RU2587663C2 - Способ определения тензора инерции космического аппарата - Google Patents

Способ определения тензора инерции космического аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2587663C2
RU2587663C2 RU2014143692/11A RU2014143692A RU2587663C2 RU 2587663 C2 RU2587663 C2 RU 2587663C2 RU 2014143692/11 A RU2014143692/11 A RU 2014143692/11A RU 2014143692 A RU2014143692 A RU 2014143692A RU 2587663 C2 RU2587663 C2 RU 2587663C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
spacecraft
inertia
tensor
around
sun
Prior art date
Application number
RU2014143692/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014143692A (ru
Inventor
Татьяна Владимировна Матвеева
Михаил Юрьевич Беляев
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 RU2014143692/11A priority Critical patent/RU2587663C2/ru
Publication of RU2014143692A publication Critical patent/RU2014143692A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2587663C2 publication Critical patent/RU2587663C2/ru

Links

Classifications

    • GPHYSICS
    • G01MEASURING; TESTING
    • G01MTESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M1/00Testing static or dynamic balance of machines or structures
    • G01M1/10Determining the moment of inertia

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Force Measurement Appropriate To Specific Purposes (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Способ включает измерение острого угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. При достижении этим углом максимального значения выставляют строительную ось КА, отвечающую максимальному моменту инерции, перпендикулярно плоскости орбиты. Панели неподвижных относительно КА солнечных батарей направляют активной стороной к Солнцу. Далее выполняют закрутку КА вокруг указанной оси с угловой скоростью не менее 2°/с. Измеряют угловую скорость КА и ток солнечных батарей в течение оборота КА вокруг Земли. По измеренным значениям определяют тензор инерции КА. Технический результат изобретения заключается в повышении надёжности определении тензора инерции КА, в т.ч. при отсутствии на его борту инерционных исполнительных органов.

