RU2613097C1 - Способ ориентации орбитального космического аппарата с программно-управляемыми батареями солнечными - Google Patents
Способ ориентации орбитального космического аппарата с программно-управляемыми батареями солнечными Download PDFInfo
- Publication number
- RU2613097C1 RU2613097C1 RU2015155342A RU2015155342A RU2613097C1 RU 2613097 C1 RU2613097 C1 RU 2613097C1 RU 2015155342 A RU2015155342 A RU 2015155342A RU 2015155342 A RU2015155342 A RU 2015155342A RU 2613097 C1 RU2613097 C1 RU 2613097C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- sun
- rotation
- panels
- relative
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 13
- 239000008186 active pharmaceutical agent Substances 0.000 claims description 7
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
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
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
- B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
-
- 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
- B64G1/244—Spacecraft control systems
- B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к управлению относительным движением космических аппаратов (КА), преимущественно с одноосно вращающимися панелями солнечных батарей (СБ). В процессе полета ориентированный по местной вертикали КА непрерывно вращается по курсу, а панели СБ синхронно и непрерывно поворачиваются нормалью к Солнцу. Алгоритм такого управления КА и СБ реализуется по полученным в конечном виде математическим зависимостям. Для сохранения ориентации СБ на Солнце на теневых участках орбиты запоминаются и сохраняются угловые скорости вращения КА и СБ в момент входа в тень. Техническим результатом изобретения является упрощение и повышение автономности средств управления КА и СБ. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для ориентации орбитального космического аппарата (КА) с одновременной ориентацией батарей солнечных (БС) на Солнце. Способ предназначен для КА с БС, которые допускают одноосное программно-управляемое вращение панелей и ось вращения которых расположена произвольно в конструктиве КА, кроме того, изобретение ограничивается классом КА, для которых достаточно иметь ориентацию только по местной вертикали.
Известны способы управления ориентацией КА в орбитальной системе координат (ОСК) с программно-управляемыми панелями БС, см. например, [1÷5]. В цитируемых источниках КА ориентируется либо нормалями к панелям БС на Солнце и теряет при этом орбитальную ориентацию, либо находится в ориентированном относительно орбитальной системы координат (ОСК) положении, при этом панели БС поворачивают в сторону Солнца на максимально возможный угол. Во втором случае нормали к панелям БС не совпадают с направлением на Солнце, что существенно снижает их эффективность, которая зависит от косинуса угла между нормалью к панелям БС и направлением на Солнце.
Известен, например, способ ориентации КА (см. патент США 6293502 (MПК7 B64G 1/24 Hughes Electronics Corp., Fowell Richard A. №09/368202; заявлен 04.08.99; опубликован 25.09.2001, НПК 244/164), в котором реализуется точная ориентация панелей БС на Солнце в течение всего срока службы КА при ориентации одной из осей КА на центр Земли и вращении крыльев БС относительно двух ортогональных осей. Недостатком способа является сложное двухосевое вращение панелей БС.
Наиболее близким является техническое решение, в котором рассматривается управление ориентацией орбитального КА с управляемыми панелями БС (RU 2535979). Способ включает ориентацию КА по местной вертикали, вращение КА относительно местной вертикали (по курсу) до момента попадания Солнца в поле зрения датчика Солнца (ДС) и определение с помощью ДС направления на Солнце. К недостаткам способа следует отнести усложненную - двухосную кинематику поворота панелей БС и неавтономность управления БС вследствие необходимости расчета положения Солнца в ССК (с использованием плоскости Земля - Солнце - КА), т.к. при этом необходимо получать от внешней системы текущие значения угла склонения Солнца над плоскостью орбиты.
Целью изобретения является устранение указанных недостатков, а именно использовать только одноосный привод БС и добиться полной автономности (т.е. без использования навигационных данных о положении Солнца - склонения и восхождения) и непрерывности ориентации нормали к панелям БС на Солнце.
С этой целью, в отличие от известного способа, включающего ориентацию КА по местной вертикали, вращение КА относительно местной вертикали (по курсу) до момента попадания Солнца в поле зрения ДС и определение в осях ДС направления на Солнце, выполняют следующие операции.
