 | 2001-05-15 | University Of Houston System | Satellite angular momentum control system using magnet-superconductor flywheels |
US7159824B2 (en) * | 2003-09-04 | 2007-01-09 | Analex Corporation | Device and method for on-orbit calibration verification of an infrared sensor |
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 |
-
2014
- 2014-04-01 RU RU2014112742/11A patent/RU2581281C2/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5163640A (en) * | 1990-12-14 | 1992-11-17 | Hughes Aircraft Company | Active spin axis control for spinning space vehicles |
US5638303A (en) * | 1995-06-28 | 1997-06-10 | Mcdonnell Douglas Corporation | Non-contacting isolated stabilized microgravity platform system |
RU2128607C1 (ru) * | 1995-09-19 | 1999-04-10 | Государственный ракетный центр "КБ. имени академика В.П.Макеева" | Способ трехосной гравитационной ориентации космического аппарата на орбите спутника земли |
US6231011B1 (en) * | 1998-11-02 | 2001-05-15 | University Of Houston System | Satellite angular momentum control system using magnet-superconductor flywheels |
US7159824B2 (en) * | 2003-09-04 | 2007-01-09 | Analex Corporation | Device and method for on-orbit calibration verification of an infrared sensor |
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 |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2691536C1 (ru) * | 2018-02-13 | 2019-06-14 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ определения трехосной ориентации космического аппарата |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2014112742A (ru) | 2015-10-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN104076689B (zh) | 一种全驱动式自主水下航行器协同控制方法 | |
CN102073755B (zh) | 近空间高超声速飞行器运动控制仿真方法 | |
CN104374388B (zh) | 一种基于偏振光传感器的航姿测定方法 | |
CN105466477B (zh) | 一种面向卫星目标和恒星目标的天基观测模拟系统及方法 | |
RU2457159C2 (ru) | Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы | |
CN105631099B (zh) | 一种小天体探测器着陆动力学模拟系统 | |
CN109211230B (zh) | 一种基于牛顿迭代法的炮弹姿态和加速度计常值误差估计方法 | |
CN105929836A (zh) | 用于四旋翼飞行器的控制方法 | |
CN112198885B (zh) | 一种满足机动平台自主降落需求的无人机控制方法 | |
Godard et al. | Orbit determination of Rosetta around comet 67P/Churyumov-Gerasimenko | |
CN110146092B (zh) | 基于导航信息评价的双体小行星探测轨迹优化方法 | |
CN103955138A (zh) | 一种基于增量式偏流角的动中成像卫星姿态控制方法 | |
Wang et al. | Hardware in the loop based 6DoF test platform for multi-rotor UAV | |
RU2581281C2 (ru) | Способ управления ориентацией космического аппарата при проведении экспериментов с научной аппаратурой по изучению конвекции | |
RU2208559C1 (ru) | Способ определения инерционных характеристик космического аппарата в процессе управления с помощью силовых гироскопов и реактивных двигателей | |
Santos et al. | Bifurcation of equilibria for general case of gyrostat satellite on a circular orbit | |
Miller et al. | Orbit determination strategy and accuracy for a comet rendezvous mission | |
CN110260862B (zh) | 一种基于捷联惯导系统的旋翼直升机载导航装置 | |
Gu et al. | A Kalman filter algorithm based on exact modeling for FOG GPS/SINS integration | |
Yuan et al. | An innovative method for simulating microgravity effects through combining electromagnetic force and buoyancy | |
Aleksandrov et al. | On computer algebra methods and numerical simulation in the problems of charged satellite attitude dynamics | |
Wang et al. | Nonlinear position control approaches for quadcopters using a novel state representation | |
McCrink | Development of Flight-Test Performance Estimation Techniques for Small Unmanned Aerial Systems | |
Baranek et al. | Model-based attitude estimation for multicopters | |
Guo et al. | Modeling and simulation for the development of a quad-rotor UAV capable of indoor flight |