RU2711656C2 - Способ ориентации космического аппарата - Google Patents
Способ ориентации космического аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2711656C2 RU2711656C2 RU2017122648A RU2017122648A RU2711656C2 RU 2711656 C2 RU2711656 C2 RU 2711656C2 RU 2017122648 A RU2017122648 A RU 2017122648A RU 2017122648 A RU2017122648 A RU 2017122648A RU 2711656 C2 RU2711656 C2 RU 2711656C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- axis
- sun
- orientation
- correction
- Prior art date
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
- B64G1/242—Orbits and trajectories
-
- 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
- B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Navigation (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) в процессе коррекции его орбиты. Способ включает развороты КА относительно его осей, ориентацию панелей солнечных батарей (СБ) нормалью их поверхности на Солнце путем их разворота вокруг оси, параллельной третьей оси КА. Вектор тяги двигателя коррекции (ДК) устанавливают по первой оси КА, ориентируемой по вектору линейной скорости КА путём разворотов КА вокруг его второй и третьей осей. Для ориентации на Солнце панели СБ сперва разворачивают относительно первой оси КА до совмещения второй оси с плоскостью, проходящей через вектор линейной скорости КА и направление на Солнце. Затем разворачивают панели вокруг оси, параллельной третьей оси КА. Техническим результатом является уменьшение возмущающих моментов от воздействия струи ДК на элементы КА при поддержании в процессе коррекции ориентации СБ на Солнце. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано на космических аппаратах (КА) для управления в режиме проведения коррекции (РПК).
Известен способ ориентации космического аппарата на высокоэллиптической орбите, при работе по целевому назначению включающий ориентацию первой оси космического аппарата на Землю путем разворотов относительно второй и третьей осей КА, ориентацию панелей солнечных батарей (СБ) на Солнце разворотом космического аппарата вокруг первой оси до совмещения второй оси КА с плоскостью Солнце - космический аппарат (объект) - Земля (СОЗ) и разворот панелей СБ вокруг оси, параллельной третьей оси КА, до совмещения нормали к поверхности солнечных батарей с направлением на Солнце, установку вектора тяги двигателя коррекции по второй оси КА. При проведении коррекции орбиты, ориентация вектора тяги двигателя коррекции осуществляется по вектору линейной скорости КА разворотом относительно первой и третьей осей КА, при этом ориентация панелей СБ на Солнце не проводится, [Космические вехи: сборник научных трудов, посвященный 50-летию создания АО «ИСС» имени академика М.Ф. Решетнёва. - Красноярск: ИП Суховольская Ю.П., 2009. с. 132].
Представленный способ ориентации КА предполагает установку вектора тяги двигателя коррекции по второй оси КА. При проведении коррекции орбиты осуществляется совмещение второй оси КА по направлению линейной скорости КА в плоскости орбиты и удержание второй оси КА в плоскости орбиты при сохранении ориентации первой оси на Землю. Ориентация КА в режиме РПК осуществляется по информации с прибора ориентации на Землю (ПОЗ) и информации с блока измерения скорости (БИС) или только с БИС.
Описанный способ принят за прототип изобретения.
Недостатки прототипа:
1. При ориентации второй оси по вектору линейной скорости, путем разворота КА вокруг первой и третьей осей КА до совмещения второй оси с вектором линейной скорости, происходит отклонение панелей СБ от направления на Солнце, угол отклонения зависит от знака проведения коррекции орбиты. Угол разворота КА вокруг первой оси может быть от 0 до 180 градусов.
2. При установке вектора тяги двигателя коррекции по второй оси КА обычно происходит взаимодействие струи двигателя коррекции с элементами конструкции КА, таких как панели солнечных батарей и антенн. При больших габаритах антенн и панелей СБ возмущающие моменты от взаимодействия струи двигателя коррекции с конструкциями могут оказаться больше, чем моменты, создаваемые реактивными двигателями, предназначенными для парирования возмущающих моментов.
Выход из сложившейся ситуации может быть следующим.
Обычно, более свободной зоной от элементов конструкции является зона со стороны первой оси КА, которая не ориентирована на Землю. При установке вектора тяги двигателя коррекции по первой оси, противоположной от направления на Землю, возмущающие моменты от струи двигателя коррекции малы. Установка вектора тяги двигателя коррекции по первой оси и ориентация первой оси КА, в режиме проведения коррекции, по вектору линейной скорости КА предоставляет возможность ориентировать панели СБ на Солнце разворотом КА вокруг первой оси до совмещения второй оси КА с плоскостью, проходящей через вектор линейной скорости и направлением на Солнце и разворотом СБ вокруг оси, параллельной третьей оси до совмещения нормали к поверхности СБ с направлением на Солнце.
