RU2614467C1 - Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями - Google Patents

Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями Download PDF

Info

Publication number
RU2614467C1
RU2614467C1 RU2015146375A RU2015146375A RU2614467C1 RU 2614467 C1 RU2614467 C1 RU 2614467C1 RU 2015146375 A RU2015146375 A RU 2015146375A RU 2015146375 A RU2015146375 A RU 2015146375A RU 2614467 C1 RU2614467 C1 RU 2614467C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
spacecraft
axis
angle
vector
angular velocity
Prior art date
Application number
RU2015146375A
Other languages
English (en)
Inventor
Валерий Николаевич Платонов
Игорь Владимирович Орловский
Игорь Владимирович Фролов
Владимир Семёнович Ковтун
Дмитрий Александрович Ефимов
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 RU2015146375A priority Critical patent/RU2614467C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2614467C1 publication Critical patent/RU2614467C1/ru

Links

Images

Landscapes

  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

Изобретение относится к управлению угловым движением космического аппарата (КА) с силовыми гироскопами (СГ) и солнечными батареями (СБ), установленными на взаимно противоположных сторонах КА. В момент отказа измерителя угловой скорости КА фиксируют суммарный вектор кинетич. момента КА и определяют угловую скорость прецессии осесимметричного КА. Далее управляют кинетич. моментом СГ для получения условий освещенности СБ. При этом разворачивают СБ вокруг их общей оси симметрии в противоположных направлениях на некоторые углы, определяют токи от каждой из СБ и ориентацию КА относительно направления на Солнце. Переводят КА в режим орбитальной угловой стабилизации, причём для гашения вращения по крену измеряют температуру «северной» и «южной» поверхностей КА. Техническим результатом изобретения является сохранение функциональности КА при потере его ориентации на Солнце в результате отказа измерителя угловой скорости. 4 ил.

