RU2767648C1 - Method of controlling movement of spacecraft with controlled orientation - Google Patents
Method of controlling movement of spacecraft with controlled orientation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2767648C1 RU2767648C1 RU2020138406A RU2020138406A RU2767648C1 RU 2767648 C1 RU2767648 C1 RU 2767648C1 RU 2020138406 A RU2020138406 A RU 2020138406A RU 2020138406 A RU2020138406 A RU 2020138406A RU 2767648 C1 RU2767648 C1 RU 2767648C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- control
- unit
- orientation
- battery
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике в области высокоточного динамичного управления движением космических аппаратов (КА), осуществляющих в частности, дистанционное зондирование Земли.The invention relates to space technology in the field of high-precision dynamic control of the movement of spacecraft (SC), in particular, remote sensing of the Earth.
Уровень техникиState of the art
Управлением движения КА для ДЗЗ обеспечивается выполнение следующих задач:The spacecraft motion control for remote sensing provides the following tasks:
• получение нужной траектории КА (управление движением центра масс);• obtaining the required spacecraft trajectory (controlling the movement of the center of mass);
• управление ориентацией, то есть получение нужного положения корпуса КА относительно внешних ориентиров (управление вращательным движением КА вокруг центра масс).• attitude control, that is, obtaining the desired position of the spacecraft body relative to external landmarks (controlling the rotational movement of the spacecraft around the center of mass).
После вывода КА на орбиту управление движением центра масс КА осуществляют эпизодически в течение коротких интервалов времени для коррекции орбиты. Для управления движением центра масс используют реактивные двигательные установки, в составе которых присутствует рабочее тело, расходуемое в процессе эксплуатации. При этом управление угловым положением с целью ориентации приборов КА на изучаемые объекты становится главным режимом полета (см. В.Н. Васильев. Системы ориентации космических аппаратов, М., 2009, с. 10-11), поэтому важнейшей задачей современной космической техники является совершенствование системы ориентации, позволяющей определить с высокой точностью направления осей КА относительно осей некоторой системы координат, т.е. угловое положение КА, а также его угловую скорость. Наряду с высокой точностью исполнительных органов, формирующих механическое воздействие на корпус КА, в системе ориентации КА необходимо обеспечивать высокую точность определения положения КА в пространстве. По точности, среди известных различных способов определения положения КА в пространстве (с использованием измерений относительно небесных светил: Солнца, Земли, звезд), а именно, солнечных датчиков, датчиков ИК-вертикали, магнитометров, звездных датчиков (ЗД) и т.д., предпочтение отдается звездным датчикам (см. Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. Управление космическими летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1974).After launching the spacecraft into orbit, the movement of the center of mass of the spacecraft is controlled episodically for short time intervals to correct the orbit. To control the movement of the center of mass, jet propulsion systems are used, which include a working fluid that is consumed during operation. At the same time, the control of the angular position in order to orient the spacecraft instruments to the objects under study becomes the main flight mode (see V.N. Vasiliev. Spacecraft attitude control systems, M., 2009, pp. 10-11), therefore, the most important task of modern space technology is improvement of the orientation system, which makes it possible to determine with high accuracy the direction of the spacecraft axes relative to the axes of a certain coordinate system, i.e. the angular position of the spacecraft, as well as its angular velocity. Along with the high accuracy of the actuators that form the mechanical action on the spacecraft body, it is necessary to ensure high accuracy in determining the position of the spacecraft in space in the spacecraft attitude control system. In terms of accuracy, among the known various methods for determining the position of a spacecraft in space (using measurements relative to celestial bodies: the Sun, Earth, stars), namely, solar sensors, IR vertical sensors, magnetometers, star sensors (S), etc. , preference is given to star trackers (see Alekseev K.B., Bebenin G.G. Control of spacecraft. M .: Mashinostroenie, 1974).
Анализируя альтернативные варианты применительно к исполнительным органам, рассмотрим наиболее известную систему - систему с газореактивными соплами или микрореактивными двигателями. Эти исполнительные органы, отбрасывая холодный или горячий газ через сопло в космическое пространство, создают силу, воздействующую на корпус КА, а поскольку запасы рабочего газа ограничены и не восполняются, то постоянное использование данной системы для длительного полета КА на сегодня становится нецелесообразным.Analyzing alternative options in relation to executive bodies, we will consider the most well-known system - a system with gas-jet nozzles or microjet engines. These executive bodies, throwing cold or hot gas through a nozzle into outer space, create a force acting on the spacecraft body, and since the working gas reserves are limited and not replenished, the constant use of this system for a long-term spacecraft flight today becomes impractical.
