RU2735120C1 - Способ ориентации космического аппарата - Google Patents

Способ ориентации космического аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2735120C1
RU2735120C1 RU2020107949A RU2020107949A RU2735120C1 RU 2735120 C1 RU2735120 C1 RU 2735120C1 RU 2020107949 A RU2020107949 A RU 2020107949A RU 2020107949 A RU2020107949 A RU 2020107949A RU 2735120 C1 RU2735120 C1 RU 2735120C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
spacecraft
orientation
earth
axis
sun
Prior art date
Application number
RU2020107949A
Other languages
English (en)
Inventor
Юрий Александрович Тентилов
Александр Афанасьевич Васильев
Андрей Викторович Овчинников
Геннадий Павлович Титов
Алексей Владимирович Фатеев
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС"
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 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС"
Priority to RU2020107949A priority Critical patent/RU2735120C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2735120C1 publication Critical patent/RU2735120C1/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

Изобретение относится к космической технике. В способе ориентации космического аппарата (КА) перед началом режима начальной ориентации на Землю осуществляют отклонение второй оси КА от направления на Солнце в плоскости, проходящей через первую и вторую оси КА, путем разворота вокруг третьей оси по информации с прибора ориентации на Солнце на угол, затем осуществляют поисковое вращение КА вокруг направления на Солнце до момента попадания Земли в поле зрения прибора ориентации на Землю с последующей ориентацией первой оси КА на центр Земли. Техническим результатом изобретения является обеспечение начальной ориентации КА на Землю на всем освещенном участке орбиты при сохранении ориентации панелей солнечных батарей на Солнце. 3 ил.

