RU2604268C2 - Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с фазированной антенной решёткой - Google Patents

Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с фазированной антенной решёткой Download PDF

Info

Publication number
RU2604268C2
RU2604268C2 RU2015114964/28A RU2015114964A RU2604268C2 RU 2604268 C2 RU2604268 C2 RU 2604268C2 RU 2015114964/28 A RU2015114964/28 A RU 2015114964/28A RU 2015114964 A RU2015114964 A RU 2015114964A RU 2604268 C2 RU2604268 C2 RU 2604268C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
spacecraft
force
vector
angles
control actions
Prior art date
Application number
RU2015114964/28A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015114964A (ru
Inventor
Владимир Семёнович Ковтун
Валерий Николаевич Платонов
Игорь Владимирович Фролов
Пётр Николаевич Ермаков
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 RU2015114964/28A priority Critical patent/RU2604268C2/ru
Publication of RU2015114964A publication Critical patent/RU2015114964A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2604268C2 publication Critical patent/RU2604268C2/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
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • B64G1/363—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using sun sensors

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)

Abstract

Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат включает в себя определение силы, действующей на рабочую поверхность от давления поглощённого и отражённого света. Также способ включает в себя определение момента времени формирования управляющих воздействий значения силы. На основании определённых данных производят построение ориентации космического аппарата. Формируют управляющее воздействие на космический аппарат с использованием силы светового давления на рабочую поверхность движителя до получения приращения скорости путём построения и поддержания требуемых ориентаций движителя на Солнце. Технический результат заключается в повышении эффективности формирования управляющих воздействий на космическом аппарате за счёт увеличения значения тяги движителя, получаемой в результате светового давления на рабочие поверхности крупногабаритных фазированных антенных решёток, установленных на аппарате. 5 ил.

