RU2720577C1

RU2720577C1 - Spacecraft orientation method

Info

Publication number: RU2720577C1
Application number: RU2019140923A
Authority: RU
Inventors: Юрий Александрович Тентилов; Алексей Владимирович Фатеев; Александр Афанасьевич Васильев; Евгений Николаевич Якимов; Андрей Викторович Овчинников; Данил Витальевич Емельянов; Александр Владимирович Анкудинов
Priority date: 2019-12-11
Filing date: 2019-12-11
Publication date: 2020-05-12

Abstract

FIELD: space equipment.

SUBSTANCE: in the spacecraft (SC) orientation method, the SC is oriented relative to the direction to the Sun and the Earth. After SC orientation relative to the direction to the Sun in the specified range of angles using the autonomous control loop according to the information of the SC body angular position determining system relative to the orientation axes, the Sun search prohibition is set. During the passage of the orbital shadow section with the information on the presence of the Sun disappearing in the field of vision of the solar device, a timer is switched on for a time equal to the maximum passage time of the orbital shadow section, wherein SC orientation relative to direction to Sun is performed using angular velocity meter by integration of angular velocities relative to SC orientation axes. When the Sun appears in the field of view of the solar device, the timer is reset and orientation SC is controlled according to information from the solar device. When the timer is actuated, the prohibition to search for the SC of the Sun is removed.

EFFECT: providing maximum illumination of panels of solar batteries SC.

1 cl

Description

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано на любых космических аппаратах (КА) для обеспечения ориентации панелей солнечных батарей на Солнце при нештатной работе КА.The invention relates to the field of space technology and can be used on any spacecraft (SC) to ensure the orientation of solar panels on the Sun during abnormal operation of the SC.

Известен способ ориентации искусственного спутника Земли с использованием бортового компьютера, связанного с системой определения угловых положений корпуса аппарата относительно осей ориентации и активного управления угловыми положениями, включающий ориентацию искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце и на Землю. В данном способе дополнительно предусмотрен автономный контур управления ориентацией искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце и при нарушении текущей точности ориентации искусственного спутника Земли на Солнце ориентацию искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце и направления на Землю с использованием бортового компьютера временно прекращают, при этом включают в работу автономный контур управления ориентацией искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце, с соответствующей установкой солнечных батарей в фиксированное положение относительно корпуса искусственного спутника Земли для получения максимальной их освещенности, а последующее возобновление ориентации искусственного спутника Земли с использованием бортового компьютера осуществляют по радиокоманде с Земли [патент №2544021, RU].A known method of orienting an artificial Earth satellite using an on-board computer is associated with a system for determining the angular positions of the apparatus body relative to the orientation axes and actively controlling angular positions, including the orientation of an artificial Earth satellite with respect to the direction to the Sun and the Earth. This method additionally provides an autonomous contour for controlling the orientation of the artificial Earth satellite relative to the direction to the Sun, and if the current accuracy of the orientation of the artificial Earth satellite to the Sun is violated, the orientation of the artificial Earth satellite relative to the direction to the Sun and the direction to Earth using an on-board computer is temporarily stopped, and the autonomous circuit of controlling the orientation of the artificial Earth satellite relative to the direction to the Sun, with the corresponding installation of solar batteries in a fixed position relative to the body of the artificial Earth satellite to obtain maximum illumination, and the subsequent renewal of the orientation of the artificial Earth satellite using the on-board computer is carried out by radio command from the Earth [patent] No. 2544021, RU].

Описанный способ принят за прототип изобретения.The described method is adopted as a prototype of the invention.

Основным недостатком прототипа является то, что, в данном способе не предусмотрена логика прохождения КА орбитальных теневых участков при управлении ориентацией КА с использованием автономного контура управления, позволяющая по выходу из орбитального теневого участка обеспечить максимальную освещенность панелей солнечных батарей, что в свою очередь приведет к повышенному расходу рабочего тела.The main disadvantage of the prototype is that, in this method, the logic of the spacecraft passage of the orbital shadow sections is not provided when controlling the orientation of the spacecraft using an autonomous control loop, which allows the maximum illumination of solar panels to exit from the orbital shadow section, which in turn will lead to increased working fluid consumption.