В основу настоящего изобретения положена задача создания способа ориентации КА, при котором осуществляется:
1. Уменьшение возмущающих моментов от взаимодействия струи двигателя коррекции с элементами конструкции;
2. Обеспечение ориентации панелей солнечных батарей на Солнце на всем временном интервале проведения РПК.
Поставленная задача решается следующим образом.
Способ ориентации КА на высокоэллиптической орбите, включающий развороты КА относительно его осей, ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце путем их разворота вокруг оси, параллельной третьей оси КА, до совмещения нормали к поверхности солнечных батарей с направлением на Солнце, установку вектора тяги двигателя коррекции при проведении коррекции орбиты по вектору линейной скорости КА, отличающийся тем, что вектор тяги двигателя коррекции устанавливают по первой оси КА, ориентируемой по вектору линейной скорости КА разворотами КА вокруг его второй и третьей осей, а панели солнечных батарей ориентируют на Солнце разворотом КА относительно его первой оси до совмещения второй оси с плоскостью, проходящей через вектор линейной скорости КА и направлением на Солнце, и последующим разворотом панелей вокруг оси, параллельной третьей оси КА.
Сущность изобретения.
Рассматриваемый способ ориентации КА при проведении коррекции орбиты включает ориентацию первой оси космического аппарата по вектору линейной скорости, путем разворотов относительно второй и третьей осей КА, ориентацию панелей СБ на Солнце путем разворота КА вокруг первой оси до совмещения с плоскостью, проходящей через вектор линейной скорости космического аппарата и направление на Солнце и разворота панелей СБ относительно оси, параллельной третьей оси КА, до совмещения нормали к поверхности СБ с направлением на Солнце.
Реализация предполагаемого способа ориентации при проведении коррекции орбиты КА может проводиться на любых участках высокоэллиптической орбиты. Наиболее эффективным является способ проведения коррекции орбиты в районе перигея, так как на данном участке орбиты тяга создаваемая двигателем коррекции является наиболее эффективной в части изменения периода обращения КА, а работа КА по целевому назначению на перигейном участке не проводится. Поэтому ориентация первой оси КА по линейной скорости КА при проведении коррекции не накладывает никаких ограничений на работу КА по целевому назначению.
Для подтверждения работоспособности предлагаемого способа ориентации при проведении коррекции проводилось моделирование процессов при проведении коррекции орбиты.
Система уравнений, описывающих движение КА при моделировании, имеет вид:
Кинематические соотношения:
Орбитальные уравнения и переменные имеют вид:
где: ОХ - первая ось КА, OY - вторая ось КА, OZ - третья ось КА;
О - центр масс космического аппарата;
HX, HY, HZ - проекции суммарного вектора кинетического момента управляющих двигателей маховиков (УДМ) на оси связанной системы координат;
JX, JY, JZ - моменты инерции КА;
JXY, JXZ, JYZ - центробежные моменты инерции КА;
К - коэффициент момента сопротивления, зависящего от величины кинетического момента УДМ по осям OX, OY, OZ, соответственно;
МЭМ.Х, МЭМ.Y, МЭМ.Z - управляющий электромагнитный момент на УДМ по осям OX, OY, OZ, соответственно;
МСТ.Х, МСТ.Y, МСТ.Z - момент сухого трения на валу УДМ по осям OX, OY, OZ;
ψ, ϕ, θ - углы ориентации по каналам рыскания, крена и тангажа соответственно;
ωX, ωY, ωZ - проекции вектора угловой скорости КА на оси связанной системы координат;
cij - направляющие косинусы матрицы перехода от связанной системы координат к инерциальной;
- производные направляющих косинусов матрицы перехода от связанной системы координат к инерциальной;
JСБ - момент инерции панелей СБ;
ωСБ - угловая скорость вращения панелей СБ относительно оси OZ;
Е - истинная аномалия;
μ - гравитационная постоянная;
p - фокальный параметр;
е - эксцентриситет орбиты;
RA, RП - радиусы орбиты в апогее и перигее, соответственно.