Description

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для обеспечения начальной ориентации космического аппарата (КА) на Землю при сохранении ориентации панелей солнечных батарей на Солнце.
Известен способ ориентации КА, заключающийся в вычислении зенитных расстояний двух звезд на основе измерений углов положения оптических осей астровизирующих устройств, следящих за звездами, относительно связанной системы координат, отличающийся тем, что для вычислений используют координаты центра масс КА в геоцентрической экваториальной системе координат, которые определяют с помощью высокоточной глобальной спутниковой навигационной системы (Патент RU 2247945 от 10.03.2005).
Недостатком данного изобретения является то, что после выведения КА на орбиту и раскрытия конструкции, вокруг КА образуется облако частиц, которое может повлиять на правильность работы астровизирующих устройств. Также для работы звездного прибора на борту требуется наличие информации о положении связанной с КА системы координат по отношению к инерциальной, что не всегда можно достоверно посчитать в первые часы после пуска КА.
Известен способ ориентации КА в солнечно-земной системе координат, включающий ориентацию первой оси космического аппарата на Землю путем разворотов относительно второй и третьей осей с использованием электромеханических исполнительных органов, отличающийся тем, что для уменьшения погрешности ориентации на Землю при отсутствии тени Земли формирование управляющих воздействий относительно второй оси космического аппарата осуществляют по информации с прибора ориентации на Землю, а относительно третьей оси космического аппарата осуществляют по информации с прибора ориентации на Солнце (Патент RU 2646392 от 02.03.2018).
Недостатком данного изобретения является то, что при управлении КА относительно третьей оси по информации с прибора ориентации на Солнце не возможно осуществить начальную ориентацию КА на Землю без достоверной информации о положении связанной с КА системы координат по отношению к системе координат, в которой должен быть ориентирован КА при работе по целевому назначению. Данную информацию не всегда можно достоверно посчитать в первые часы после пуска КА.
Известен способ начальной ориентации космического аппарата на Землю, включающий ориентацию второй оси КА на Солнце путем разворотов относительно первой и третьей осей по информации прибора ориентации на Солнце (ПОС), ориентацию панелей солнечных батарей (СБ) на Солнце путем совмещения нормали к панелям СБ с осью, параллельной второй оси КА, начальную ориентацию первой оси космического аппарата на Землю путем плоского разворота космического аппарата относительно второй оси по информации блока измерения скоростей (БИС) до момента попадания Земли в поле зрения прибора ориентации на Землю (ПОЗ) с последующей ориентацией первой оси КА на центр Земли путем разворотов относительно второй и третьей осей КА по информации ПОЗ с одновременным удержанием второй оси космического аппарата в плоскости Солнце-космический аппарат-Земля и ориентации панелей СБ на Солнце путем разворота панелей СБ относительно третьей оси КА [Основы проектирования активных систем ориентации и стабилизации автоматических космических аппаратов связи на геостационарной орбите: учеб. Пособие / В.А. Раевский, Н.А. Тестоедов, М.В. Лукьяненко, Е.Н. Якимов; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. - Красноярск, 2016. с. 216-217].
Описанный способ принят за прототип изобретения.
Для обеспечения поиска и начальной ориентации второй оси космического аппарата на Солнце, поле зрения ПОС в плоскости, образованной первой и второй осями КА, должно быть не менее 180°.
Поле зрения прибора ориентации на Солнце относительно связанной системы координат показано на фиг. 1, где:
S - направление на Солнце;
ППОС - поле зрения прибора ориентации на Солнце;
OXYZ - система координат, связанная с космическим аппаратом (ОХ - первая ось КА; OY - вторая ось КА; OZ - третья ось КА);
О - центр масс космического аппарата.
Для обеспечения поиска и начальной ориентации первой оси космического аппарата на Землю ПОЗ устанавливают по первой оси КА.
Для способа принятого за прототип требуемый угол Солнце-космический аппарат (объект)-Земля (СОЗ), при котором можно проводить режим начальной ориентации на Землю составляет примерно 90°±θПОЗ, где θПОЗ - половина поля зрения ПОЗ в плоскости, образованной первой и второй осями КА. Необходимо отметить, что при движении КА по орбите угол СОЗ может изменяться за один виток в большом диапазоне. Например, когда Солнце лежит в плоскости орбиты, угол СОЗ может на одном витке меняться от 0 до 180°.
Режим начальной ориентации на Землю рекомендуется проводить в зоне радиовидимости КА, чтобы осуществлять контроль над движением КА. Продолжительность зоны радиовидимости зависит от типа орбиты и от количества приемо-передающих устройств, установленных на Земле. На многих орбитах (наклонные круговые и эллиптические орбиты) зона радиовидимости для отечественных КА ограничена несколькими часами, и не всегда в этой зоне может быть требуемый для начальной ориентации на Землю угол СОЗ.
В настоящее время разработано большое количество приборов ориентации на Землю, которые отличаются как по принципу работы, так и по величине поля зрения прибора. В настоящее время на отечественных КА широко применяются инфракрасные двухканальные приборы ориентации на Землю с полями сканирования, составляющими примерно 65° × 15°. Поля сканирования такого прибора показаны на фиг. 2, где:
ϕПОЗ - угол ориентации вокруг оси OY (второй оси);
θПОЗ - угол ориентации вокруг оси OZ (третьей оси).
Когда данные ПОЗ применяют на КА, эксплуатируемых на наклонных круговых или эллиптических орбитах, которые ориентируют в солнечно-земной системе координат (первая ось КА направлена по местной вертикали в сторону Земли, вторая ось КА лежит в плоскости СОЗ и направлена в сторону Солнца, третья ось КА дополняет систему координат до правой), то их устанавливают так, чтобы наименьшее поле сканирования ПОЗ (15°) было в плоскости XOY КА, что позволяет исключить попадание Солнца в поля зрения ПОЗ. Однако такая установка приводит к уменьшению угла СОЗ (90°±7,5°), при котором можно проводить режим начальной ориентации на Землю.
Недостатком прототипа является небольшой диапазон угол СОЗ, при котором можно проводить начальную ориентацию КА на Землю, т.к. данный диапазон напрямую зависит от поля зрения ПОЗ, которое зачастую не превышает нескольких десятков градусов, и от продолжительности зоны радиовидимости КА.
Выходом из сложившейся ситуации может быть применение ПОЗ с большим полем зрения. Однако применение таких приборов не всегда целесообразно с точки зрения тактико-экономических требований, предъявляемых к КА.
Также для начальной ориентации КА на Землю можно применить звездный прибор. Однако после выведения КА на орбиту и раскрытия конструкции, вокруг КА образуется облако частиц, которое может повлиять на правильность работы звездного прибора. Также для работы звездного прибора на борту требуется наличие информации о положении связанной с КА системы координат по отношению к инерциальной, что не всегда можно достоверно посчитать в первые часы после пуска КА.