Выходом из сложившейся ситуации может быть осуществление ориентации КА с использованием автономного контура управления во время прохождения орбитального теневого участка по информации, полученной от измерителя угловых скоростей.The way out of this situation can be the orientation of the spacecraft using an autonomous control loop during the passage of the orbital shadow section according to information received from the angular velocity meter.

Задачей, на решение которой направленно заявляемое изобретение является обеспечение максимальной освещенности панелей солнечных батарей после выхода из орбитального теневого участка при нештатной работе КА.The task to which the invention is directed is to ensure maximum illumination of solar panels after leaving the orbital shadow area during abnormal operation of the spacecraft.

Поставленная задача решается за счет того, что способ ориентации космического аппарата, включающий ориентацию космического аппарата относительно направления на Солнце и Землю с использованием бортового компьютера, связанного с системой определения угловых положений корпуса космического аппарата относительно осей ориентации и активного управления угловыми положениями, а также ориентацию космического аппарата с использованием дополнительного автономного контура управления, подключаемого к управлению при нарушении ориентации космического аппарата относительно направления на Солнце, с соответствующей установкой солнечных батарей в фиксированное положение относительно корпуса космического аппарата, характеризующийся тем, что после обеспечения ориентации космического аппарата относительно направления на Солнце в заданном диапазоне углов с использованием автономного контура управления по информации системы определения угловых положений корпуса аппарата относительно осей ориентации, включающей солнечный прибор выставляют запрет на поиск космическим аппаратом Солнца, далее во время прохождения орбитального теневого участка при пропадании информации о наличии Солнца в поле зрения солнечного прибора включают таймер на время, равное максимальному времени прохождения орбитального теневого участка, при этом ориентацию космического аппарата относительно направления на Солнце во время прохождения орбитального теневого участка осуществляют с использованием измерителя угловых скоростей путем интегрирования угловых скоростей относительно осей ориентации космического аппарата, при появлении Солнца в поле зрения солнечного прибора таймер сбрасывают и управление ориентацией космического аппарата осуществляют по информации с солнечного прибора, а при срабатывании таймера снимают запрет на поиск космическим аппаратом Солнца.The problem is solved due to the fact that the method of orientation of the spacecraft, including the orientation of the spacecraft relative to the direction to the Sun and the Earth using the on-board computer associated with the system for determining the angular positions of the spacecraft's body relative to the orientation axes and active control of angular positions, as well as the orientation of the spacecraft spacecraft using an additional autonomous control loop, connected to control when the spacecraft is not oriented with respect to the direction to the Sun, with the corresponding installation of solar batteries in a fixed position relative to the spacecraft body, characterized in that after the spacecraft is oriented relative to the direction to the Sun in a given range angles using an autonomous control loop according to the information of the system for determining the angular positions of the apparatus body relative to the orientation axes, including the solar device sets a ban on the search for the Sun by the spacecraft, then during the passage of the orbital shadow section when information about the presence of the Sun disappears in the field of view of the solar device, a timer is set for a time equal to the maximum time of passage of the orbital shadow section, while the orientation of the spacecraft relative to the direction to the Sun during the passage of the orbital shadow section, they use an angular velocity meter by integrating the angular velocities relative to the orientation axes of the spacecraft, when the Sun appears in the field of view of the solar device, the timer is reset and the orientation of the spacecraft is controlled by information from the solar device, and when the timer is triggered, the ban is lifted to search for the sun by the spacecraft.