Description

Изобретение относится к области управления угловым движением космических аппаратов (КА) с силовыми гироскопами (СГ) и поворотными солнечными батареями (СБ).
Известен способ формирования управляющих воздействий на КА с СГ и поворотными СБ (Патент RU 2196710 С2. МКИ B64G 1/28, 1/44 / Богачев А.В., Ковтун B.C., Платонов В.Н. Способ формирования управляющих моментов на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями и система для его осуществления// Изобретения 2003. №2) [1], который включает в себя измерение вектора абсолютной угловой скорости ΚΑ
Figure 00000001
, измерение вектора кинетического момента
Figure 00000002
в системе СГ, определение по измеренным значениям
Figure 00000001
и
Figure 00000002
суммарного вектора кинетического момента
Figure 00000003
, измерение единичного вектора направления на Солнце
Figure 00000004
. По измеренному значению
Figure 00000004
определяют время формирования на КА вектора управляющего момента от сил светового давления путем разворота СБ. При этом одновременно с формированием указанного управляющего момента, формируют противоположно направленный стабилизирующий момент от системы СГ, уменьшающий величину накопленного кинетического момента системы.
Таким образом, на определенном интервале, за счет противоположной направленности вектора управляющего момента от сил светового давления, вектору накопленного суммарного кинетического момента
Figure 00000003
, обеспечивается разгрузка СГ. Применение предлагаемого способа позволяет уменьшить расход топлива на выполнение разгрузки СГ с использованием реактивных двигателей (РД). Сэкономленное топливо можно использовать для других целей, связанных с продлением срока активного существования КА на орбите и последующего его увода на орбиту захоронения.
Недостаток способа заключается в том, что при развороте СБ не учитывается предельно допустимая разница между током, генерируемым батареями, и потребляемым на борту. Тем самым не гарантируется энергообеспечение бортовых потребителей от СБ. Кроме того, способ учитывает управляющие воздействия и движение только относительно центра масс КА и при этом не учитывает движение центра масс КА, которые происходят одновременно под действием сил светового давления. При этом «потери» характеристической скорости, вызванные неуправляемым приложением указанной управляющей силы от СБ, могут приводить к необходимости проведения дополнительной коррекции орбиты (в рассматриваемом примере, для удержания КА в рабочей точке по долготе на геостационарной орбите (ГСО). Для выполнения коррекции орбиты может потребоваться дополнительный расход топлива РД.
Известен другой способ формирования управляющих воздействий на КА с СГ и поворотными СБ (Патент RU 2207969 С2. МКИ B64G 1/28, 1/44 / Богачев А.В., Земсков Е.Ф., Ковтун B.C., Орловский И.В., Платонов В.Н., Соколов А.В., Улыбышев Ю.П. Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями // Изобретения 2003. №19) [2], в котором устранены указанные недостатки. В данном способе - прототипе, производят измерение вектора абсолютной угловой скорости космического аппарата
Figure 00000001
, формирование управляющих воздействий на космический аппарат силовыми гироскопами, измерение вектора кинетического момента
Figure 00000002
в системе силовых гироскопов, определение по измеренным значениям
Figure 00000001
и
Figure 00000002
суммарного вектора кинетического момента
Figure 00000003
, измерение единичного вектора направления на Солнце
Figure 00000004
, измерение текущего I и максимального Imax токов прихода от солнечных батарей, определение по измеренным значениям
Figure 00000004
, I и Imax углов разворота солнечных батарей относительно оси вращения. В процессе формирования управляющей силы от воздействия светового потока на поверхность СБ развороты батарей осуществляют с учетом ограничения, по которому разница между током прихода и током нагрузки не должна превышать предельно допустимого значения. При этом ток прихода зависит от поворота нормали к рабочей поверхности СБ относительно измеренного вектора
Figure 00000004
. Формирование управляющей силы направлено на получение заданного приращения характеристической скорости и одновременного создания управляющего момента для разгрузки СГ. В свою очередь, разгрузку СГ от накопленного кинетического момента осуществляют при формировании разгрузочного момента от сил светового давления и равного противоположно направленного управляющего момента от системы СГ, стабилизирующей угловые положения КА при действии указанных внешних сил. Таким образом, по измеренным значениям
Figure 00000004
, I и Imax определяют углы разворота солнечных батарей относительно оси вращения, обеспечивающие формирование требуемых управляющих сил и моментов от светового давления на поверхности СБ.
При использовании рассматриваемого способа применяется система управления движением и навигации (СУДН) КА, построенная на принципах бесплатформенных инерциально-навигационных систем (БИНС) [2]. Основным элементом для построения и функционирования БИНС являются измерители вектора угловой скорости
Figure 00000001
. При выходе из строя измерителя угловой скорости, перестает функционировать кинематический контур СУДН, в результате чего принципы БИНС перестают работать и аппарат теряет заданную ориентацию, в том числе и ориентацию СБ на Солнце. Далее время существования КА на орбите определяется «резервным временем энергообеспечения» от вторичных источников питания. При этом на многих современных КА, имеющих на борту в структуре СУДН навигационный контур, солнечные датчики (СД) не устанавливаются. Задачу определения на борту КА направления на Солнце решает указанный контур.
В рассмотренной аномальной ситуации динамический контур СУДН остается работоспособным, в частности не теряется управление СГ и приводами СБ.
Техническим результатом изобретения является обеспечение сохранения функций в условиях непредвиденных воздействий на систему внутренних дестабилизирующих факторов КА при потере его ориентации на Солнце в результате отказа измерителя угловой скорости за счет управления СГ и приводами СБ.
Для достижения технического результата в способе формирования управляющих воздействий на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями, включающем измерение вектора абсолютной угловой скорости космического аппарата
Figure 00000001
, формирование управляющих воздействий на космический аппарат силовыми гироскопами, измерение вектора кинетического момента
Figure 00000002
в системе силовых гироскопов, определение по измеренным значениям
Figure 00000001
и
Figure 00000002
суммарного вектора кинетического момента
Figure 00000003
, измерение единичного вектора направления на Солнце
Figure 00000004
, измерение текущего I и максимального Imax токов прихода от солнечных батарей, определение по измеренным значениям
Figure 00000004
, I и Imax углов разворота солнечных батарей относительно оси вращения, фиксируют в момент времени t0 отказа измерителя угловой скорости
Figure 00000001