Таким образом, целесообразно осуществлять отклонение второй оси КА от направления на Солнце в плоскости, проходящей через первую и вторую оси КА, путем разворота вокруг третьей оси КА и осуществлять поисковое вращение КА вокруг направления на Солнце, что позволяет увеличить диапазон углов СОЗ, при котором можно провести начальную ориентацию КА на Землю.
Для заявленного способа выявлены следующие общие существенные признаки: ориентация второй оси космического аппарата на Солнце путем разворотов относительно первой и третьей осей по информации прибора ориентации на Солнце; ориентация панелей солнечных батарей на Солнце путем совмещения нормали к панелям солнечных батарей с осью, параллельной второй оси космического аппарата; начальная ориентация первой оси космического аппарата на Землю путем разворота относительно второй оси космического аппарата по информации блока измерения скоростей при поддержании ориентации второй оси относительно направления на Солнце путем разворотов относительно первой и третьей осей космического аппарата до момента попадания Земли в поле зрения прибора ориентации на Землю с последующей ориентацией первой оси космического аппарата на центр Земли путем разворотов относительно второй и третьей осей космического аппарата по информации прибора ориентации на Землю с одновременным удержанием второй оси космического аппарата в плоскости Солнце-космический аппарат-Земля и ориентация панелей солнечных батарей на Солнце путем разворота панелей солнечных батарей относительно третьей оси космического аппарата.
Технической проблемой заявленного изобретения является создание способа ориентации космического аппарата, позволяющего осуществить начальную ориентацию КА на Землю в большом диапазоне углов СОЗ (на всем освещенном участке орбиты), при сохранении ориентации панелей солнечных батарей на Солнце.
Поставленная проблема решается следующим образом.
Заявлен способ ориентации космического аппарата, включающий ориентацию второй оси космического аппарата на Солнце путем разворотов относительно первой и третьей осей по информации прибора ориентации на Солнце, ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце путем совмещения нормали к панелям солнечных батарей с осью, параллельной второй оси космического аппарата, начальную ориентацию первой оси космического аппарата на Землю путем разворота относительно второй оси космического аппарата по информации блока измерения скоростей при поддержании ориентации второй оси относительно направления на Солнце путем разворотов относительно первой и третьей осей космического аппарата до момента попадания Земли в поле зрения прибора ориентации на Землю с последующей ориентацией первой оси космического аппарата на центр Земли путем разворотов относительно второй и третьей осей космического аппарата по информации прибора ориентации на Землю с одновременным удержанием второй оси космического аппарата в плоскости Солнце-космический аппарат-Земля и ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце путем разворота панелей солнечных батарей относительно третьей оси космического аппарата, отличающийся тем, что перед началом режима начальной ориентации на Землю осуществляют отклонение второй оси космического аппарата от направления на Солнце в плоскости, проходящей через первую и вторую оси космического аппарата путем разворота вокруг третьей оси по информации с прибора ориентации на Солнце на угол, изменяющийся по закону:
Figure 00000001
Figure 00000002
где СОЗ - угол Солнце - космический аппарат - Земля на момент начала режима начальной ориентации на Землю; n - знак поворота КА вокруг третьей оси; ωСОЗ - скорость изменения угла СОЗ на момент начала режима начальной ориентации на Землю; t - максимальное время разворота КА вокруг направления на Солнце до момента попадания Земли в поле зрения ПОЗ; Е - аргумент широты (отсчет ведется против часовой стрелки от точки минимального угла СОЗ), одновременно разворачивают панели солнечных батарей вокруг третьей оси космического аппарата на угол минус Δθ, затем осуществляют поисковое вращение космического аппарата вокруг направления на Солнце до момента попадания Земли в поле зрения прибора ориентации на Землю, с последующей ориентацией первой оси космического аппарата на центр Земли.
Сущность изобретения.
Перед началом режима начальной ориентации на Землю осуществляют отклонение второй оси космического аппарата от направления на Солнце в плоскости, проходящей через первую и вторую оси космического аппарата путем разворота вокруг третьей оси по информации с ПОС.
Угол отклонения второй оси от направления от Солнца в плоскости, проходящей через первую и вторую оси КА, например, можно получить следующим образом:
Figure 00000003
Figure 00000004
Figure 00000005
где:
Δθ - угол отклонения второй оси от направления на Солнце в плоскости, проходящей через первую и вторую оси КА;
СОЗ - угол Солнце-космический аппарат (объект)-Земля на момент начала режима начальной ориентации на Землю, (может быть рассчитан на Земле);
n - знак поворота КА вокруг третьей оси;
ωСОЗ - скорость изменения угла СОЗ на момент начала режима начальной ориентации на Землю;
t - максимальное время разворота КА вокруг направления на Солнце до момента попадания Земли в поле зрения ПОЗ;
ϕПОЗ - половина поля зрения ПОЗ в плоскости, образованной первой и третьей осями КА;
ωП - скорость поискового вращения КА вокруг направления на Солнце (const);
Е - аргумент широты (отсчет ведется против часовой стрелки от точки минимального угла СОЗ).
Одновременно с отклонение второй оси от направления на Солнце разворачивают панели солнечных батарей вокруг третьей оси космического аппарата на угол минус Δθ.
Затем осуществляют поисковое вращение космического аппарата вокруг направления на Солнце до момента попадания Земли в поле зрения ПОЗ с последующей ориентацией первой оси космического аппарата на центр Земли.
Отклонение второй оси КА от направления на Солнце, рассчитанное по формуле (1), позволяет обеспечить начальную ориентацию первой оси КА на Землю наиболее близко к центру Земли, поскольку учитывает скорость изменения угла СОЗ при движении КА по орбите (фиг. 3).
На фиг. 3 обозначено:
S - направление на Солнце;
З - направление на Землю;
OXYZ - система координат, связанная с центром масс КА (ОХ - первая ось, OY - вторая ось, OZ - третья ось);
OXCYCZC - смещенная система координат, связанная с центром масс КА;
Δθ - угол отклонения оси OY от направления на Солнце в плоскости XOY;
СОЗ - угол Солнце-КА-Земля;
ωО - орбитальная скорость;
ωП - поисковая скорость вращения КА вокруг направления на Солнце.
Техническим результатом, обеспечиваемым приведенной совокупностью признаков, является проведение начальной ориентацию космического аппарата на Землю в большом диапазоне углов СОЗ (на всем освещенном участке орбиты) при сохранении ориентации панелей солнечных батарей на Солнце.