Сущность изобретения.SUMMARY OF THE INVENTION

На большинстве типов орбит есть теневые участки, как от Земли, так и от Луны, при прохождении которых на КА наступает отрицательный энергобаланс. Параметры тени (время начала и окончания) для каждого витка рассчитывает бортовое баллистическое программное обеспечение. При управлении ориентацией КА с использованием автономного контура управления бортовое баллистическое программное обеспечение не работает, поэтому на КА отсутствуют параметры орбитальных теневых участков. По этой причине в момент начала прохождения орбитального теневого участка осуществляется поиск Солнца, что приводит к повышенному расходу рабочего тела. Поэтому, после обеспечения ориентации космического аппарата относительно направления на Солнце в заданном диапазоне углов (данный диапазон выбирают исходя из потери максимальной освещенности панелей СБ, приемлемой для конкретного КА) с использованием автономного контура управления выставляют запрет на поиск космическим аппаратом Солнца. Далее во время прохождения орбитального теневого участка при пропадании информации о наличии Солнца в поле зрения солнечного прибора включают таймер на время, равное максимальному времени прохождения орбитального теневого участка. При этом ориентацию космического аппарата относительно направления на Солнце во время прохождения орбитального теневого участка осуществляют с использованием измерителя угловых скоростей путем интегрирования угловых скоростей относительно осей ориентации космического аппарата. При появлении Солнца в поле зрения солнечного прибора таймер сбрасывают и управление ориентацией космического аппарата осуществляют по информации с солнечного прибора, а при срабатывании таймера снимают запрет на поиск космическим аппаратом Солнца.Most types of orbits have shadow areas, both from the Earth and from the Moon, during the passage of which a negative energy balance occurs on the spacecraft. The shadow parameters (start and end time) for each turn are calculated by the onboard ballistic software. When controlling the orientation of the spacecraft using an autonomous control loop, the onboard ballistic software does not work, therefore, the spacecraft does not have parameters of the orbital shadow areas. For this reason, at the time of the beginning of the passage of the orbital shadow area, the Sun is searched, which leads to increased consumption of the working fluid. Therefore, after ensuring the orientation of the spacecraft relative to the direction to the Sun in a given range of angles (this range is selected based on the loss of maximum illumination of the SB panels acceptable for a particular spacecraft), using a self-contained control loop, a ban is placed on the search for the Sun by the spacecraft. Further, during the passage of the orbital shadow section when the information about the presence of the Sun in the field of view of the solar device disappears, a timer is turned on for a time equal to the maximum transit time of the orbital shadow section. In this case, the orientation of the spacecraft relative to the direction to the Sun during the passage of the orbital shadow portion is carried out using an angular velocity meter by integrating angular velocities relative to the orientation axes of the spacecraft. When the Sun appears in the field of view of the solar device, the timer is reset and the orientation of the spacecraft is controlled by information from the solar device, and when the timer is triggered, the ban on the search for the Sun by the spacecraft is lifted.

Техническим результатом, обеспечиваемым приведенной совокупностью признаков, является обеспечение максимальной освещенности панелей солнечных батарей КА после выхода из орбитального теневого участка при нештатной работе, что позволяет также исключить нецелевой расход рабочего тела.The technical result provided by the given set of features is to ensure maximum illumination of the solar panels of the spacecraft after leaving the orbital shady area during abnormal operation, which also eliminates the misuse of the working fluid.

Claims

A method of orienting a spacecraft, including the orientation of the spacecraft relative to the direction to the Sun and the Earth using an on-board computer associated with the system for determining the angular positions of the spacecraft's body relative to the orientation axes and active control of angular positions, as well as the orientation of the spacecraft using an additional autonomous control loop, connected to control when the spacecraft’s orientation with respect to the direction to the Sun is disturbed, with the corresponding installation of solar batteries in a fixed position relative to the spacecraft’s body, characterized in that after the spacecraft is oriented relative to the direction to the Sun in a given range of angles using an autonomous control loop according to information systems for determining the angular positions of the apparatus body relative to the orientation axes, including a solar device, place a ban on the search for space by the solar apparatus of the Sun, then during the passage of the orbital shadow section when the information about the presence of the Sun disappears in the field of view of the solar device, the timer is turned on for a time equal to the maximum time of passage of the orbital shadow section, while the orientation of the spacecraft relative to the direction to the Sun during the passage of the orbital shadow section they are carried out using an angular velocity meter by integrating angular velocities relative to the orientation axes of the spacecraft, when the Sun appears in the field of view of the solar device, the timer is reset and the orientation of the spacecraft is controlled by information from the solar device, and when the timer is triggered, the ban on finding the Sun by the spacecraft is lifted.