Description

Изобретение относится к способам управления движением космических аппаратов (КА) путем регулирования тяги, создаваемой давлением солнечного лучистого потока.
Известен способ формирования управляющих воздействий на КА (см. «Управление орбитой стационарного спутника», Г.М. Чернявский, В.А. Бартенев, В.А. Малышев, Москва, «Машиностроение», 1984 г., стр. 104-108) с использованием солнечного паруса. Способ включает в себя измерение единичного вектора направления на Солнце
Figure 00000001
, определение по нему и заданному приращению характеристической скорости КА
Figure 00000002
, ориентированного относительно направления на Солнце, требуемого управляющего воздействия на КА. Формирование требуемого управляющего воздействия на КА в течение заданного времени путем раскрытия солнечного паруса в расчетный момент времени и поддержания требуемой его ориентации на Солнце. При этом направление формируемого управляющего воздействия противоположно направлению на Солнце.
Основной недостаток способа заключается в том, что для формирования управляющего воздействия используется солнечный парус, который утяжеляет конструкцию и усложняет систему управления движением КА.
Известен способ формирования управляющих воздействий на КА с использованием его рабочих поверхностей, предназначенных для приложения сил светового давления. В частности, в качестве рабочих, используются поверхности солнечных батарей (СБ) (см. патент RU 2207969).
Предлагаемый способ-прототип позволяет изменять направление действия силы относительно направления на Солнце за счет разворота СБ, что дает возможность непрерывно формировать управляющие воздействия и, следовательно, обеспечить большее изменение характеристической скорости в требуемом (трансверсальном) направлении.
Способ включает измерение единичного вектора направления на Солнце
Figure 00000001
, определение по нему и заданному для расчетного момента времени приращению характеристической скорости
Figure 00000002
космического аппарата, требуемого приложения силы
Figure 00000003
от светового давления на рабочую поверхность движителя космического аппарата, где α - угол поворота нормали
Figure 00000004
к рабочей поверхности движителя относительно проекции
Figure 00000005
на орбитальную плоскость единичного вектора
Figure 00000001
, исходя из условия выдачи максимального импульса силы в направлении вектора скорости
Figure 00000006
В предлагаемом способе для формирования управляющих воздействий используются рабочие поверхности СБ, что не требует наличия отдельного устройства солнечного паруса.
Основной недостаток способа заключается в том, что при формировании управляющих воздействий существует ограничение по углу разворота нормали к активной (рабочей) поверхности СБ относительно проекции
Figure 00000007
на орбитальную плоскость единичного вектора
Figure 00000001
.
Ограничение связано с тем, что при выполнении разворота СБ, ток прихода должен всегда превышать ток нагрузки с учетом допустимого значения разницы тока прихода и потребления. Кроме того, тяга движителя, которым являются СБ, зависит от размеров батарей. В свою очередь размеры СБ определяются необходимым количеством устанавливаемых фотоэлектрических преобразователей солнечной энергии, что ограничивает величину используемой площади СБ, применяемой в качестве движителя.
Задачей изобретения является повышение эффективности формирования управляющих воздействий на КА за счет увеличения значения тяги движителя, получаемой в результате светового давления на рабочие поверхности крупногабаритных фазированных антенных решеток (ФАР), установленных на аппарате.
Для достижения указанного технического результата, в способе формирования управляющих воздействий на космический аппарат с фазированной антенной решеткой, включающем измерение единичного вектора направления на Солнце
Figure 00000001
, определение по нему и заданному для расчетного момента времени приращению характеристической скорости
Figure 00000002
космического аппарата, требуемого приложения силы
Figure 00000003
от светового давления на рабочую поверхность движителя космического аппарата, где α - угол поворота нормали
Figure 00000004
к рабочей поверхности движителя относительно проекции
Figure 00000007
на орбитальную плоскость единичного вектора
Figure 00000001
, исходя из условия выдачи максимального импульса силы в направлении вектора скорости
Figure 00000002
, определяют площади si, нормали
Figure 00000008
и коэффициенты зеркального отражения ρi солнечного излучения отдельных рабочих поверхностей используемой в качестве движителя фазированной антенной решетки с общей нормалью
Figure 00000004
, где i=1, 2, …, I - номера рабочих неоднородных поверхностей фазированной антенной решетки сложной конфигурации, определяют углы βi между нормалями
Figure 00000008
и вектором
Figure 00000001
, по определенным значениям
Figure 00000008
, si, ρi, βi и измеренному значению
Figure 00000001
, определяют силу
Figure 00000009
, действующую на i-ю рабочую поверхность от давления поглощенного и отраженного света
Figure 00000010
где Lз - расстояние от Земли до Солнца, L - расстояние от космического аппарата до Солнца, Еc - плотность падающего излучения, c - скорость света, определяют на момент времени tf начала формирования управляющих воздействий значения силы
Figure 00000003
, действующей на поверхность движителя, для углов α от 0° до 360° с учетом измеренного значения вектора
Figure 00000001
, при этом значения силы
Figure 00000003
определяют как сумму сил действующих на i-e рабочие поверхности, из полученных значений силы определяют значение
Figure 00000011
для угла αfmax, при котором производят выдачу максимального импульса силы от светового давления на движитель в направлении вектора скорости
Figure 00000002
, производят построение ориентации космического аппарата к моменту времени tf с разворотом на величину угла αfmax, формируют управляющие воздействия на космический аппарат с использованием силы светового давления на рабочую поверхность движителя путем поддержания указанной ориентации в течение заданного интервала времени Δt до момента перехода космического аппарата к последующей ориентации, определяют на моменты времени tz=tf+zΔt, где z=1, 2, …, - номер интервала, значения углов разворота космического аппарата αzmax, при которых производят выдачу максимальных импульсов силы