Claims (8)

  1. Способ ориентации космического аппарата, включающий ориентацию второй оси космического аппарата на Солнце путем разворотов относительно первой и третьей осей по информации прибора ориентации на Солнце, ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце путем совмещения нормали к панелям солнечных батарей с осью, параллельной второй оси космического аппарата, начальную ориентацию первой оси космического аппарата на Землю путем разворота относительно второй оси космического аппарата по информации блока измерения скоростей при поддержании ориентации второй оси относительно направления на Солнце путем разворотов относительно первой и третьей осей космического аппарата до момента попадания Земли в поле зрения прибора ориентации на Землю с последующей ориентацией первой оси космического аппарата на центр Земли путем разворотов относительно второй и третьей осей космического аппарата по информации прибора ориентации на Землю с одновременным удержанием второй оси космического аппарата в плоскости Солнце-космический аппарат-Земля и ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце путем разворота панелей солнечных батарей относительно третьей оси космического аппарата, отличающийся тем, что перед началом режима начальной ориентации на Землю осуществляют отклонение второй оси космического аппарата от направления на Солнце в плоскости, проходящей через первую и вторую оси космического аппарата, путем разворота вокруг третьей оси по информации с прибора ориентации на Солнце на угол, изменяющийся по закону:
  2. Figure 00000006
  3. где CОЗ - угол Солнце-космический аппарат-Земля на момент начала режима начальной ориентации на Землю;
  4. n - знак поворота КА вокруг третьей оси;
  5. Figure 00000007
    - скорость изменения угла СОЗ на момент начала режима начальной ориентации на Землю;
  6. t - максимальное время разворота КА вокруг направления на Солнце до момента попадания Земли в поле зрения ПОЗ;
  7. Е - аргумент широты;
  8. одновременно разворачивают панели солнечных батарей вокруг третьей оси космического аппарата на угол минус Δθ, затем осуществляют поисковое вращение космического аппарата вокруг направления на Солнце до момента попадания Земли в поле зрения прибора ориентации на Землю с последующей ориентацией первой оси космического аппарата на центр Земли.
RU2020107949A 2020-02-23 2020-02-23 Способ ориентации космического аппарата RU2735120C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020107949A RU2735120C1 (ru) 2020-02-23 2020-02-23 Способ ориентации космического аппарата