Моделирование проводилось при следующих параметрах орбиты:
- орбита высокоэллиптическая;
- аргумент широты перигея 270 градусов;
- наклонение орбиты 63 градуса;
- радиусы орбиты в апогее (RA) 46370 километров;
- радиусы орбиты в перигее (RП) 7020 километров.
Начальные условия при моделировании:
- угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты равен 0 градусов;
- угол между проекцией направления на Солнце на плоскость орбиты и радиус-вектором из центра Земли в точку перигея равен 90 градусов.
- истинная аномалия (Е) 223 градуса.
Параметры КА:
JX=50000 кг м2, JY=35000 кг м2, JZ=40000 кг м2, МСТ=0,002 Нм, К1x=21 Нм/рад, К2х=850 Нмс/рад, К1у=20 Нм/рад, К2у=800 Нмс/рад, К1z=20 Нм/рад, К2z=800 Нмс/рад, знак коррекции - отрицательный.
Был выбран 3-х часовой вариант проведения режима коррекции: 60 минут на совмещение оси ОХ КА с вектором линейной скорости, 60 мин на выдачу импульса коррекции и 60 минут на восстановление ориентации оси ОХ на Землю. РПК включается за 90 минут до прохождения точки перигея, выключение РПК происходит через 30 минут после прохождения точки перигея. Середина интервала на выдачу импульса коррекции находится в точке перигея.
На фиг. 1-6 представлен 3-х часовой вариант моделирования проведения режима коррекции.
На фиг. 1 представлены углы ориентации КА от времени, где:
Psi, Phi, Teta - углы ориентации по каналам OX, OY и OZ соответственно;
ОХ - первая ось КА, OY - вторая ось КА, OZ - третья ось КА;
О - центр масс космического аппарата;
t - время.
На фиг. 2 представлены скорости КА по каналам ориентации от времени, где:
WX, WY, WZ - скорость изменения углов по каналам OX, OY и OZ соответственно;
ОХ - первая ось КА, OY - вторая ось КА, OZ - третья ось КА;
О - центр масс космического аппарата;
t - время.
На фиг. 3 представлены управляющие моменты КА по каналам ориентации от времени, где:
Мх, My, Mz - сформированный управляющий момент по каналам OX, OY и OZ;
ОХ - первая ось КА, OY - вторая ось КА, OZ - третья ось КА;
О - центр масс космического аппарата;
t - время.
На фиг. 4 представлены изменения углов КА по каналам ориентации от времени, где:
Е - истинная аномалия;
SOZ - угол Солнце - космический аппарат - Земля;
SOX - угол между осью +ОХ и направлением на Солнце;
SOV - угол между вектором линейной скорости и направлением на Солнце;
ОХ - первая ось КА;
О - центр масс космического аппарата;
t - время.
На фиг. 5 представлена ошибка ориентации нормали панелей БС на Солнце, где:
ТЕТБС - угол между нормалью к активной поверхности панелей СБ и направлением на Солнце;
t - время.
На фиг. 6 представлено формирование признаков КА по времени, где:
П1 - признак упреждающего разворота;
ВИК - признак выдачи импульса коррекции орбиты;
РПК - признак включения режима проведения коррекции;
t - время.
На фиг. 1 в начальный момент времени t=0 с. и до t=170 с. КА находится в режиме ориентацию на Землю, управляющие углы по каналам ориентации вычисляются в солнечно-земной системе координат, угол Psi показывает отклонение плоскости XOY КА от плоскости СОЗ, Phi и Teta - углы отклонения оси ОХ КА от местной вертикали (направления на Землю).
В момент времени t=170 с. происходит включение режима проведения коррекции, выставляется признак РПК, соответственно меняется формирование управляющих углов Psi, Phi, Teta. Угол Psi теперь показывает угол между проекцией направления на Солнце на плоскость YOZ и осью OY, а углы Phi и Teta показывают отклонение оси ОХ КА от направления вектора линейной скорости КА. На момент включения РПК из фиг. 1 видно, что угол Teta составляет 130 градусов, это соответствует углу отклонения оси ОХ от вектора линейной скорости. Для приведения оси ОХ к вектору линейной скорости формируются управляющие моменты Мх, My, Mz по трем каналам ориентации КА. В момент включения РПК и приведения оси ОХ КА к вектору линейной скорости, угол SOX стремится к нулю, для удержания плоскости XOY в направлении Солнца, в момент времени t=400 с. формируется признак П1, происходит набор поисковых скоростей Wx, Wy и разворот КА вокруг оси ОХ. Формирование признака П1, а также ограничение поисковых скоростей относительно осей OY и OZ, позволяет уменьшить погрешность ориентации панелей СБ на Солнце (параметр ТЕТБС). На фиг. 5 видно, что значение ТЕТБС не превышает 40 градусов. Приведение оси ОХ по вектору линейной скорости завершается в момент t=3000 с.