Figure 00000012
на интервалах времени Δt в указанном направлении вектора скорости, за счет последовательного построения ориентаций космического аппарата к моментам времени tz с разворотами на величину углов Δαzmax=αzmax-α(z-1)max до значений углов αzmax, при этом для z=1 α0max=αfmax, формируют управляющие воздействия на космический аппарат с использованием силы от светового давления, действующей на поверхность движителя, до получения приращения скорости
Figure 00000002
, путем построения и поддержания требуемых ориентаций движителя на Солнце, при этом для каждого z-го интервала определяют значения углов αzmax с учетом изменения вектора
Figure 00000001
.
Суть предлагаемого способа заключается в использовании рабочих поверхностей крупногабаритных ФАР для управления движением КА, которые при солнечном облучении применяются в качестве движителя. В настоящее время плоские ФАР находят все большее применение для обеспечения персональной спутниковой связи, включая задачи ретрансляции сигналов персональной мобильной связи абонентского ствола и обмена специальной управляющей информацией с наземными средствами по магистральному стволу.
Как правило, перспективные ФАР имеют рабочие поверхности большой площади (150…250 м2). При этом режим функционирования ФАР не является постоянным. В программе полета существуют интервалы времени (например, при перелете КА с одной точки стояния на геостационарной орбите в другую) где выключенную ФАР предлагается использовать как рабочую поверхность для коррекции орбиты КА.
Известны основные расчетные выражения для давления поглощенного Pпог и отраженного Pотр света (см. «Солнечная энергия и космические полеты», В.А. Грилихес, П.П. Орлов, Л.Б. Попов, Москва, «Наука», 1984 г., стр. 156) на рабочую поверхность КА:
Figure 00000013
Figure 00000014
где ρ - коэффициент зеркального отражения;
ϑ - угол падения излучения на рабочую поверхность, °;
Lз - расстояние от Земли до Солнца, м;
L - расстояние от КА до Солнца, м;
Eс - плотность падающего излучения, Вт/м2;
c - скорость света, м/с.
Сила F, вызванная давлением P солнечного излучения на поверхность S, определяется по формуле:
Figure 00000015
Заявляемое решение иллюстрируется следующими материалами:
фиг. 1 - схема воздействия светового потока на поверхности плоского прямоугольного волновода ФАР с размещенными внутри него четырьмя дисковыми излучателями;
фиг. 2 - схема воздействия светового потока на поверхности волновода ФАР в виде четырехлучевой звезды, размещенной над проводящим экраном;
фиг. 3 - аксонометрическое изображение модуля ФАР;
фиг. 4 - схема использования ФАР как движителя КА;
фиг. 5 - схема бортового комплекса управления КА.
ФАР, как правило, содержит строительную плоскость, на которой размещается рабочая поверхность. Рабочая поверхность ФАР содержит излучатели с немеханическим движением луча в одной плоскости (см. «Антенны с электронным движением луча», О.Г. Вендик, М.Д. Парнес под редакцией Л.Д. Бахраха. С.-Петербург 2001). Круговая управляемая (переключаемая), левого или правого направления вращения поляризация излучения и приема сигналов может быть получена в системе ортогонально поляризованных излучателей с совмещенным фазовым центром. Примером такой системы является излучатель на основе плоского прямоугольного волновода с размещенными внутри него четырьмя дисковыми излучателями (см. фиг. 1), где указаны четыре излучателя (1…4), размещенные на корпусе волновода 5. Для описания схемы действия сил от светового давления, волновод рассматривается с торца, по направлению «A».
На фиг. 1 показана схема действия сил давления от светового потока на поверхность волновода с точки зрения наблюдения плоскости в указанном направлении, образованной общей нормалью к строительной плоскости
Figure 00000004
и единичным вектором направления на Солнце
Figure 00000001
. При этом введены обозначения нормалей
Figure 00000016
, к четырем дисковым излучателям и волноводу, совпадающим по направлению с общей нормалью
Figure 00000004
, к рабочим поверхностям 1…5 (фиг. 1), имеющим в общем случае разные площади si и зеркальные коэффициенты отражения разные по величине ρi, i=1, 2, …, 5. Угол ϑ поворота общей нормали
Figure 00000004
к рабочей поверхности относительно единичного вектора
Figure 00000001
(угол падения излучения на рабочую поверхность ФАР), равен углам βi (i=1…5) между векторами
Figure 00000017
,
Figure 00000001
. На фиг. 1 показано также действия сил давления от поглощенного
Figure 00000018
и отраженного
Figure 00000019
света, а также суммарного действия указанных векторов
Figure 00000020
.
В другом варианте излучатель представляет собой металлическую пластину в виде четырехлучевой звезды, размещенную над проводящим экраном. Возбуждение излучателя производится в вершинах ее лучей. При этом вершины лучей, расположенных на одной диагонали, возбуждаются противофазными сигналами. Сигналы возбуждения вершин, расположенных на разных диагоналях, имеют сдвиг по фазе на 90°. Переключая возбуждающие сигналы между диагоналями можно изменять направление вращения круговой поляризации.
На фиг. 2 представлена схема излучателя в виде указанной звезды, изготовленного из однородного материала (ρ=const). При этом для рассмотрения схемы действия сил от светового давления указано сечение А-А излучателя. На схеме (см. фиг. 2) к строительной плоскости установки излучателя проведена нормаль
Figure 00000004
, которая не совпадает с нормалями
Figure 00000021
и
Figure 00000022
, проведенными к граням четырехлучевой звезды и совпадает с нормалью к верхней плоскости звезды
Figure 00000023
. Следовательно, не все углы βi равны углу ϑ (за исключением β3). В соответствии с введенными обозначениями, показаны значения векторов
Figure 00000024
с учетом направлений действия сил давления поглощенного
Figure 00000025
и отраженного
Figure 00000026
излучения. По известным геометрическим параметрам формы излучателя, определяются площади поверхностей si и углы βi между векторами
Figure 00000017
и
Figure 00000001
.
Необходимо также отметить, что не вся поверхность ФАР покрыта излучателями, имеются также участки поверхности под конструктивные элементы крепления решеток и фидеры питания. На фиг. 3 представлен модуль, являющийся элементом приемо-передающей ФАР. В состав модуля входят 64 излучателя, установленных в определенную конструктивную раму.