Системам, использующим гравитационные поля, аэродинамическое давление, силы солнечной радиации, характерна лишь функция стабилизации КА в одном базовом положении: по местной вертикали - у гравитационных систем; в направлении вектора скорости полета - у аэродинамических систем и, наконец, в направлении на Солнце - у систем с «солнечными парусами». Эти системы, хотя и обладают принципиальной возможностью выполнения иных функций (предварительного успокоения, пространственных разворотов и т.д.), тем не менее никогда для этого не используются в виду явной нецелесообразности из-за чрезмерного их усложнения (см. Гущин В.Н. Системы ориентации и стабилизации // Основы устройства космических аппаратов: Учебник для вузов. - М.: Машиностроение, 2003. - С. 241-257, 272 с.).Systems that use gravitational fields, aerodynamic pressure, solar radiation forces are characterized only by the function of stabilizing the spacecraft in one basic position: along the local vertical - for gravitational systems; in the direction of the flight velocity vector - for aerodynamic systems and, finally, in the direction of the Sun - for systems with "solar sails". These systems, although they have the fundamental ability to perform other functions (preliminary calming, spatial turns, etc.), nevertheless, they are never used for this in view of their obvious inexpediency due to their excessive complication (see Gushchin V.N. Orientation and stabilization systems // Fundamentals of spacecraft design: A textbook for universities. - M.: Mashinostroenie, 2003. - P. 241-257, 272 p.).
В настоящее время широкое распространение получили системы ориентации с использованием двигателей-маховиков и силовых гироскопов - гиродинов (см. В.Н. Васильев. Системы ориентации космических аппаратов, М., 2009, с. 58-60), которые являются одной из основных бортовых систем КА, обеспечивающих определенное положение корпуса КА в пространстве. Двигатели-маховики или гиродины устанавливаются на корпусе КА и являются исполнительными органами, обеспечивающими вращательное движение КА вокруг центра масс по рысканью, крену и тангажу (см., например, А. Г. Иосифьян, Электромеханика в космосе. «Космонавтика, астрономия» №3, 1977 г, стр. 20).Currently, orientation systems using flywheel engines and power gyroscopes - gyrodins (see V.N. Vasiliev. Spacecraft attitude control systems, M., 2009, pp. 58-60), which are one of the main onboard spacecraft systems that provide a certain position of the spacecraft body in space. Flywheel engines or gyrodines are mounted on the spacecraft body and are executive bodies that ensure the rotational movement of the spacecraft around the center of mass in yaw, roll and pitch (see, for example, A. G. Iosifyan, Electromechanics in space. "Cosmonautics, astronomy" No. 3 , 1977, p. 20).
Принцип работы исполнительных органов основан на законе сохранения суммарного кинетического момента "КА - исполнительные органы". Например, когда двигатель-маховик раскручивается в одну сторону, то КА, соответственно, начинает вращаться в противоположную. Если под влиянием внешних факторов КА начал разворачиваться в определенном направлении, достаточно увеличить скорость вращения маховика в ту же сторону, чтобы он скомпенсировал момент («принял вращение на себя») и нежелательный поворот КА прекратится.The operating principle of the executive bodies is based on the law of conservation of the total angular momentum "SC - executive bodies". For example, when the engine-flywheel spins in one direction, then the spacecraft, respectively, begins to rotate in the opposite direction. If, under the influence of external factors, the spacecraft began to turn in a certain direction, it is enough to increase the speed of rotation of the flywheel in the same direction so that it compensates for the moment (“takes over the rotation”) and the unwanted turn of the spacecraft stops.
В отличие от двигателей-маховиков гиродины имеют более сложную конструкцию и систему управления, имеют большие размеры и массу, требуют длительной и плавной раскрутки ротора. Они применяются тогда, когда необходим большой управляющий момент и используются в основных режимах ориентации КА:Unlike flywheel engines, gyrodines have a more complex design and control system, are large in size and weight, and require a long and smooth spin-up of the rotor. They are used when a large control moment is needed and are used in the main modes of spacecraft attitude:
• переориентация на цель;• reorientation to the goal;
• стабилизация в заданной базовой системе координат;• stabilization in the given basic coordinate system;
• программные развороты.• program spreads.
В настоящее время гиродины являются основными исполнительными органами систем ориентации современных высокоманевренных космических аппаратов с длительным сроком активного существования (см. статью размещенную в интернете Акашев Д.И., Якимовский Д.О., Яковец О.Б. Силовые гироскопические комплексы для малых космических аппаратов. ФГУП «НИИ командных приборов»).Currently, gyrodines are the main executive bodies of the orientation systems of modern highly maneuverable spacecraft with a long active life (see the article posted on the Internet Akashev D.I., Yakimovsky D.O., Yakovets O.B. Power gyroscopic complexes for small spacecraft FSUE "Research Institute of Command Instruments").