После переходного процесса за 30 минут до прохождения точки перигея формируется ВИК, при моделировании формируются возмущающие моменты от двигателя коррекции t=3920 с. Парирования возмущающих моментов на цикле управления осуществляется реактивными двигателями, возмущающий момент становится равен импульсу разгрузки, в связи с этим угол ориентации практически не меняется. Выдача импульса коррекции завершается спустя 30 минут после прохождения точки перигея.
При приближении к точке перигея Е=360 градусов при выбранных параметрах моделирования, угол между вектором линейной скорости (оси минус ОХ) и направлением на Солнце стремится к нулю, для уменьшения погрешности ориентации панелей СБ на Солнце до точки перигея формируется признак П1, происходит набор поисковой скорости и разворот КА вокруг оси ОХ. Разворот КА вокруг оси ОХ обеспечивает ориентацию нормали к активной поверхности панелей СБ на Солнце (параметр ТЕТБС) в пределах 19 градусов.
Отключение режима РПК и восстановление ориентации на Землю формируется через 30 минут после прохождения перигейного участка орбиты. Углы Phi и Teta - показывают отклонение оси ОХ КА от местной вертикали (направления на Землю). Угол Psi показывает угол между проекцией направления на Солнце на плоскость YOZ и осью OY.
Таким образом, техническим результатом, обеспечиваемым приведенной совокупностью признаков, является обеспечение ориентации панелей СБ в режиме РПК на всем временном интервале, уменьшения воздействия возмущающих моментов действующих на КА в процессе взаимодействия струи двигателя коррекции с элементами конструкции.
Данный способ может использоваться для космических аппаратов, работающих на высокоэллиптических орбитах, например, на орбитах типа «Молния» и «Тундра».
Claims (2)
1. Способ ориентации космического аппарата (КА) на высокоэллиптической орбите, включающий развороты КА относительно его осей, ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце путем их разворота вокруг оси, параллельной третьей оси КА, до совмещения нормали к поверхности солнечных батарей с направлением на Солнце, установку вектора тяги двигателя коррекции при проведении коррекции орбиты по вектору линейной скорости КА, отличающийся тем, что вектор тяги двигателя коррекции устанавливают по первой оси КА, ориентируемой по вектору линейной скорости КА разворотами КА вокруг его второй и третьей осей, а панели солнечных батарей ориентируют на Солнце разворотом КА относительно его первой оси до совмещения второй оси с плоскостью, проходящей через вектор линейной скорости КА и направление на Солнце, и последующим разворотом панелей вокруг оси, параллельной третьей оси КА.
2. Способ ориентации космического аппарата на высокоэллиптической орбите по п. 1, отличающийся тем, что при прохождении участков орбиты, на которых угол между направлением на Солнце и вектором линейной скорости близок к 0 или 180 градусам, с целью уменьшения погрешности ориентации панелей солнечных батарей на Солнце проводят упреждающие программные развороты космического аппарата относительно первой оси космического аппарата, тем самым уменьшая погрешность ориентации панелей солнечных батарей на Солнце.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017122648A RU2711656C2 (ru) | 2017-06-27 | 2017-06-27 | Способ ориентации космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017122648A RU2711656C2 (ru) | 2017-06-27 | 2017-06-27 | Способ ориентации космического аппарата |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2017122648A RU2017122648A (ru) | 2018-12-27 |
RU2017122648A3 RU2017122648A3 (ru) | 2019-03-28 |
RU2711656C2 true RU2711656C2 (ru) | 2020-01-20 |
Family
ID=64752906
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017122648A RU2711656C2 (ru) | 2017-06-27 | 2017-06-27 | Способ ориентации космического аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2711656C2 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3940096A (en) * | 1974-11-27 | 1976-02-24 | Rca Corporation | Re-orientation of a spacecraft relative to its angular momentum vector |
US5020744A (en) * | 1990-01-12 | 1991-06-04 | General Electric Company | Method for acquiring three-axis earth pointing attitude for an initially spinning spacecraft |