По показаниям ДС определяют угловое положение Солнца относительно ССК и по известному угловому положению оси вращения БС относительно ССК рассчитывают относительный программный угол поворота КА по курсу - ψПР, при котором ось вращения БС составит прямой угол с направлением на Солнце. После этого рассчитывают угол поворота панелей БС - θ, при котором нормаль к панелям БС совпадет с направлением на Солнце, после чего поворачивают КА и панели БС на расчетное значение углов, добиваясь совмещение нормали к панелям БС с направлением на Солнце. В дальнейшем продолжают ориентировать КА по местной вертикали, при этом непрерывно поворачивают КА относительно местной вертикали по курсу и вращают БС, удерживая направление нормали к панели БС совпадающим с направлением на Солнце в течение всего времени полета.
В соответствии с п. 2 формулы изобретения на момент перехода КА на неосвещенную Солнцем сторону орбиты запоминают значения угловой скорости поворота КА относительно местной вертикали - и скорости поворота панелей БС - относительно собственной оси вращения. Указанные скорости вводят в систему управления КА и контур привода панелей БС с последующим вращением с запомненными скоростями КА по курсу и панелей БС относительно собственной оси вращения до выхода КА на освещенный участок орбиты.
Ниже приведен пример практической реализации предлагаемого способа.
На фигуре 1 обозначено:
1 - Земля с центром "О";
2 - плоскость орбиты;
3 - КА;
4 - панели БС с осью вращения 5;
6 - ДС;
7 - Солнце;
μ, (ε-ψПР) - угловое положение Солнца относительно КА;
ψПР - относительный программный угол поворот КА;
X0Y0Z0 - ОСК (ось Х0 не показана для упрощения чертежа);
XКАYKAZKA - ССК КА.
На фигуре 2 показано положение Солнца относительно ССК, где обозначено:
XCYCZC - оси, связанные с направлением на Солнце, оси YCZC не показаны с целью упрощения и большей наглядности чертежа;
XKAYKAZКА - ССК КА;
XБСYБСZБС - система координат, связанная с панелями и осью вращения БС;
μ, (ε-ψПР) - угловое положение Солнца относительно ССК;
ψПР - относительный программный угол поворота КА;
α0, β0 - угловое положение оси поворота БС в теле КА относительно ССК;
На фигуре 3 показано положение одноосной БС относительно ССК КА в общем случае, где обозначено:
XБСYБСZБС - система координат, связанная с панелями и осью вращения БС;
α0, β0 - углы установки БС относительно ССК КА.
Угловое положение Солнца в координатах ССК КА определяется следующим образом (см. фиг. 2):
МПр, МКр - матрица положения приборных осей ДС относительно установочного кронштейна и матрица установочного кронштейна ДС относительно ССК, для простоты приравнены единичной матрице.
Угловое положение панелей БС в координатах КА определяется следующим образом (см. фиг. 1, 3):
Из (1) и (2) вычисляются относительный угол поворота КА - ψПР вокруг местной вертикали и угол поворота БС - θ для совмещения нормали - панелей БС с направлением на Солнце.
Удобный способ расчета заключается в следующем.
Так как нормаль к панелям БС должна совпасть с осью ХС, которая, в свою очередь, должна совпасть с направлением на Солнце - , то это означает, что оси ZБС и ХБС должны быть ортогональны к оси ХС, направленной на Солнце. Следовательно, можно составить два скалярных уравнения:
(4)
или
Решение (1-6) дает значения ψПР и θ. Например, для случая β0=0 (ось вращения панелей конструктивно повернута только вокруг вертикальной оси YKA космического аппарата на угол α0, получим:
Таким образом, для точной ориентации нормали к панелям БС на Солнце, необходимо от исходного положения КА повернуть КА вокруг местной вертикали по курсу на угол ψПР=ε-α0 и повернуть панели БС на угол
В частности, когда sinμ=0 поворот БС должен производиться на угол: - 90°.
Указанные выше движения КА автоматически совершает в течение всего времени полета следующее:
- ориентируется по местной вертикали таким образом, что ось YKA в процессе всего времени полета направлена на центр Земли «О» (см. фиг. 1) и совпадает с осью YO ОСК;
- непрерывно вращается по курсу относительно местной вертикали (той же оси YO ОСК) на расчетный угол ψПР(t);
- поворачивает панели БС на Солнце на угол θ(t).
В процессе этих движений направление нормали к панелям БС удерживается совпадающим с направлением на Солнце в течение сколь угодно длительного времени, в том числе заданного.
Такому КА подходит название «танцующий спутник» - «кружит и непрерывно смотрит панелями БС на Солнце».