Description

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для уточнения массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА).
Тензор инерции любого твердого тела является важной характеристикой для управления его движением. Поэтому был разработан ряд способов для определения тензора инерции тела, описанных, например, в [1] (Способ определения тензора инерции и координат центра масс тела и устройство для его осуществления, патент RU 2348020 C1). В способе-аналоге [1] телу сообщается заданное движение и по измерениям параметров движения определяется тензор инерции тела. Главный недостаток способа [1] и других аналогичных способов заключается в отсутствии возможности их применения для определения тензора инерции КА в полете.
Вместе с тем, следует отметить, что тензор инерции меняется в полете КА. Это изменение происходит за счет расходывания топлива КА в полете, пристыковки и отстыковки от КА новых блоков и элементов, перемещения грузов внутри пилотируемого КА космонавтами и т.д. Поэтому тензор инерции должен определяться в полете КА, т.к. он является важной характеристикой для управления движением КА. Особенно важно точное знание рассогласования главных центральных осей инерции КА и строительных осей КА, т.к. номинально двигатели для управления движением КА устанавливаются обычно относительно строительных осей аппарата. При возникновении нештатного рассогласования за счет указанных причин между строительными осями КА и его главными осями инерции возникнут серьезные проблемы для управления движением КА.
Для определения тензора инерции КА в полете был предложен способ [2] (Севастьянов Н.Н., Бранец В.Н., Банит Ю.Р., Беляев М.Ю., Сазонов В.В. «Определение тензора инерции геостационарных спутников «Ямал» по телеметрической информации. Препринт ИПМ им. М.В. Келдыша №17, 2006 г.). Предложенный способ [2], взятый авторами за прототип, включает инерциальную ориентацию и развороты КА и измерение суммарного кинетического момента маховиков. При изменении ориентации КА путем его разворотов, по измерениям суммарного кинетического момента маховиков (инерционных исполнительных органов) определяется тензор инерции КА в полете.
Недостаток способа-прототипа связан с низкой точностью определения тензора инерции КА и необходимостью использования измерений от инерционных исполнительных органов (ИИО) [2]. В то же время многие КА не имеют в своем составе ИИО. Например, транспортный грузовой корабль (ТГК) «Прогресс», являющийся основным в программе МКС, не имеет в своем составе ИИО. Вместе с тем, за счет перемещения грузов космонавтами внутри ТГК «Прогресс» и расхода большого количества топлива на ТГК, его тензор инерции меняется в процессе полета. Особенно важно знание углового рассогласования главных осей инерции ТГК и его строительных осей, т.к. двигатели ориентации и коррекции ТГК установлены относительно строительных осей корабля.
Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является определение тензора инерции КА в полете.
Технический результат предлагаемого изобретения заключается в надежном определении тензора инерции космического аппарата даже при отсутствии на его борту ИИО.
Технический результат достигается тем, что в способе определения тензора инерции космического аппарата, включающем инерциальную ориентацию и развороты космического аппарата в процессе определения тензора инерции, измеряют острый угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, при достижении измеряемым острым углом максимального значения, выставляют строительную ось oy2, соответствующую максимальному моменту инерции, перпендикулярно плоскости орбиты, направляя активной стороной к Солнцу панели неподвижных солнечных батарей, перпендикулярных строительной оси, соответствующей максимальному моменту инерции аппарата, выполняют закрутку космического аппарата вокруг выставленной оси с угловой скоростью Ω2≥2°/с, измеряют угловую скорость космического аппарата и ток солнечных батарей в течение оборота космического аппарата вокруг Земли и определение тензора инерции космического аппарата производят по измеренным в течение оборота космического аппарата вокруг Земли значениям угловой скорости и тока солнечных батарей.
За счет выполнения предлагаемых действий определение тензора инерции КА определяется надежно и даже при отсутствии на борту КА ИИО. Действия способа обеспечивают слабо возмущенное движение КА на интервале времени определения тензора инерции КА. На угловое движение КА оказывают влияние, в основном, гравитационный и аэродинамический возмущающие моменты, причем основное влияние на большинство КА оказывает гравитационный момент.
За счет выставки оси КА, соответствующий максимальному моменту инерции, перпендикулярно плоскости орбиты, и выполнение закрутки КА вокруг этой оси с угловой скоростью Ω2≥2°/с, угловое движение КА можно будет считать слабо возмущенным. Это связано с тем, что при такой ориентации КА гравитационный момент будет действовать только вокруг оси закрутки и будет периодически менять знак. Панели солнечных батарей (СБ) располагаются в плоскости орбиты КА. Это обеспечит максимальный приход электроэнергии, т.к. закрутка КА будет выполнена при достижении измеряемого острого угла между плоскостью орбиты и направлением на Солнце максимального значения. В этом случае панели СБ будут расположены «ребром» по движению КА и не создадут аэродинамического сопротивления. Поэтому аэродинамическим возмущающим моментом также можно пренебречь.
Тензор инерции космического аппарата определяют по измерениям угловой скорости космического аппарата и тока солнечных батарей в течение оборота космического аппарата вокруг Земли минимизацией функционала
Ф=3NlnФΩ+МlnФI,
Ф Ω = n = 1 N i = 1 3 [ Ω i ( n ) Ω i ( t n ) ] 2
Figure 00000001
,
Ф I = m = 1 M [ I m I o Δ ( t m ' ) ] 2
Figure 00000002
,
на решениях системы уравнений (уравнений Эйлера, записанных в безразмерной форме)
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
Figure 00000005
,
где μ = I 2 I 3 I 1
Figure 00000006
, μ ' = I 2 I 1 I 3
Figure 00000007
, Ω i = к = 1 3 в i к ω к ( i = 1,2,3 )
Figure 00000008
,
ω1, ω2, ω3 - компоненты угловой скорости на главные центральные оси инерции космического аппарата;
I1, I2, I3 - моменты инерции космического аппарата;
в - элементы матрицы перехода между системами координат, образованными строительными осями и главными центральными осями инерции космического аппарата;
Ω i ( n )
Figure 00000009
- приближенные измеренные значения компонент угловой скорости в строительной системе координат;
Im - измеренное значение тока в момент времени t m '
Figure 00000010
;
Io - максимально возможный ток солнечных батарей;
Δ - косинус угла между строительной осью oy2 и направлением на Солнце.
При минимизации функционала Ф для определения величин µ, µ′ и вik используются методы Марквардта и Гаусса-Ньютона [3].
Наиболее ценным для управления движением КА является точное знание элементов матрицы вik. Это обеспечивается выполнением всей совокупности действий и приемов способа.
Определив истинное положение главных центральных осей инерции КА, можно осуществлять управление с учетом их положения относительно строительных осей КА. Закрутку КА на Солнце можно, например, выполнять не вокруг строительной оси, перпендикулярной плоскости панелей солнечных батарей, а вокруг главной центральной оси инерции КА, ей ближайшей. Это повысит стабильность вращения и увеличит приход электрической энергии.
В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа, например, на ТГК «Прогресс» или других КА. На ТГК «Прогресс» отсутствуют ИИО. Однако система управления ТГК «Прогресс» позволяет выполнять инерциальную ориентацию, развороты и закрутку КА. На ТГК измеряются угловые скорости в строительной системе координат корабля ток от СБ, направление на Солнце, центр Земли и т.д. Для определения необходимых направлений и вычислений, ТГК снабжен бортовой вычислительной системой БВС.
Предложенный способ позволяет за счет выполнения отличительных действий и приемов надежно определять тензор инерции КА даже при отсутствии на его борту ИИО.
ЛИТЕРАТУРА
1. Способ определения тензора инерции и координат центра масс тела и устройство для его осуществления, патент RU 2348020 С 1.
2. Севастьянов Н.Н., Бранец В.Н., Банит Ю.Р., Беляев М.Ю., Сазонов В.В. «Определение тензора инерции геостационарных спутников «Ямал» по телеметрической информации. Препринт ИПМ им. М.В. Келдыша №17, 2006 г.
3. Бард Й. Нелинейное оценивание параметров. М., Статистика, 1979.