RU2247684C2 (ru) * | 2003-03-25 | 2005-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Способ трехосной ориентации космического аппарата в орбитальной системе координат |
RU2414392C1 (ru) * | 2009-12-04 | 2011-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ ориентации осей космического аппарата в солнечно-орбитальную систему координат |
RU2544021C2 (ru) * | 2013-02-25 | 2015-03-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ ориентации искусственного спутника земли |
US9045241B2 (en) * | 2012-07-27 | 2015-06-02 | Thales | Method for reducing the angular momentum and controlling the attitude of a spacecraft |
-
2017
- 2017-06-27 RU RU2017122648A patent/RU2711656C2/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3940096A (en) * | 1974-11-27 | 1976-02-24 | Rca Corporation | Re-orientation of a spacecraft relative to its angular momentum vector |
US5020744A (en) * | 1990-01-12 | 1991-06-04 | General Electric Company | Method for acquiring three-axis earth pointing attitude for an initially spinning spacecraft |
RU2247684C2 (ru) * | 2003-03-25 | 2005-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Способ трехосной ориентации космического аппарата в орбитальной системе координат |
RU2414392C1 (ru) * | 2009-12-04 | 2011-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ ориентации осей космического аппарата в солнечно-орбитальную систему координат |
US9045241B2 (en) * | 2012-07-27 | 2015-06-02 | Thales | Method for reducing the angular momentum and controlling the attitude of a spacecraft |
RU2544021C2 (ru) * | 2013-02-25 | 2015-03-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ ориентации искусственного спутника земли |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
А.М. Климарев, Ю.А.Тентилов и др. Бигиродинная система ориентации космического аппарата на высокоэллиптической орбите. В сб.: Космические вехи: сб. научных трудов, посв. 50-летию создания АО "ИСС" им. акад. М.Ф. Решетнева. Красноярск. ИП Суховольская Ю.П., 2009. с. 129-133. * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2017122648A (ru) | 2018-12-27 |
RU2017122648A3 (ru) | 2019-03-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP3016881B2 (ja) | 静止衛星の東西方向の運動を制御する方法 | |
Sands et al. | Nonredundant single-gimbaled control moment gyroscopes | |
US11273933B2 (en) | Spacecraft attitude control strategy for reducing disturbance torques | |
CN107600463B (zh) | 一种敏捷小卫星姿态快速机动控制方法 | |
CN107247825A (zh) | 一种基于太阳帆航天器的行星椭圆悬浮轨道设计方法 | |
Fain et al. | Ballistic optimization of the L1-L2 and L2-L1 low thrust transfers in the Earth-Moon system | |
CN110647163A (zh) | 对geo空间目标持续可见光探测的绕飞轨道设计方法 | |
RU2711656C2 (ru) | Способ ориентации космического аппарата | |
CN113091753B (zh) | 用于星敏视场保护的卫星姿态导引方法及其系统 | |
Viale et al. | Attitude control actuator scaling laws for orbiting solar reflectors | |
Yao et al. | Flyaround orbit design for autonomous rendezvous based on relative orbit elements | |
CN111272173A (zh) | 一种考虑地球自转和大偏航角的梯度求解迭代制导方法 | |
Jung et al. | Dynamic 3-D Visualization of the Korea Pathfinder Lunar Orbiter Attitude Control Simulator | |
Gorbunova et al. | Control of the spacecraft with a solar sail, performing an interplanetary flight | |
Gorbunova et al. | Complex simulation of the solar sail spacecraft | |
CN103412573A (zh) | 基于级联方程的椭圆轨道航天器相对位置退步控制方法 | |
Fang et al. | Simulations of spacecraft attitude control for tracking maneuvers with MATLAB and STK | |
Carpenter et al. | Dynamics of a high-agility, low-power imaging payload | |
Bando et al. | Periodic orbits of nonlinear relative dynamics and satellite formation | |
Macala et al. | Feasibility study of two candidate reaction wheel/thruster hybrid control architecture designs for the Cassini spacecraft | |
RU2586945C2 (ru) | Способ выведения космического аппарата на геостационарную орбиту с использованием двигателей малой тяги | |
Chen et al. | Modelica-based modeling and simulation of satellite On-orbit deployment and attitude control | |
Doroshin | Attitude control of spider-type multiple-rotor rigid bodies systems | |
Guerrant et al. | Heliogyro attitude control moment authority via blade pitch maneuvers | |
Ghaleh et al. | Investigation of in-orbit disturbing loads induced on spacecraft due to elastic deploying arm |