При этом возможны варианты изготовления излучателей разной формы из различного материала. Следовательно, рабочая структура ФАР, с учетом конструктивного оформления, представляет собой неоднородную поверхность сложной конфигурации.
С учетом выражений (2)-(4), определяется в общем виде сила
Figure 00000020
, действующая на i-ю рабочую поверхность фазированной антенной решетки, представленная в формуле изобретения
Figure 00000027
Figure 00000028
Figure 00000029
Из набора указанных модулей (см. фиг. 3), а также конструктивного их оформления, производится построение панелей ФАР, из которых, в свою очередь строится вся рабочая поверхность решетки. Тогда значение силы движителя
Figure 00000003
от светового давления на рабочую поверхность ФАР в целом определяется по выражению (5), как сумма сил
Figure 00000020
Figure 00000030
действующих на i-e рабочие поверхности решетки, разнящихся своими коэффициентами ρi, площадями si и находящихся в разных условиях облучения, определяемых углами βi, при одном угле ϑ падения излучения на рабочую поверхность ФАР в целом.
При этом взаимное затенение поверхностей и их затенение внешними элементами конструкции не рассматриваются.
С учетом числа однотипных излучателей в модуле (k=64) (см. например, фиг. 1, 3), числа модулей в панелях ФАР (1) и общего числа панелей ФАР (m), без учета остальных конструктивных элементов, значение тяговой силы
Figure 00000003
движителя определяется по выражению
Figure 00000031
Значения, от которых зависят действия сил
Figure 00000020
и
Figure 00000003
, являются переменными величинами:
βi - зависят от изменяющегося во времени единичного вектора направления на Солнце
Figure 00000001
каждой отдельной рабочей поверхности, определенной своей нормалью;
ρi - зависят от изменения поглощательной способности материала в результате его «старения»;
si - зависят от высоты и формы излучателей, размещенных на строительной плоскости ФАР.
В заявке рассматривается управления силой
Figure 00000003
за счет изменения ориентации ФАР, прикрепленной к КА, на Солнце, т.е за счет изменения освещенности отдельных рабочих поверхностей решетки. Значения
Figure 00000017
и si являются исходно определенными неизменными величинами, а значения ρi периодически уточняются в расчетах, при этом на текущий момент времени считаются величинами постоянными.
Для объяснения сути технического решения, заключающегося в использовании ФАР как движителя КА, представлена фиг. 4, на которой введены обозначения: 6 - ФАР КА; 7 - геостационарная орбита (ГСО) КА; 8 - Земля; 9 - направление светового потока; 10 - расположение ФАР в орбитальный «полдень» (совпадение векторов
Figure 00000005
и
Figure 00000004
в начальный момент времени t0=0 и α=0).
Обозначения базисов: связанного 0XYZ; орбитального 0X0Y0Z0 (ОСК); абсолютного инерциального 0XγYγZγ (ИСК).
Figure 00000032
- вектор орбитальной угловой скорости КА.
Figure 00000002
- вектор приращения характеристической скорости КА. αc - угол между направлением светового потока и плоскостью орбиты.
Figure 00000005
- проекция вектора
Figure 00000001
на плоскость орбиты. α - угол поворота нормали
Figure 00000004
к рабочей поверхности движителя относительно проекции
Figure 00000005
. P - орбитальный «полдень» на поверхности ФАР.
В процессе штатной работы ФАР, КА находится в орбитальной ориентации. При этом нормаль
Figure 00000004
к рабочей поверхности ФАР совпадает с направлением оси 0Х связанного базиса, а СБ могут постоянно ориентироваться на Солнце, так как их ось вращения перпендикулярна плоскости орбиты.
Предлагается проведение, с использованием ФАР как движителя, трансверсального маневра, при этом вектор
Figure 00000002
находится в плоскости орбиты и всегда направлен вдоль оси 0Y0. Таким образом, необходимо произвести построение ориентации КА с определенным разворотом, обеспечивающим освещенность ФАР Солнцем и создании при этом максимально возможной тяговой силы в точке ее приложения на орбите.
Алгоритм определения угла разворота и управления КА нижеследующий.
Определяем в ИСК (γ) по выражениям (5), (6), на момент времени tf начала формирования управляющих воздействий, значения силы
Figure 00000033
для углов αγj. При этом значения углов j задаются от 0° до 360°, в расчетах используем значение вектора
Figure 00000001
на момент времени tf и значения нормали
Figure 00000034
.
Определяем скалярные произведение векторов
Figure 00000035
для углов αγj от 0° до 360°, где
Figure 00000036
значение вектора
Figure 00000037
в ИСК на момент времени tf.
Из полученных значений, по выполнению условия (1), выбираем
Figure 00000038
, присваиваем значению силы
Figure 00000033
максимальное значение
Figure 00000039
и выбираем соответствующее ей максимальное значение угла (αγj)max=αfmaxγ.
Определяем значение угла разворота КА, соответствующего значению силы
Figure 00000040
в ОСК к моменту времени tf:
Figure 00000041
, где Δτ=tf-t0, t0 - момент времени совпадения векторов
Figure 00000005
и
Figure 00000004
при поддержании инерциальной ориентации космического аппарата (орбитальный «полдень» на поверхности ФАР, см. фиг. 4).
Производим построение орбитальной ориентации КА к моменту времени tf с разворотом из ОСК по тангажу на величину угла αfmax.
Формируем управляющие воздействия на КА с использованием силы от светового давления на поверхность движителя путем поддержания его ориентации на Солнце при угле разворота по тангажу αfmax в течение интервала времени Δt - оценки обеспечения требуемой ориентации на проведение маневра с учетом выполнения условия (1). Значение Δt задается по результатам моделирования процесса для конкретного КА, содержащего исполнительные органы системы ориентации (например, силовые гироскопы) и включает в себя продолжительность времени на определение и осуществление очередной ориентации, с учетом того, что абсолютное выполнение условия (1) возможно в одной точке орбиты. При этом, чем больше продолжительность Δt, тем больше отклонение от выдачи максимально возможного (идеального) импульса, определяемого для каждой точки орбиты исходя из выполнения условия (1).
Начиная с момента времени tf, в интервалах zΔt, где z=1, 2, … - номер интервала, определяем в ИСК значения
Figure 00000042
и скалярное произведение векторов
Figure 00000043
для углов αγj от 0° до 360° на моменты времени tz=tf+zΔt, при этом учитываем текущие изменения вектора