Claims (1)

  1. Способ определения тензора инерции космического аппарата, включающий инерциальную ориентацию и развороты космического аппарата в процессе определения тензора инерции, отличающийся тем, что измеряют острый угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, при достижении измеряемым острым углом максимального значения выставляют строительную ось oy2, соответствующую максимальному моменту инерции, перпендикулярно плоскости орбиты, направляя активной стороной к Солнцу панели неподвижных солнечных батарей, перпендикулярных строительной оси, соответствующей максимальному моменту инерции аппарата, выполняют закрутку космического аппарата вокруг выставленной оси с угловой скоростью Ω2≥2°/с, измеряют угловую скорость космического аппарата и ток солнечных батарей в течение оборота космического аппарата вокруг Земли и определение тензора инерции космического аппарата производят по измеренным в течение оборота космического аппарата вокруг Земли значениям угловой скорости и тока солнечных батарей.
RU2014143692/11A 2014-10-30 2014-10-30 Способ определения тензора инерции космического аппарата RU2587663C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014143692/11A RU2587663C2 (ru) 2014-10-30 2014-10-30 Способ определения тензора инерции космического аппарата

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014143692/11A RU2587663C2 (ru) 2014-10-30 2014-10-30 Способ определения тензора инерции космического аппарата

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014143692A RU2014143692A (ru) 2016-05-27
RU2587663C2 true RU2587663C2 (ru) 2016-06-20

Family

ID=56095679

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014143692/11A RU2587663C2 (ru) 2014-10-30 2014-10-30 Способ определения тензора инерции космического аппарата

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2587663C2 (ru)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2053939C1 (ru) * 1992-07-01 1996-02-10 Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.акад.С.П.Королева Способ определения инерционных параметров космического аппарата с гиросиловыми стабилизаторами в полете
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
RU2208559C1 (ru) * 2001-10-29 2003-07-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева" Способ определения инерционных характеристик космического аппарата в процессе управления с помощью силовых гироскопов и реактивных двигателей

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2053939C1 (ru) * 1992-07-01 1996-02-10 Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.акад.С.П.Королева Способ определения инерционных параметров космического аппарата с гиросиловыми стабилизаторами в полете
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
RU2208559C1 (ru) * 2001-10-29 2003-07-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева" Способ определения инерционных характеристик космического аппарата в процессе управления с помощью силовых гироскопов и реактивных двигателей

Also Published As

Publication number Publication date
RU2014143692A (ru) 2016-05-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN100585602C (zh) 惯性测量系统误差模型验证试验方法
CN103913181B (zh) 一种基于参数辨识的机载分布式pos传递对准方法
CN102680201B (zh) 基于视频测量的抖振风洞试验方法
CN109708663B (zh) 基于空天飞机sins辅助的星敏感器在线标定方法
Peng et al. A new dynamic calibration method for IMU deterministic errors of the INS on the hypersonic cruise vehicles
CN103884340B (zh) 一种深空探测定点软着陆过程的信息融合导航方法
US10071824B2 (en) Method and apparatus for spacecraft gyroscope scale factor calibration
Saderla et al. Online system identification of mini cropped delta UAVs using flight test methods
CN102514734B (zh) 基于日地系统Halo轨道探测器构型与姿态指向的姿态递推方法
Kharchenko et al. Urgent problems of UAV navigation system development and practical implementation
CN102607563B (zh) 利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统
RU2587663C2 (ru) Способ определения тензора инерции космического аппарата
RU2587762C2 (ru) Способ определения тензора инерции космического аппарата
Xu et al. A novel X-ray pulsar integrated navigation method for ballistic aircraft
RU2587764C2 (ru) Способ определения тензора инерции космического аппарата в полете
Xiong et al. Online calibration research on the lever arm effect for the hypersonic vehicle
RU2347193C1 (ru) Способ определения углов атаки и скольжения при летных испытаниях гиперзвукового летательного аппарата
Taylor A full-envelope air data calibration and three dimensional wind estimation method using global output-error optimization and flight-test techniques
EP4088121A1 (en) Method and system for estimating aerodynamic angles of a flying body
Mihai et al. A practical method to estimate the aerodynamic coefficients of a small-scale paramotor
CN108519109B (zh) 一种空间非合作目标相对导航在轨演示安装参数确定方法
Siu et al. Flight test results of an angle of attack and angle of sideslip calibration method using Output-Error optimization
Qi et al. Rotorcraft UAV actuator failure estimation with KF-based adaptive UKF algorithm
Komendat et al. Center of gravity estimation of an aircraft solely using standard aircraft measurement sensors
RU2581281C2 (ru) Способ управления ориентацией космического аппарата при проведении экспериментов с научной аппаратурой по изучению конвекции