Однако системы, с данными исполнительными органами (двигателями-маховиками или гиродинами), не могут управлять величиной общего кинетического момента инерционной механической системы «корпус КА - исполнительный орган», поскольку не способны создавать внешние к КА моменты. Они способны парировать внешние воздействия до определенного момента (например, до насыщения) путем перевода полученного корпусом КА кинетического момент «внутрь». Поэтому требуется сброс кинетического момента, накапливаемого КА из-за внешних воздействий на него (см., например, А.Г. Иосифьян, Электромеханика в космосе. «Космонавтика, астрономия» №3, 1977 г, стр. 20).However, systems with these executive bodies (motors-flywheels or gyrodines) cannot control the value of the total kinetic moment of the inertial mechanical system "spacecraft body - executive body", since they are not able to create moments external to the spacecraft. They are able to fend off external influences up to a certain point (for example, until saturation) by transferring the kinetic moment received by the spacecraft body "inside". Therefore, it is required to reset the angular momentum accumulated by the spacecraft due to external influences on it (see, for example, A.G. Iosifyan, Electromechanics in space. "Cosmonautics, astronomy" No. 3, 1977, p. 20).
Внешние воздействия на КА - это силы аэродинамического сопротивления, светового давления, гравитационные силы, воздействия метеорной пыли, магнитные и плазменные воздействия или другие внешние силы.External influences on the spacecraft are the forces of aerodynamic resistance, light pressure, gravitational forces, the impact of meteoric dust, magnetic and plasma effects, or other external forces.
Наиболее эффективной для этих целей является магнитная система, превосходящая различные гравитационные устройства, которые в сравнении с ней имеют недостатки:The most effective for these purposes is the magnetic system, which is superior to various gravitational devices, which, in comparison with it, have disadvantages:
• достаточно большие масса и габариты, увеличивающиеся с увеличением максимального момента и крутизны моментной характеристики гравитационных устройств;• sufficiently large mass and dimensions, which increase with the increase in the maximum torque and steepness of the moment characteristic of gravitational devices;
• низкая крутизна моментной характеристики гравитационной системы, обеспечивающая невысокую точность при возмущающих моментах;• low steepness of the moment characteristic of the gravitational system, providing low accuracy at disturbing moments;
• гравитационные устройства требуют применение дорогостоящих технологических процессов и уникальных сложных механических устройств, приводящих к снижению надежности работы системы управления движением КА. Магнитная система включает в себя магнитные исполнительные органы (в космической технике используются электромагниты, постоянные магниты, катушки индуктивности с током, сверхпроводящие магниты), формирующие магнитные моменты, которые взаимодействуя с геомагнитным полем Земли создают управляющие механические моменты на КА (за исключением того, что не могут создавать управляющий момент относительно направления, совпадающего с вектором индукции магнитного поля Земли, и независимые моменты одновременно относительно всех осей управления). Данные управляющие механические моменты позволяют обеспечивать предварительное успокоение КА, т.е. гашение начальной угловой скорости КА, приобретенной в результате отделения его от ракеты-носителя или разгонного блока и сброс кинетических моментов (см. патент, РФ, №2625687), при этом они имеют неоспоримые достоинства в том, что совсем не потребляют рабочего тела (см. А.П. Коваленко. Магнитные системы управления космическими летательными аппаратами. М., «Машиностроение», 1975 г., стр. 9).• gravity devices require the use of expensive technological processes and unique complex mechanical devices, leading to a decrease in the reliability of the spacecraft motion control system. The magnetic system includes magnetic actuators (electromagnets, permanent magnets, inductors with current, superconducting magnets are used in space technology) that form magnetic moments that, interacting with the geomagnetic field of the Earth, create control mechanical moments on the spacecraft (except for the fact that not can create a control moment relative to the direction coinciding with the induction vector of the Earth's magnetic field, and independent moments simultaneously relative to all control axes). These control mechanical torques make it possible to provide preliminary calming of the spacecraft, i.e. suppression of the initial angular velocity of the spacecraft acquired as a result of its separation from the launch vehicle or upper stage and the release of kinetic moments (see patent, RF, No. 2625687), while they have undeniable advantages in that they do not consume the working fluid at all (see A.P. Kovalenko, Magnetic control systems for spacecraft, M., Mashinostroenie, 1975, p. 9).