Figure 00000001
.
Из полученных значений, по выполнению условия (1), выбираем
Figure 00000044
, присваиваем значению силы
Figure 00000045
максимальное значение
Figure 00000046
и выбираем соответствующее ей максимальное значение угла (αγj)z:=αzmaxγ.
Определяем значения углов разворота КА по тангажу αzmax, соответствующих максимальным значениям импульсов силы
Figure 00000047
на интервалах времени Δt в заданном направлении вектора скорости, в ОСК к моменту времени
Figure 00000048
.
Производим построение ориентации КА к моменту времени tz путем его разворота в ОСК по тангажу на величину угла Δαzmax=αzmax-α(z-1)max до определенного угла αzmax, при этом для z=1, α0max=αfmax.
Формируем управляющие воздействия на КА с использованием силы от светового давления на поверхность движителя путем построения и поддержания его ориентации на Солнце на z-x интервалах продолжительностью Δt, при этом на каждом интервале z, определяем для поддержания ориентации значения углов αzmax с учетом изменения вектора
Figure 00000001
.
Формирование управляющих воздействий прекращаем после приращения значения характеристической скорости КА до заданного значения
Figure 00000002
.
Реализация предложенного способа может быть выполнена при помощи бортового комплекса управления (БКУ) КА, построенного на принципах сетевых бортовых вычислительных систем (Е.А. Микрин. Бортовые комплексы управления космическими аппаратами и проектирование их программного обеспечения. М.: Изд. МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2003). На фиг. 5 представлены основные элементы структурной схемы БКУ, взаимодействующие с наземным комплексом управления (НКУ) КА, необходимо достаточные для реализации способа, при этом введены обозначения:
11 - НКУ;
12 - бортовая аппаратура служебного канала управления (БА СКУ);
13 - система управления бортовой аппаратурой (СУБА);
14 - бортовая цифровая вычислительная система (БЦВС);
15 - система управления движением (СУД);
16 - гироскопический измеритель вектора угловой скорости (ГИВУС);
17 - комплект силовых гироскопов (КСГ);
18 - блок определения координат звезд (БОКЗ);
19 - блок определения координат Солнца (БОКС);
20 - устройство сопряжения (УС);
21 - цифровая вычислительная машина (ЦВМ).
МКО - мультиплексный канал обмена.
БА СКУ 12 обеспечивает канал телеуправления КА от НКУ 11, канал передачи телеметрической информации и ретрансляцию сигналов радиоконтроля орбиты. Основой структуры БКУ является БЦВС 14 (фиг. 5) с модульно-магистральной архитектурой, включающей в себя резервированные УС 20 и ЦВМ 21 (см. фиг. 5). В состав СУБА 13 включен комплекс коммутаторов для распределения электропитания бортовым потребителям и электронный блок преобразования и управления для решения задач командного управления и уплотнения сигнальной информации.
В структуре БКУ СУД 15 представлена датчиковой аппаратурой (ГИВУС 16; БОКЗ 18; БОКС 19) и исполнительными органами КСГ 17 (фиг. 5). Интеграция перечисленных систем в единый управляющий комплекс, представленная на фиг. 5 в виде функциональных взаимосвязей, осуществляется средствами программного обеспечения (ПО) БКУ, размещаемого в УС 20 и ЦВМ 21.
В рамках предлагаемого решения задачи, СУД 15 производит построение и поддержание ориентации КА в ОСК и ИСК с требуемой точностью по углу и угловой скорости, а также проведения коррекции орбиты КА, включая его увод с рабочей орбиты по завершению срока эксплуатации. Система построена по принципу корректируемой бесплатформенной инерциальной системы (БИС). Путем интегрирования составляющих абсолютной угловой скорости, измеряемой ГИВУС 16, БИС вычисляет положение связанных осей КА относительно инерциального базиса. Программные средства БИС входят в состав ПО БКУ. Периодическая коррекция БИС осуществляется с использованием БОКЗ 18, измеряющих отклонение КА относительно звезд.
БОКС 19 является оптико-электронным прибором статического типа, предназначенным для определения направления на центр Солнца в приборной системе координат. ПО БКУ производит перевод полученного вектора направления на Солнце с приборного в связанный с КА и инерциальный базисы. КСГ 17 предназначен для создания управляющих моментов, воздействующих на КА в режимах угловой стабилизации и программных поворотов.
Решается задача следующим образом. Из НКУ 11, через БА СКУ 12 в БЦВС 14 выдается команда на начало режима коррекции орбиты с использованием ФАР. Закладывается также в БЦВС расчетный программный массив, определяющий продолжительность режима. При этом указанная продолжительность обеспечивает получение заданного значения вектора
Figure 00000002
. Изначально КА находится в расчетной орбитальной ориентации, построенной с использованием принципов БИС (см. описание прототипа, стр. 10-12). По указанной команде ЦВМ 11 производит взаимодействие по МКО с БОКС 19, в результате которого получает измеренные значения единичного вектора
Figure 00000001
. С использованием известных значений векторов, ПО БКУ, работающее по вышеописанному алгоритму определения угла разворота и управления КА, производит определение первоначального и последующих углов разворота КА. Для расчета используются исходные данные, характеризующие рабочую поверхность ФАР и определяющие ее положение в связанном базисе КА. Во всех динамических режимах управление угловым движением КА производится с использованием КСГ 17.
С целью оценки эффективности применения предложенного способа производился примерный расчет коррекции орбиты КА с ФАР на ГСО в точке стояния 80° В.Д. в сутки весеннего равноденствия 21.03.2014 г (при αс=0). Исходные данные: излучатель на основе плоского прямоугольного волновода (фиг. 1), ρ1=ρ2=ρ3=ρ4=0,84, ρ5=1; общая площадь рабочей поверхности ФАР - 250 м2, при этом ~35% от общей площади занимает поверхность с коэффициентом отражения ρ5=1. Продолжительность интервала поддержания ориентации между разворотами КА Δt=120 с.
В результате получено суточное суммарное значение импульса силы от светового давления на поверхность движителя ~50 кг·м/с. При массе КА 4000 кг, приращение характеристической скорости ΔV~0,013 м/с.
Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет производить коррекцию орбиты КА по долготе без затрат рабочего тела реактивных двигателей на интервалах неработающей ФАР по своему прямому функциональному назначению.