достоверное значение суммарного вектора кинетического момента
Figure 00000005
, определяют угловую скорость прецессии осесимметричного космического аппарата с учетом
Figure 00000005
, разворачивают солнечные батареи вокруг положительного направления параллельного оси симметрии OZ в противоположных направлениях на углы между нормалями
Figure 00000006
и
Figure 00000007
к рабочим поверхностям и одной из осей ОХ связанной системы координат, определяют текущие значения угла γ между проекцией вектора
Figure 00000004
на плоскость ΧΟΥ связанной системы координат
Figure 00000008
и выбранной осью ОХ с учетом токов прихода солнечных батарей I1, I1max, I2, I2max и углов разворота солнечных батарей, по измеренным значениям токов I1 и I2 определяют наличие освещенности солнечных батарей на контрольном интервале времени поиска Δτ и в случае ее отсутствия, формируют относительно оси ΟΖ кинетический момент ΗΖ1 в системе силовых гироскопов до момента получения угловой скорости собственного вращения космического аппарата для освещения рабочих поверхностей солнечных батарей, в случаях освещенности рабочих поверхностей солнечных батарей на контрольном интервале Δτ или в процессе собственного вращения космического аппарата, формируют относительно оси OZ кинетический момент HΖ2 в системе силовых гироскопов до момента получения угловой скорости собственного вращения
Figure 00000009
космического аппарата для обнуления угла γ, а после приведения угла γ к нулевому значению, формируют относительно оси OZ кинетический момент HZ3 в системе силовых гироскопов до момента получения угловой скорости собственного вращения
Figure 00000010
космического аппарата для его угловой стабилизации относительно оси OZ, с учетом угловой скорости собственного вращения
Figure 00000011
космического аппарата и угловой скорости прецессии космического аппарата определяют значение проекции вектора
Figure 00000005
на ось OZ GOZ, в процессе указанной угловой стабилизации, по измеренным значениям тока I1, I2, углам разворота солнечных батарей и углу γ, определяют угол β между выбранной осью связанной системы координат ОХ и единичным вектором
Figure 00000012
направления на Солнце, при этом для отсчета угла β вокруг оси +OY измеряют температуру T+OZ на поверхности космического аппарата со стороны оси +OZ и температуру T-OZ на поверхности космического аппарата со стороны оси -OZ и по соотношению измеренных значений температур выбирают знак угла β, с учетом проекции GOZ, а также угла β и угла между векторами
Figure 00000005
и
Figure 00000012
, определяют значение проекции вектора
Figure 00000005
на ось OX GOX, по вектору
Figure 00000005
и его проекциям GOX, GOZ, определяют значение проекции вектора
Figure 00000005
на ось OY GOY, осуществляют гашение текущих угловых скоростей космического аппарата по осям OX, OY путем формирования в системе силовых гироскопов управляющих значений HX и HY, принимаемых равным значениям GOX и GOY соответственно, а по завершению указанного гашения, формируют кинетический момент HY1 в системе силовых гироскопов до момента получения угловой скорости
Figure 00000013
для обнуления угла β, а после приведения угла к нулевому значению, формируют кинетический момент HY2 в системе силовых гироскопов до момента получения угловой скорости
Figure 00000014
угловой стабилизации движения относительно оси OY.
Для пояснения сути предложенного технического решения представлены:
Фиг. 1 - схема расположения на орбите КА - геостационарного спутника связи (ГСС);
Фиг. 2 - схема векторного отображения регулярной прецессии КА и вектора
Figure 00000012
в инерциальном пространстве;
Фиг. 3 - схема векторного построения решаемой задачи;
Фиг. 4 - схема построения поля зрения солнечного датчика из СБ.
Предлагаемый способ может быть использован в КА с регулярной ориентацией относительно Солнца, которая обеспечивает работу поворотных СБ в качестве фотоэлектрических преобразователей солнечной энергии. В наибольшей степени к указанным КА относятся спутники связи, расположенные на геостационарной и высокоэллиптических орбитах.
В качестве примера на фиг. 1 представлена схема расположения КА ГСС типа «Ямал» на ГСО, при этом введены обозначения:
1 - корпус КА;
2 - СБ1;
3 - СБ2;
4 - северная панель КА;
5 - южная панель КА;
6 - западная панель КА.
На фиг. 1 также показаны направления осей ΟΧΥΖ связанной системы координат (ССК). При этом оси вращения СБ параллельны оси ΟΖ КА. Рабочей для КА ГСС является орбитальная система координат (ОСК).
Регулярность ориентации ΚΑ 1 относительно Солнца заключается в том, что две поворотные СБ1 2 и СБ2 3, расположенные со стороны южной 5 и северной 4 панелей ΚΑ 1 постоянно освещены Солнцем, за исключением случаев нахождения аппарата в конусе тени Земли. В то же время западная 6 и восточная панели спутника попеременно освещаются в течение суток. Северная 4 и южная 5 панели спутника максимальным образом освещаются соответственно в дни летнего и зимнего солнцестояния под углами ±23,5°. В плоскости ГСО Солнце находится в дни весеннего и осеннего равноденствия. В остальные дни освещение западной и южной панелей зависит от указанного на фиг. 1 углового диапазона падения солнечного излучения.
Для дальнейшего решения задачи полагаем, что центробежные моменты инерции КА являются малыми по сравнению с центральными моментами инерции JX, JY, JZ и считаем КА осесимметричным телом с JX=JY=J. Полагаем также, что моменты инерции относительно осей ОХ и OY в несколько раз превышают момент инерции относительно оси симметрии OZ, J>JZ. Указанным требованиям удовлетворяют большинство управляемых на ГСО спутников.
После потери управляемости КА относительно центра масс в результате отказа измерителя угловой скорости
Figure 00000001
в момент времени t0, аппарат перейдет в инерционное вращение. Указанное вращение представляет собой регулярную прецессию в инерциальном пространстве вокруг оси прецессии заданной вектором
Figure 00000005
(см. Айзерман М.А. Классическая механика. М., «Наука». 1974, стр. 195) [3], представляющим собой достоверное значение вектора G, фиксируемое в момент времени t0. Схема векторного отображения регулярной прецессии КА и вектора
Figure 00000004
в инерциальном пространстве на момент времени t0 представлена на фиг. 2, где введены обозначения:
Figure 00000005
- достоверное значение суммарного вектора кинетического момента КА, зафиксированное на момент времени t0;
OZ - ось симметрии КА;
Figure 00000015
- вектор угловой скорости прецессии КА;
Figure 00000016
- вектор угловой скорости собственного вращения КА;
Figure 00000017
- вектор угловой скорости KA;
α - угол прецессии;
αс - угол между векторами
Figure 00000005
и
Figure 00000012
;
GC - проекция вектора
Figure 00000005
на
Figure 00000012
,
Figure 00000018
.
Рассматриваем случай, когда действием внешнего возмущающего момента можно пренебречь на интервале действий способа (см., например, Раушенбах Б.В., Токарь Е.Н. Управление ориентацией космических аппаратов. М. «Наука», 1974, стр. 451) [4]. Будем считать также неизменным положение вектора
Figure 00000012