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020107949A RU2735120C1 (ru) 2020-02-23 2020-02-23 Способ ориентации космического аппарата

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2735120C1 true RU2735120C1 (ru) 2020-10-28

Family

ID=73398097

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020107949A RU2735120C1 (ru) 2020-02-23 2020-02-23 Способ ориентации космического аппарата

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2735120C1 (ru)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
RU2247945C1 (ru) * 2003-06-09 2005-03-10 Военный инженерно-космический университет им. А.М. Можайского Способ ориентации космического аппарата
RU2646392C2 (ru) * 2016-03-24 2018-03-02 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
RU2247945C1 (ru) * 2003-06-09 2005-03-10 Военный инженерно-космический университет им. А.М. Можайского Способ ориентации космического аппарата
RU2646392C2 (ru) * 2016-03-24 2018-03-02 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Раевский В.А. и др. Основы проектирования активных систем ориентации и стабилизации автоматических космических аппаратов связи на геостационарной орбите. Учебное пособие. Красноярск : Сибирский гос. аэрокосмический ун-т им. акад. М. Ф. Решетнева, 2016, с. 216-217. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2040463C (en) Spacecraft earth-pointing attitude acquisition method
US3758051A (en) Velocity control and orientation of a spin-stabilized body
CN107450582B (zh) 一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法
CN102830714B (zh) 一种空地激光通信中的超前瞄准方法
JPWO2020261481A1 (ja) 衛星コンステレーション、地上設備および人工衛星
WO2021172182A1 (ja) 衛星コンステレーション、地上設備および飛翔体追跡システム
US3301508A (en) Guidance system with stellar correction
RU2735120C1 (ru) Способ ориентации космического аппарата
US3521835A (en) Synchronous satellite
RU2566379C1 (ru) Способ определения величины атмосферной рефракции в условиях космического полета
Galkin et al. Mobile satellite antenna control system based on MEMS-IMU
CN113820733B (zh) 一种基于定向天线和多普勒信息的运动载体导航方法和装置
JP2023018562A (ja) 衛星コンステレーション、通信衛星および自動衝突回避方法
JP7270515B2 (ja) 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション形成プログラム、および、地上装置
JP2005504670A (ja) Ｇｐｓの初期化のための衛星姿勢調整
Kachmar et al. Space navigation applications
US3499156A (en) Celestial matching system for attitude stabilization and position determination
RU2247945C1 (ru) Способ ориентации космического аппарата
Ruth et al. Video-guidance design for the DART rendezvous mission
RU2629922C1 (ru) Способ двухканального управления ориентацией объектов с шестью степенями свободы пространственного движения
CN109813302A (zh) 最佳可用导航星快速确定方法
Moody Space navigation
RU2814291C2 (ru) Способ наведения противоракеты
RU2498193C2 (ru) Способ инерциального автосопровождения заданного объекта визирования и система для его осуществления
RU2729339C1 (ru) Способ определения орбиты космического аппарата