Claims (1)

  1. Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с фазированной антенной решеткой, включающий измерение единичного вектора направления на Солнце
    Figure 00000049
    , определение по нему и заданному для расчетного момента времени приращению характеристической скорости
    Figure 00000050
    космического аппарата, требуемого приложения силы
    Figure 00000051
    от светового давления на рабочую поверхность движителя космического аппарата, где α - угол поворота нормали
    Figure 00000052
    к рабочей поверхности движителя относительно проекции
    Figure 00000053
    на орбитальную плоскость единичного вектора
    Figure 00000054
    , исходя из условия выдачи максимального импульса силы в направлении вектора скорости
    Figure 00000055
    , отличающийся тем, что определяют площади si, нормали
    Figure 00000056
    и коэффициенты зеркального отражения ρi солнечного излучения отдельных рабочих поверхностей используемой в качестве движителя фазированной антенной решетки с общей нормалью
    Figure 00000057
    , где i=1, 2,…, I - номера рабочих неоднородных поверхностей фазированной антенной решетки сложной конфигурации, определяют углы βi между нормалями
    Figure 00000058
    и вектором
    Figure 00000059
    , по определенным значениям
    Figure 00000060
    , si, ρi, βi и измеренному значению
    Figure 00000061
    , определяют силу
    Figure 00000062
    , действующую на i-ю рабочую поверхность от давления поглощенного и отраженного света
    Figure 00000063