в инерциальном пространстве на интервале проведения динамических операций в предлагаемом способе до момента построения инерциальной солнечной ориентации. Тогда, на рассматриваемом интервале регулярной прецессии КА, углы α и αс будут постоянными величинами.
Если суммарный вектор кинетического момента СГ
Figure 00000019
равен нулю (или приведен к нулю), то КА будет совершать регулярную прецессию с угловой скоростью прецессии
Figure 00000020
Figure 00000021
вокруг вектора
Figure 00000005
и угловой скоростью собственного вращения
Figure 00000022
, равной
Figure 00000023
где
Figure 00000024
- угловая скорость КА вокруг оси ΟΖ в связанной системе координат равная
Figure 00000025
где GOZ - проекция суммарного вектора накопленного кинетического момента на ось OZ КА, заданную единичным вектором
Figure 00000026
.
Если привести кинетический момент
Figure 00000002
к значению
Figure 00000002
(0, 0, HZ), то КА будет совершать регулярную прецессию с такой же скоростью прецессии и с таким же углом α между направлением скорости прецессии и осью симметрии, как и для случая HZ=0. Однако при этом изменится, по сравнению с (3), угловая скорость вращения КА вокруг оси OZ
Figure 00000027
Таким образом, изменяя HZ можно изменять угловую скорость собственного вращения КА (см. (2)) для обеспечения поиска Солнца и приведения направления на Солнце (вектора
Figure 00000012
) в одну из плоскостей, образованной осью симметрии KA OZ и одной из осей ССК (ОХ или OY), например, плоскость OXZ.
Далее, для обеспечения поиска Солнца, разворачиваем солнечные батареи вокруг положительного направления параллельного оси симметрии OZ в противоположных направлениях на углы между нормалями
Figure 00000028
и
Figure 00000029
к рабочим поверхностям и одной из осей ОХ связанной системы координат. При этом СБ1 2 разворачивается в положение, в котором нормаль
Figure 00000028
к рабочей поверхности отклонена на угол (-ϕ1) от оси ОХ, образующей вместе с осью симметрии KA ΟΖ, плоскость для приведения вектора
Figure 00000012
, а СБ2 3 разворачивается в положение, в котором нормаль
Figure 00000029
к рабочей поверхности отклонена на угол (+ϕ2) от оси ОХ, образующей вместе с осью симметрии KA ΟΖ, плоскость для приведения в нее вектора
Figure 00000004
. В качестве примера рассмотрим плоскость ΧΟΖ, при этом для указанного отсчета примем ось -ОХ. Отсчет углов для поворотов СБ осуществляется вокруг положительного направления оси ΟΖ КА.
Для дальнейшего объяснения сути предлагаемого технического решения рассмотрим схему векторного построения решаемой задачи, представленную на фиг. 3, при этом, дополнительно к ранее указанным, введены обозначения:
Ν, S - обозначения северной и южной панелей КА соответственно (см. фиг.1);
-
Figure 00000030
- единичный вектор, задающий направления оси -ОХ КА;
ϕ - направление положительного отсчета углов разворота ϕ1 и ϕ2;
β - угол между вектором
Figure 00000031
и его проекцией
Figure 00000032
на плоскость ΧΟΥ, перпендикулярную оси симметрии КА ΟΖ;
γ - угол между проекцией
Figure 00000033
и осью -ОХ КА, определяющей с осью симметрии ΟΖ плоскость приведения вектора
Figure 00000031
.
В результате векторного построения решаемой задачи на фиг. 3, получено расположение СБ, схема которого представлена на фиг. 4. Обозначения на фиг. 4 соответствуют ранее введенным обозначениям на предыдущих фигурах. Главная ось чувствительности расположенных СБ направлена по оси - ОХ КА. Рабочее поле углового приведения ϕd Солнца к оси - ОХ вокруг оси OZ составляет
Figure 00000034
Для последующего расчета примем |ϕ1|=|ϕ2|=30°, тогда ϕd=±60°.
Далее, с использованием полученного расположения СБ, приведем проекцию вектора
Figure 00000033
в плоскость XOZ за счет угловой скорости собственного вращения КА относительно оси симметрии OZ. Условием приведения является получения значения угла γ=0. Определим зависимость указанного угла от измеренных значений тока в СБ1 и СБ2. Для этого, с учетом обозначений на фиг. 3, 4, определим значения единичных векторов
Figure 00000035
Освещенность СБ пропорциональна косинусу угла между
Figure 00000028
,
Figure 00000029
и
Figure 00000036
(Грилихес В.Α., Орлов П.П., Попов Л.Б. Солнечная энергия и космические полеты. М. «Наука», 1984) [5]:
Figure 00000037
Figure 00000038
где I1, I1max - текущее измеренное и максимальное значения тока СБ1 соответственно;
I2, I2max - текущее измеренное и максимальное значения тока СБ2 соответственно.
Максимально возможные значения тока СБ измеряются до момента времени t0 при совпадении нормалей к рабочим поверхностям с вектором
Figure 00000036
.
После подстановки (6) в (7) получим
Figure 00000039
Из (8) получим отношение
Figure 00000040
Преобразовав (9) относительно угла γ получим
Figure 00000041
Таким образом
Figure 00000042
Для принятого примера |ϕ1|=|ϕ2|=30°
Figure 00000043
После аномального события, КА продолжает собственное вращение относительно оси симметрии OZ в общем случае с неизвестной скоростью и в не известном направлении. Связано это с тем, что на некотором промежутке времени возможны управляющие воздействия со стороны исполнительных органов в процессе отказа измерителя угловой скорости, т.е. может производиться управление угловым движением КА с использованием некорректных измерений указанной скорости.
Поэтому первоначально определяем наличие Солнца по измеренным значениям тока СБ. Если освещенность СБ отсутствует (Ι1=Ι2=0), проверяем выполнение условия
Figure 00000044
где
Figure 00000045
- максимальное значение угловой скорости приведения системой СГ угла γ на фазовой плоскости к нулевому значению при управлении относительно оси ΟΖ (см. [4], стр. 179-181), где az - максимальное ускорение КА вокруг оси OZ при штатном использовании системы СГ; γρ - пороговое значение диапазона изменения угла γ на фазовой плоскости (диапазон изменения угла от (-γp) до (+γp)).
Для этого по измеренным значениям токов Ι1 и I2 определяем наличие освещенности СБ на контрольном интервале времени поиска Солнца, при управлении КА на фазовой плоскости без перерегулирования
Figure 00000046
в течение которого Солнце должно быть зафиксировано по токам СБ при вращении КА с угловой скоростью ωmz.
Если освещенность Солнцем двух батарей по истечению указанного интервала времени отсутствует то, следовательно, величина угловой скорости собственного вращения
Figure 00000047
КА меньше
Figure 00000048
.
В таком случае формируем относительно оси OZ кинетический момент в системе СГ
Figure 00000049
до момента получения угловой скорости собственного вращения ωС1 поиска с целью освещения рабочих поверхностей СБ. При этом ωС1=kωmz, где k>1 - коэффициент масштабирования угловой скорости для поиска Солнца.
Если по окончанию контрольного промежутка времени не освещена ни одна СБ и на начало промежутка не была освещена ни одна СБ знак кинетического момента может быть произвольным, так как исходная скорость вращения имеет малое значение и не превышает для случая приведенного в примере ωmz/2.
В других случаях знак указанного сформированного кинетического момента выбираем исходя из нижеследующих условий:
- если по окончанию контрольного промежутка времени не освещена ни одна СБ, а на начало промежутка была освещена СБ2, то знак положительный. Связано это с тем, что угловая скорость собственного вращения направлена в сторону увеличения положительного угла ϕ2 (см. фиг. 3), при этом Солнце первоначально освещало край СБ2 и последующее вращение КА привело к потере освещения батареи. Следовательно, угловая скорость собственного вращения КА
Figure 00000050
направлена в сторону оси +ΟΖ и это приводит к уводу СБ от направления на Солнце. Формирование положительного значения ΗΖ1 приведет к созданию противоположно направленного управляющего момента Μz, который приведет к первоначальному гашению набранной скорости и последующему смене знака угловой скорости на отрицательное значение;
- если по окончанию контрольного промежутка времени не освещена ни одна СБ, а на начало промежутка была освещена СБ1, то знак отрицательный. Связано это с тем, что угловая скорость собственного вращения направлена в сторону увеличения отрицательного угла ϕ1 (см. фиг. 3), при этом Солнце первоначально освещало край СБ1 и последующее вращение КА привело к потере освещения батареи. Следовательно, угловая скорость собственного вращения КА
Figure 00000051
направлена в сторону оси «-ΟΖ» и это приводит к уводу СБ от направления на Солнце. Формирование отрицательного значения ΗΖ1 приведет к созданию противоположно направленного управляющего момента Μz, который приведет к первоначальному гашению набранной скорости и последующему смене знака угловой скорости на положительное значение;
- если по окончанию контрольного промежутка времени освещена СБ1, то знак положительный. Связано это с тем, что угловая скорость собственного вращения направлена в сторону увеличения отрицательного угла ϕ1. При этом, дальнейшее движение приводит к увеличению освещенности СБ. Формирование положительного значения ΗΖ1 приведет к созданию противоположно направленного управляющего момента Μz, который приведет к увеличению значения набранной скорости в требуемом направлении;
- если по окончанию контрольного промежутка времени освещена СБ2, то знак отрицательный. Связано это с тем, что угловая скорость собственного вращения направлена в сторону увеличения положительного угла ϕ2. При этом, дальнейшее движение приводит к увеличению освещенности СБ. Формирование отрицательного значения ΗΖ1 приведет к созданию противоположно направленного управляющего момента Μz, который приведет к увеличению значения набранной скорости в требуемом направлении.
Если Солнце освещает обе СБ, то приведение к углу γ=0 осуществляется с угловой скоростью собственного вращения
Figure 00000052
по следующей схеме. С использованием (11, 12), рассчитываются углы γ и по ним угловая скорость
Figure 00000053
, как производная угла γ, и если модуль угловой скорости больше или равен
Figure 00000054
, то величина угловой скорости собственного вращения уменьшается. При этом если угол γ положителен, то формируем ΗΖ2:=ΗZ-ΔΗΖ2, а если угол γ отрицателен, то формируем ΗΖ2:=ΗΖ+ΔΗΖ2, где ΔΗΖ2 - некоторая положительная величина равная, например, 5% от HMAX, где HMAX максимальные размеры радиуса шара вписанного в область располагаемых значений кинетического момента системы СГ.
Если модуль угловой скорости меньше
Figure 00000054
, то величина угловой скорости увеличивается. При этом если угол γ положителен, то формируем HZ2:=HZ+ΔΗΖ2; если угол γ отрицателен, то формируем ΗΖ2:=ΗZ-ΔΗΖ2.
После приведения к γ=0 производится стабилизация углового положения вокруг оси +ΟΖ с угловой скоростью собственного вращения
Figure 00000055
, при этом логика управления следующая: если ток с СБ1 больше, чем с СБ2 (угол γ отрицателен), то задаем Δγ отрицательным и соответственно формируем приращение ΗZ положительным (ΗΖ3:=ΗΖ+ΔΗΖ3). Если ток с СБ2 больше, чем с СБ1 (угол γ положителен), то задаем Δγ положительным и, соответственно, формируем приращение ΗZ отрицательным (ΗΖ3:=ΗΖ-ΔΗΖ3), где ΔΗΖ3 некоторая положительная величина равная, например, 3% от НМАХ, где HMAX максимальные размеры радиуса шара вписанного в область располагаемых значений кинетического момента системы СГ.
Далее, при определении проекций вектора суммарного кинетического момента в связанных осях КА, используем обозначения
Figure 00000056
(GOX, GOY, GOZ) и
Figure 00000057
(HX, HΥ, ΗZ).
С учетом угла α между вектором
Figure 00000058
и осью +OZ КА, получим
Figure 00000059
(см. фиг. 3). Тогда суммарное значение угловой скорости собственного вращения и проекции угловой скорости прецессии
Figure 00000060
на ось +ΟΖ, с учетом угловой скорости собственного вращения
Figure 00000061
при стабилизации углового движения относительно γ=0, может быть представлено в виде
Figure 00000062
С учетом этого и подстановки в (16) выражений (4) и (1) получим уравнение
Figure 00000063
решение которого определяет значение проекции вектора
Figure 00000058
на ось OZ:
Figure 00000064
После приведения вектора
Figure 00000036
в плоскость XOZ (при γ=0), определяем его направление на Солнце через угол β (см. фиг. 3). Для этого используется информация о величине измеренного текущего значения тока в любой из двух СБ в отношении к максимально возможному значению тока (см. (7)), например, с СБ1:
Figure 00000065
или с СБ2
Figure 00000066
При этом угол β определяет угловое расстояние от оси «-ОХ» до единичного вектора
Figure 00000036
направления на Солнце и рассчитывается следующим образом
Figure 00000067
или
Figure 00000068
При |ϕ1|=|ϕ2|=30° и γ=0
Figure 00000069
Отсчет угла β производится против часовой стрелки вокруг оси +ΟΥ. Для определения знака угла β измеряем температуру на поверхностях (панелях N и S, см. фиг. 1, 3) корпуса КА, перпендикулярных оси собственного вращения ±ΟΖ. Данная информация используется для определения знака проекции вектора направления на Солнце
Figure 00000036
на ось ΟΖ КА (определения, какая из сторон КА освещена Солнцем). При этом, знак угла β определяется исходя из освещенности рабочих поверхностей КА следующим образом:
- измеряем температуру Τ+OZ на поверхности КА со стороны оси +ΟΖ;
- измеряем температуру T-OZ на поверхности КА со стороны оси -ΟΖ;
- производим сравнение указанных температур и при:
Figure 00000070
Диапазон изменения угла β: (-90°<β<90°).
После приведения
Figure 00000036
в плоскость ΧΟΖ и расчета GOZ определяем GOX из решения уравнения
Figure 00000071
в результате получим
Figure 00000072
Далее определяем
Figure 00000073
при этом знак G0Y противоположен знаку угловой скорости
Figure 00000074
.
Полученные компоненты GOX и GOY позволяют, путем приведения
Figure 00000075
к
Figure 00000076
по осям OX, OY, осуществить гашение текущих угловых скоростей КА. Для этого в динамическом контуре СУДН формируют в системе СГ управляющие значения HX и ΗY, принимаемые равными значениям GOX и GOY соответственно (формируют управляющие значения: HX:=GOX; HY:=GOY).
После обнуления угловых скоростей КА находится в инерциальной ориентации, при которой вектор
Figure 00000077