Для КА, периодически пересекающих терминатор Земли, на теневой стороне Земли Солнце исчезает из поля зрения ДС и управление по п. 1 становится невозможным. Если остановить процесс ориентации БС, то через половину витка ошибка ориентации панелей на Солнце может достигнуть 180°. Это возможно, если, например, плоскость орбиты КА перпендикулярна плоскости терминатора, а панели БС ориентированы в теле КА собственной осью вращения, совпадающей с осью тангажа КА (ZКА). Очевидно, что угловая скорость поворота панелей БС совпадет с орбитальной угловой скоростью. Следовательно, при «замерших» панелях при выходе КА на освещенную сторону орбиты ошибка направления нормали на Солнце составит ~180°.
Для исключения этих ошибок в соответствии с п. 2 формулы на момент перехода КА на неосвещенную Солнцем сторону орбиты, запоминают скорость поворота КА относительно местной вертикали - и скорость поворота панелей а после выхода на освещенный участок орбиты повторяют операции по п. 1. В этом случае после перехода КА на освещенный участок орбиты ошибки ориентации нормали БС на Солнце будут минимальны и будут быстро устранены выполнением операций по п. 1.
ЛИТЕРАТУРА
1. Елисеев А.С. Техника космических полетов. - М.: Машиностроение, 1983.
2. Крошкин М.Г. Физико-технические основы космических исследований. - М.: Машиностроение, 1969.
3. Грилихес В.А., Орлов П.П., Попов Л.Б. Солнечная энергия и космические полеты. - М.: Наука, 1984.
4. Инженерный справочник по космической технике. - М.: Изд-во МО СССР, 1969.
5. Е.Н. Якимов, В.А. Раевский, М.В. Лукьяненко. Синтез системы управления ориентацией космического аппарата на высокоэллиптической орбите, ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф. Решетнева, г. Красноярск, Сибирский аэрокосмический университет им. академика М.Ф. Решетнева, с. 153-159.
6. Патенты RU: 2021173, 2021174, 2361788, 2368545, 2457158, 2535979; US: 4031444.
Claims (2)
1. Способ ориентации орбитального космического аппарата (КА) с программно-управляемыми батареями солнечными (БС), включающий ориентацию КА по местной вертикали, вращение КА относительно местной вертикали по курсу до момента попадания Солнца в поле зрения датчика Солнца (ДС) и определение в осях ДС направления на Солнце, отличающийся тем, что по показаниям ДС определяют угловое положение Солнца относительно связанной системы координат (ССК) КА, а также по известному конструктивному положению оси вращения БС относительно ССК рассчитывают относительный угол (ψПР) поворота КА по курсу, при котором ось вращения БС составит прямой угол с направлением на Солнце, и угол (θ) поворота панелей БС, при котором нормаль к панелям БС совпадет с направлением на Солнце, после чего поворачивают КА и панели БС на расчетные значения указанных углов, добиваясь совмещения нормали к панелям БС с направлением на Солнце, в дальнейшем продолжают ориентировать КА по местной вертикали, при этом непрерывно поворачивают КА относительно местной вертикали по курсу и вращают БС, удерживая направление нормали к панели БС совпадающим с направлением на Солнце в течение всего времени полета.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что на момент перехода КА на неосвещенную Солнцем сторону орбиты запоминают значения угловой скорости () поворота КА относительно местной вертикали и угловой скорости () поворота панелей БС относительно собственной оси вращения, которые вводят в систему управления КА и контур привода панелей БС с последующим вращением с запомненными угловыми скоростями КА по курсу и панелей БС относительно собственной оси вращения, до выхода КА на освещенный участок орбиты.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015155342A RU2613097C1 (ru) | 2015-12-23 | 2015-12-23 | Способ ориентации орбитального космического аппарата с программно-управляемыми батареями солнечными |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015155342A RU2613097C1 (ru) | 2015-12-23 | 2015-12-23 | Способ ориентации орбитального космического аппарата с программно-управляемыми батареями солнечными |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2613097C1 true RU2613097C1 (ru) | 2017-03-15 |
Family
ID=58458182
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015155342A RU2613097C1 (ru) | 2015-12-23 | 2015-12-23 | Способ ориентации орбитального космического аппарата с программно-управляемыми батареями солнечными |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2613097C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2706743C1 (ru) * | 2019-03-27 | 2019-11-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Способ ориентации космического аппарата |