    где Lз - расстояние от Земли до Солнца, L - расстояние от космического аппарата до Солнца, Ес - плотность падающего излучения, с - скорость света,
    определяют на момент времени tf начало формирования управляющих воздействий значения силы
    Figure 00000064
    , действующей на поверхность движителя, для углов α от 0° до 360° с учетом измеренного значения вектора
    Figure 00000065
    , при этом значения силы
    Figure 00000066
    определяют как сумму сил, действующих на i-e рабочие поверхности, из полученных значений силы определяют значение
    Figure 00000067
    для угла αfmax, при котором производят выдачу максимального импульса силы от светового давления на движитель в направлении вектора скорости
    Figure 00000068
    , производят построение ориентации космического аппарата к моменту времени tf с разворотом на величину угла αfmax, формируют управляющие воздействия на космический аппарат с использованием силы светового давления на рабочую поверхность движителя путем поддержания указанной ориентации в течение заданного интервала времени Δt до момента перехода космического аппарата к последующей ориентации, определяют на моменты времени tz=tf+zΔt, где z=1,2,…, - номер интервала, значения углов разворота космического аппарата αzmax, при которых производят выдачу максимальных импульсов силы
    Figure 00000069
    на интервалах времени Δt в указанном направлении вектора скорости, за счет последовательного построения ориентаций космического аппарата к моментам времени tz с разворотами на величину углов Δαzmax=αzmax-α(z-1)max до значений углов αzmax, при этом для z=1 α0max=αfmax, формируют управляющие воздействия на космический аппарат с использованием силы от светового давления, действующей на поверхность движителя, до получения приращения скорости
    Figure 00000070
    путем построения и поддержания требуемых ориентаций движителя на Солнце, при этом для каждого z-го интервала определяют значения углов αzmax с учетом изменения вектора
    Figure 00000071
    .
RU2015114964/28A 2015-04-21 2015-04-21 Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с фазированной антенной решёткой RU2604268C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015114964/28A RU2604268C2 (ru) 2015-04-21 2015-04-21 Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с фазированной антенной решёткой