расположен в плоскости XOZ. Далее приводим указанный вектор к оси - ОХ, за счет управления КА относительно оси OY. Для этого, по текущим измеренным значениям тока I, с использованием выражений (21)-(23), рассчитываются углы β и угловая скорость
Figure 00000078
, как производная угла β, с учетом знака угла, определенного по измеренным значениям температур по условиям (24). Формируют кинетический момент ΗΥ1 в системе силовых гироскопов до получения угловой скорости
Figure 00000079
для приведения по измеренным значениям тока СБ угла β к нулевому значению. При этом логика управления движением следующая:
- если модуль угловой скорости больше или равен
Figure 00000080
, где ау - максимальная величина ускорения по оси ΟΥ, то величина угловой скорости уменьшается:
при β>0 ΗY1:=ΗY-ΔΗY1;
при β<0 ΗY1:=ΗY+ΔHY1,
где ΔHY1 - некоторая положительная величина равная, например, 10% от HMAX;
- если модуль угловой скорости меньше
Figure 00000080
, то величина угловой скорости увеличивается:
при β>0 ΗΥ1:=ΗΥ+ΔΗΥ1;
при β<0 ΗΥ1:=ΗY-ΔΗY1,
где ΔΗY1 - некоторая положительная величина равная, например, 10% от HMAX, где НМАХ максимальные размеры радиуса шара вписанного в область располагаемых значений кинетического момента системы СГ
После приведения к β=0 производится стабилизация углового положения КА, при этом логика управления следующая:
- если угол β<0, то задаем ΔωY отрицательным и, соответственно, приращение ΗΥ2 положительным (ΗΥ2:=ΗΥ+ΔΗY2);
- если угол β>0, то задаем ΔωY положительным и, соответственно, приращение ΗΥ2 отрицательным (ΗΥ2:=ΗY-ΔΗY2),
где ΔΗΥ2 - некоторая положительная величина равная, например, 5% от HMAX.
Таким образом, в конце построения солнечной ориентации производится угловая стабилизация КА по двум углам управления γ и β, с поддержанием оси - ОХ на Солнце в инерциальной системе координат. При этом величины углов ϕ следует выбирать в пределах 10-30°, чтобы с одной стороны был приход электроэнергии близкий к максимальному, с другой, чтобы измерение угла γ (12) вблизи нуля имело линейную характеристику.
Предложенный способ может быть реализован бортовым комплексом управления (БКУ) автоматических КА (см. Микрин Е.А. Бортовые комплексы управления космических аппаратов. Изд. МГТУ им. Н.Э. Баумана, Москва. 2014, стр. 20-22) [6] и СУДН в его составе (см. [6] стр. 56-68). Как указано в [6], функциональное решение задач СУДН производится в трех контурах - кинематическом, навигационном и динамическом. Реализация контуров и межконтурного взаимодействия осуществляется в бортовой цифровой вычислительной системе (БЦВС). В случае отказа измерителя угловой скорости, перестают функционировать кинематический и навигационный контуры. Дальнейшую реализацию предложенного способа выполняет динамический контур. Для этого используется информация с датчиков тока СБ системы электроснабжения (СЭС) и системы обеспечения теплового режима (СОТР), имеющих цифровой интерфейс с БКУ.
В БЦВС существует отдельный блок управления приводами СБ, который может реализовать указанные в способе развороты батарей. Независимое управление силовыми гироскопами также может осуществить динамический контур СУДН, построенный в БЦВС. Необходимые блоки и функциональные связи для реализации алгоритма представлены в [6] на рис. 1.1 и рис. 1.7. Сам алгоритм реализуется в бортовой цифровой вычислительной машине, входящей в состав БЦВС. При этом необходимо отметить, что текущий контроль работоспособности измерителя угловой скорости в БЦВС производится постоянно. И в случае фиксирования аномальной работы измерителя или полного его отказа по результатам контроля, выставляется признак на начало реализации алгоритма управления ориентацией КА, описанного в предлагаемом способе.
Реализация предлагаемого способа позволяет увеличить резервное время энергообеспечения КА от нескольких часов (Ковтун B.C. Управление резервным временем энергообеспечения космического аппарата // Известия РАН. Энергетика. 2013. №1. С. 24-33) [7], до недель (месяцев) и далее, пока не будет принято решение о парировании аномальной ситуации (АС) и дальнейшем продолжении полета КА. Парирование АС может занять продолжительное время, которое понадобиться для дополнительной разработки программного обеспечения БКУ и проведения других мероприятий связанных с перестройкой наземного комплекса управления КА в целом. В частности, в качестве измерителя угловой скорости могут на борту использоваться звездные датчики. Для этих же целей могут быть задействованы наземные и бортовые радиосредства (Патент RU 2191721 C1. МКИ B64G 1/28, 1/32 / Ковтун B.C., Банит Ю.Р. Способ управления ориентацией космического аппарата, снабженного бортовым радиотехническим комплексом // Изобретения 2002. №30) [8], возможны и другие варианты замены работы штатного измерителя угловой скорости.
На протяжении необходимого для этого времени, продолжает работать связь с КА через бортовой радиотехнический комплекс. Работу обеспечивает функционирующая СЭС, получающей электроэнергию от СБ. После выполнения указанных мероприятий по парированию АС, функциональная работоспособность КА может быть восстановлена.
Таким образом, изобретение направлено на приобретение СУДН КА дополнительного свойства живучести - способности системы противостоять и сохранять минимальный набор критически важных функций в условиях отказа измерителя угловой скорости за счет изменения поведения системы (А.Н. Кирилин, Р.Н. Ахметов, А.В. Соллогуб, В.П. Макаров. Методы обеспечения живучести низкоорбитальных автоматических КА зондирования Земли. М., «Машиностроение». 2010) [9]. Приобретенное свойство СУДН позволяет сохранить КА в целом и продолжить его дальнейшее целевое использование после парирования аномальной ситуации.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Патент RU 2196710 С2. МКИ B64G 1/28, 1/44 / Богачев А.В., Ковтун B.C., Платонов В.Н. Способ формирования управляющих моментов на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями и система для его осуществления // Изобретения 2003. №2.
2. Патент RU 2207969 С2. МКИ B64G 1/28, 1/44 / Богачев А.В., Земсков Е.Ф., Ковтун B.C., Орловский И.В., Платонов В.Н., Соколов А.В., Улыбышев Ю.П. Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями // Изобретения 2003. №19.
3. Айзерман М.А. Классическая механика. М. «Наука». 1974.
4. Раушенбах Б.В., Токарь Е.Н. Управление ориентацией космических аппаратов. М. «Наука», 1974.
5. Грилихес В.Α., Орлов П.П., Попов Л.Б. Солнечная энергия и космические полеты. М. «Наука», 1984.
6. Микрин Е.А. Бортовые комплексы управления космических аппаратов. Изд. МГТУ им. Н.Э. Баумана, Москва. 2014.
7. Ковтун B.C. Управление резервным временем энергообеспечения космического аппарата // Известия РАН. Энергетика. 2013. №1. С. 24-33.
8. Патент RU 2191721 C1. МКИ B64G 1/28, 1/32 / Ковтун B.C., Банит Ю.Р. Способ управления ориентацией космического аппарата, снабженного бортовым радиотехническим комплексом // Изобретения 2002. №30.
9. Кирилин А.Н., Ахметов Р.Н., Соллогуб А.В., Макаров В.П. Методы обеспечения живучести низкоорбитальных автоматических КА зондирования Земли. М., «Машиностроение». 2010.