RU2736522C1 (ru) * | 2020-04-24 | 2020-11-17 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" (АО "НИИЭМ") | Способ ориентации космического аппарата |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2131832C1 (ru) * | 1998-04-20 | 1999-06-20 | Акционерное общество открытого типа Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Способ управления разворотом космического аппарата |
US6142422A (en) * | 1996-10-16 | 2000-11-07 | Space Systems/Loral, Inc. | Method to reorient a spacecraft using only initial single axis attitude knowledge |
US6293502B1 (en) * | 1998-08-05 | 2001-09-25 | Hughes Electronics Corporation | System and method for enhanced solar array pointing in sun-nadir steering |
RU2350522C2 (ru) * | 2007-03-19 | 2009-03-27 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва | Способ ориентации солнечной батареи исз |
RU2428361C1 (ru) * | 2010-07-07 | 2011-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ ориентации в пространстве осей связанной системы координат космического аппарата |
RU2535979C2 (ru) * | 2012-12-04 | 2014-12-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Система ориентации навигационного спутника |
-
2015
- 2015-12-23 RU RU2015155342A patent/RU2613097C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6142422A (en) * | 1996-10-16 | 2000-11-07 | Space Systems/Loral, Inc. | Method to reorient a spacecraft using only initial single axis attitude knowledge |
RU2131832C1 (ru) * | 1998-04-20 | 1999-06-20 | Акционерное общество открытого типа Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Способ управления разворотом космического аппарата |
US6293502B1 (en) * | 1998-08-05 | 2001-09-25 | Hughes Electronics Corporation | System and method for enhanced solar array pointing in sun-nadir steering |
RU2350522C2 (ru) * | 2007-03-19 | 2009-03-27 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва | Способ ориентации солнечной батареи исз |
RU2428361C1 (ru) * | 2010-07-07 | 2011-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ ориентации в пространстве осей связанной системы координат космического аппарата |
RU2535979C2 (ru) * | 2012-12-04 | 2014-12-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Система ориентации навигационного спутника |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2706743C1 (ru) * | 2019-03-27 | 2019-11-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Способ ориентации космического аппарата |
RU2736522C1 (ru) * | 2020-04-24 | 2020-11-17 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" (АО "НИИЭМ") | Способ ориентации космического аппарата |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CA2948119C (en) | Spin stabilization of a spacecraft for an orbit maneuver | |
JP2011042358A (ja) | パドル電流測定値フィードバックのみを使用したジャイロなし遷移軌道太陽捕捉 | |
RU2613097C1 (ru) | Способ ориентации орбитального космического аппарата с программно-управляемыми батареями солнечными | |
CN110632935B (zh) | 一种编队卫星绕飞自主控制方法 | |
CN106483466B (zh) | 一种卫星入轨阶段太阳电池阵输出电流的估算方法 | |
CN105899430A (zh) | 用于控制航天器的日光采集阶段的方法和装置 | |
JP2002512573A (ja) | 初期の1の軸姿勢を使用した宇宙船の向きの変更 | |
RU2457158C2 (ru) | Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка | |
CN113891836B (zh) | 一种用于在生存模式下对倾斜低轨道中的卫星进行姿态控制的方法 | |
CN110641741B (zh) | 双自由度太阳帆板控制方法及其控制系统 | |
RU2544021C2 (ru) | Способ ориентации искусственного спутника земли | |
RU2414392C1 (ru) | Способ ориентации осей космического аппарата в солнечно-орбитальную систему координат | |
CN113568442A (zh) | 一种对星控制系统及方法 | |
CN110723316B (zh) | 一种sgcmg的框架角速度确定方法 | |
US10144531B2 (en) | Reorientation of a spinning spacecraft using gimbaled electric thrusters | |
JP2023099748A (ja) | 監視制御装置、人工衛星、地上設備および監視システム | |
RU2247684C2 (ru) | Способ трехосной ориентации космического аппарата в орбитальной системе координат | |
RU2590287C1 (ru) | Способ определения углового положения подвижного объекта относительно центра масс | |
WO2013002673A1 (ru) | Способ переориентации и управления тягой вращающегося космического аппарата с солнечным парусом | |
RU2764815C1 (ru) | Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы | |
JP2000128096A (ja) | 三軸姿勢制御衛星の静止軌道保持方法及び装置 | |
Bokanowsky et al. | HJB approach for a multi-boost launcher trajectory optimization problem | |
RU2685948C1 (ru) | Способ пространственной ориентации микроспутника | |
RU2779658C1 (ru) | Способ ориентации околоземного орбитального космического аппарата | |
CN115140318B (zh) | 一种适用于微纳卫星大角速率消旋的磁阻尼控制方法 |