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015114964/28A RU2604268C2 (ru) 2015-04-21 2015-04-21 Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с фазированной антенной решёткой

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015114964A RU2015114964A (ru) 2016-11-10
RU2604268C2 true RU2604268C2 (ru) 2016-12-10

Family

ID=57267666

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015114964/28A RU2604268C2 (ru) 2015-04-21 2015-04-21 Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с фазированной антенной решёткой

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2604268C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109782787A (zh) * 2019-03-08 2019-05-21 北京航空航天大学 一种太阳光压辅助下欠驱动航天器姿态的双模mpc控制方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2021170C1 (ru) * 1991-06-10 1994-10-15 Центральный научно-исследовательский институт машиностроения Устройство для ориентации космического аппарата
US6189835B1 (en) * 1999-04-30 2001-02-20 Hughes Electronics Corporation Apparatus for spacecraft angular momentum control through the use of reflective thermal blankets
JP2003013078A (ja) * 2001-06-26 2003-01-15 Nkk Corp シロキサン化合物含有ガスの精製方法
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

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2021170C1 (ru) * 1991-06-10 1994-10-15 Центральный научно-исследовательский институт машиностроения Устройство для ориентации космического аппарата
US6189835B1 (en) * 1999-04-30 2001-02-20 Hughes Electronics Corporation Apparatus for spacecraft angular momentum control through the use of reflective thermal blankets
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
JP2003013078A (ja) * 2001-06-26 2003-01-15 Nkk Corp シロキサン化合物含有ガスの精製方法

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109782787A (zh) * 2019-03-08 2019-05-21 北京航空航天大学 一种太阳光压辅助下欠驱动航天器姿态的双模mpc控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
RU2015114964A (ru) 2016-11-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3665084B1 (en) Spacecraft, and control system for controlling operation of spacecraft
Canalias et al. Assessment of mission design including utilization of libration points and weak stability boundaries
Domingo et al. The SOHO mission: an overview
Dell et al. Optimal propellantless rendez-vous using differential drag
JP2018525265A (ja) コンパクトパッケージング用の大面積構造体
US20180118377A1 (en) Sequential rendezvous of spacecraft with target objects
US10934025B2 (en) Model predictive control of spacecraft
Scharf et al. Flight-like ground demonstrations of precision maneuvers for spacecraft formations—Part I
US7428098B2 (en) Structureless space telescope
Taghavi et al. Multifunctional metasails for self-stabilized beam-riding and optical communication
Underwood et al. Autonomous assembly of a reconfigurable space telescope (AAReST) for astronomy and Earth observation
CN107566026A (zh) 多层次星座组网的卫星信息网络
US9499285B2 (en) Three dimensional imaging arrangement
RU2604268C2 (ru) Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с фазированной антенной решёткой
Finley et al. Techniques for leo constellation deployment and phasing utilizing differential aerodynamic drag
Chen et al. Large-scale array for radio astronomy on the farside (LARAF)
Dell’Elce et al. Comparison between analytical and optimal control techniques in the differential drag based rendez-vous
US7343228B2 (en) Transient cancellation technique for spacecraft solar wing stepping
RU2341418C2 (ru) Способ управления космическим аппаратом с помощью силовых гироскопов и расположенных под углами к осям связанного базиса реактивных двигателей
US6339734B1 (en) Method and apparatus for reducing spacecraft instrument induced jitter via multifrequency cancellation
Kabanov et al. Optimal control of deployment of the spoke of a transformable reflector in the presence of disturbances
Johanson et al. What could we do with a 20 meter tower on the Lunar South Pole? Applications of the Multifunctional Expandable Lunar Lite & Tall Tower (MELLTT).
Stevens Concurrent engineering methods and models for satellite concept design
Madonna Use of an iterative research and development–system engineering approach for the caltech space solar power project
Donmez et al. Continuous power beaming to lunar far side from EMLP-2 Halo orbit