Claims (1)

  1. Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями, включающий измерение вектора абсолютной угловой скорости космического аппарата
    Figure 00000081
    , формирование управляющих воздействий на космический аппарат силовыми гироскопами, измерение вектора кинетического момента
    Figure 00000082
    в системе силовых гироскопов, определение по измеренным значениям
    Figure 00000083
    и
    Figure 00000084
    суммарного вектора кинетического момента
    Figure 00000085
    , измерение единичного вектора направления на Солнце
    Figure 00000086
    , измерение текущего I и максимального Imax токов прихода от солнечных батарей, определение по измеренным значениям
    Figure 00000087
    , I и Imax углов разворота солнечных батарей относительно оси вращения, отличающийся тем, что фиксируют в момент времени t0 отказа измерителя угловой скорости
    Figure 00000088
    достоверное значение суммарного вектора кинетического момента
    Figure 00000089
    , определяют угловую скорость прецессии осесимметричного космического аппарата с учетом
    Figure 00000090
    , разворачивают солнечные батареи вокруг положительного направления, параллельного оси симметрии OZ, в противоположных направлениях на углы между нормалями
    Figure 00000091
    и
    Figure 00000092
    к рабочим поверхностям солнечных батарей и одной из осей OX связанной системы координат, определяют текущие значения угла γ между проекцией
    Figure 00000093
    вектора
    Figure 00000094
    на плоскость XOY связанной системы координат и выбранной осью OX с учетом токов прихода солнечных батарей I1, I1max, I2, I2max и углов разворота солнечных батарей, по измеренным значениям токов I1 и I2 определяют наличие освещенности солнечных батарей на контрольном интервале времени поиска Δτ и, в случае её отсутствия, формируют относительно оси OZ кинетический момент HZ1 в системе силовых гироскопов до момента получения угловой скорости собственного вращения космического аппарата, потребной для освещения рабочих поверхностей солнечных батарей, в случаях освещенности рабочих поверхностей солнечных батарей на контрольном интервале Δτ или в процессе собственного вращения космического аппарата формируют относительно оси OZ кинетический момент HZ2 в системе силовых гироскопов до момента получения угловой скорости собственного вращения
    Figure 00000095
    космического аппарата, потребной для обнуления угла γ, а после приведения угла γ к нулевому значению формируют относительно оси OZ кинетический момент HZ3 в системе силовых гироскопов до момента получения угловой скорости собственного вращения
    Figure 00000096
    космического аппарата, потребной для его угловой стабилизации относительно оси OZ, с учетом угловой скорости собственного вращения
    Figure 00000097
    космического аппарата и угловой скорости прецессии космического аппарата определяют значение проекции GOZ вектора
    Figure 00000098
    на ось OZ, в процессе указанной угловой стабилизации по измеренным значениям токов I1, I2, углам разворота солнечных батарей и углу γ - определяют угол β между выбранной осью связанной системы координат OX и единичным вектором
    Figure 00000099
    направления на Солнце, при этом для отсчета угла β вокруг оси +OY измеряют температуру T+OZ на поверхности космического аппарата со стороны оси +OZ и температуру T-OZ на поверхности космического аппарата со стороны оси –OZ, и по соотношению измеренных значений температур выбирают знак угла β с учетом проекции GOZ, а также угла β и угла между векторами
    Figure 00000100
    и
    Figure 00000101
    , определяют значение проекции GOX вектора
    Figure 00000102
    на ось OX, по вектору
    Figure 00000103
    и его проекциям GOX, GOZ определяют значение проекции GOY вектора
    Figure 00000104
    на ось OY, осуществляют гашение текущих угловых скоростей космического аппарата по осям OX, OY путем формирования в системе силовых гироскопов управляющих значений HX и HY, принимаемых равными значениям GOX и GOY соответственно, а по завершению гашения указанных угловых скоростей формируют кинетический момент HY1 в системе силовых гироскопов до момента получения угловой скорости
    Figure 00000105
    для обнуления угла β, а после приведения этого угла к нулевому значению формируют кинетический момент HY2 в системе силовых гироскопов до момента получения угловой скорости
    Figure 00000106
    , потребной для угловой стабилизации движения относительно оси OY.
RU2015146375A 2015-10-27 2015-10-27 Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями RU2614467C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015146375A RU2614467C1 (ru) 2015-10-27 2015-10-27 Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015146375A RU2614467C1 (ru) 2015-10-27 2015-10-27 Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2614467C1 true RU2614467C1 (ru) 2017-03-28

Family

ID=58505461

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015146375A RU2614467C1 (ru) 2015-10-27 2015-10-27 Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2614467C1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107544466A (zh) * 2017-09-15 2018-01-05 北京控制工程研究所 一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法
CN110844123A (zh) * 2019-11-26 2020-02-28 上海航天控制技术研究所 一种故障模式下空间站太阳翼联合驱动保护系统及方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5312073A (en) * 1990-11-30 1994-05-17 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Method for controlling the pitch attitude of a satellite by means of solar radiation pressure and satellite, in particular an electric propulsion satellite, suitable for implementation of the method
US6021979A (en) * 1993-07-19 2000-02-08 Hughes Electronics Corporation Sun-referenced safe-hold control for momentum biased satellites
RU2196710C2 (ru) * 2001-02-28 2003-01-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева" Способ формирования управляющих моментов на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями и система для его осуществления
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
US6702234B1 (en) * 2002-03-29 2004-03-09 Lockheed Martin Corporation Fault tolerant attitude control system for zero momentum spacecraft
EP2279947A1 (en) * 2009-07-31 2011-02-02 The Boeing Company Gyroless transfer orbit sun acquisition using only wing current measurement feedback

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5312073A (en) * 1990-11-30 1994-05-17 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Method for controlling the pitch attitude of a satellite by means of solar radiation pressure and satellite, in particular an electric propulsion satellite, suitable for implementation of the method
US6021979A (en) * 1993-07-19 2000-02-08 Hughes Electronics Corporation Sun-referenced safe-hold control for momentum biased satellites
RU2196710C2 (ru) * 2001-02-28 2003-01-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева" Способ формирования управляющих моментов на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями и система для его осуществления
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
US6702234B1 (en) * 2002-03-29 2004-03-09 Lockheed Martin Corporation Fault tolerant attitude control system for zero momentum spacecraft
EP2279947A1 (en) * 2009-07-31 2011-02-02 The Boeing Company Gyroless transfer orbit sun acquisition using only wing current measurement feedback

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107544466A (zh) * 2017-09-15 2018-01-05 北京控制工程研究所 一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法
CN107544466B (zh) * 2017-09-15 2019-08-09 北京控制工程研究所 一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法
CN110844123A (zh) * 2019-11-26 2020-02-28 上海航天控制技术研究所 一种故障模式下空间站太阳翼联合驱动保护系统及方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Macdonald et al. GeoSail: an elegant solar sail demonstration mission
JP7292132B2 (ja) 衛星制御装置、観測システム、観測方法、および観測プログラム
McInnes et al. Gossamer roadmap technology reference study for a sub-L 1 space weather mission
Starin et al. Attitude determination and control systems
Nakasuka et al. Discussions on attitude determination and control system for micro/nano/pico-satellites considering survivability based on Hodoyoshi-3 and 4 experiences
JP7383170B2 (ja) 衛星見守りシステム、衛星情報伝送システム、および、監視システム
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
RU2614467C1 (ru) Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями
JP2024032957A (ja) ハイブリッドコンステレーション、ハイブリッドコンステレーション形成方法、衛星情報伝送システム、地上システム、ミッション衛星、および、地上設備
RU2722598C1 (ru) Способ управления космическим аппаратом дистанционного зондирования Земли
RU2558530C2 (ru) Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите
Liewer et al. A fractionated space weather base at L 5 using CubeSats and solar sails
Ding et al. Quick-response microsatellite constellation design
Cvetkovic et al. Spacecraft design considerations for small satellite remote sensing
RU2767648C1 (ru) Способ управления движением космического аппарата с управляемой ориентацией
RU2581106C1 (ru) Способ автоматической ориентации космического аппарата и солнечной батареи при отказе устройства поворота солнечной батареи
Kirsch et al. Extending the lifetime of ESA's X-ray observatory XMM-Newton
Melnikova et al. Nanosatellite aerobrake maneuvering device
RU2706643C2 (ru) Способ контроля производительности солнечной батареи космического аппарата с инерционными исполнительными органами
Mizuno et al. INDEX: A piggy-back satellite for advanced technology demonstration
Le Bonhomme Foresail-2 aocs trade studies and design
CN215205428U (zh) 一种适用于低轨平板式卫星的姿态控制系统
Johnston-Lemke High performance attitude determination and control for nanosatellites missions
Gillespie et al. Some notes on attitude control of Earth satellite vehicles
Rodrigo Cordova-Alarcon Study on Attitude and Orbit Control Characterization for a CubeSat Equipped with Pulsed Plasma Thrusters