Такой способ управления движением КА с управляемой ориентацией осуществляется в способе управления космическим аппаратом дистанционного зондирования Земли по патенту, РФ, №2722598, взятому за прототип.This method of controlling the motion of a spacecraft with controlled attitude is carried out in the method of controlling the spacecraft for remote sensing of the Earth according to the patent, RF, No. 2722598, taken as a prototype.
В прототипе обеспечивают положительный энергобаланс источника питания солнечными батареями, обеспечивают ориентацию космического аппарата на заданной орбите с использованием бесплатформенного инерциального блока с блоком звездных датчиков, используют исполнительные органы, создающие крутящий момент, и электромагнитную систему управления, формирующих механические моменты воздействия на корпус космического аппарата для его управления и сброса кинетического момента.In the prototype, a positive energy balance of the solar battery power source is provided, the spacecraft is oriented in a given orbit using a strapdown inertial unit with a star tracker unit, actuators that create torque and an electromagnetic control system that form the mechanical moments of impact on the spacecraft body for its control and reset of the kinetic moment.
В качестве исполнительных органов в устройстве прототипа используют двигатели-маховики или гиродины (двухступенчатые управляющие гироскопы), а также электромагнитную систему управления, не требующей запасов рабочего тела. Успокоение и последующую стабилизацию КА после отделения его от ракеты или разгонного блока осуществляют управляющими механическими моментами Мх, Му, Mz по осям управления КА (X, Y, Z), получаемыми в результате взаимодействия генерируемых электромагнитной системой управления магнитных моментов относительно координатных осей КА - Lx, Ly, Lz с векторами магнитной индукции магнитного поля Земли Вх, Ву, Bz в соответствии с формулой (1).Flywheel engines or gyrodines (two-stage control gyroscopes), as well as an electromagnetic control system that does not require stocks of the working fluid, are used as executive bodies in the prototype device. The calming and subsequent stabilization of the spacecraft after its separation from the rocket or upper stage is carried out by controlling mechanical moments M x , M y , M z along the spacecraft control axes (X, Y, Z), obtained as a result of the interaction of magnetic moments generated by the electromagnetic control system relative to the coordinate axes KA - L x , L y , L z with vectors of magnetic induction of the Earth's magnetic field B x , B y , B z in accordance with formula (1).
где L - вектор создаваемого магнитного момента электромагнитными устройствами;where L is the vector of the generated magnetic moment by electromagnetic devices;
В - вектор магнитной индукции магнитного поля Земли. Однако при проведении успокоения с последующей стабилизацией КА только с помощью электромагнитной системы управления присутствуют следующие недостатки:B is the vector of magnetic induction of the Earth's magnetic field. However, when calming down with subsequent stabilization of the spacecraft only with the help of an electromagnetic control system, there are the following disadvantages:
• процесс успокоения с последующей стабилизацией КА осуществляется в течение длительного времени в виду ограниченных по массе и габаритам электромагнитов в электромагнитной системе управления (так, например, в КА «Метеор-М» с общей массой около 3000 кг, в электромагнитной системе управления, поставляемой заявителем данного изобретения АО «НИИЭМ», присутствуют электромагниты, создающие достаточно большой магнитный момент - 400 А⋅м2, обеспечивают успокоение КА в течении времени 5÷5,5 часов на средней высоте 832,2 км и периодом обращения 101,3 мин при начальной угловой скорости после отстыковки от разгонного блока «Фрегат» 3°/с);• the process of calming down with subsequent stabilization of the spacecraft is carried out for a long time due to the limited mass and dimensions of electromagnets in the electromagnetic control system (for example, in the Meteor-M spacecraft with a total mass of about 3000 kg, in the electromagnetic control system supplied by the applicant of this invention of JSC "NIIEM", there are electromagnets that create a sufficiently large magnetic moment - 400 A⋅m angular velocity after undocking from the Fregat
• процесс успокоения КА не позволяет осуществить ориентацию солнечных батарей на Солнце и в течение данного длительного времени питание осуществляется от аккумуляторной батареи источника питания без возможности подзарядки их от солнечных батарей;• the spacecraft settling process does not allow the orientation of the solar arrays to the Sun and during this long time the power is supplied from the storage battery of the power source without the possibility of recharging them from the solar arrays;
• в целях экономии расхода остаточной емкости аккумуляторных батарей (под остаточной емкостью аккумулятора следует понимать значение количества электрической энергии, выраженное в ампер часах или Кулонах, которое аккумулятор отдает при разряде до выбранного конечного напряжения в любом текущем его состоянии), питание устройств КА в течение всего времени процесса ограничено и питается в основном электромагнитная система управления с устройствами, обеспечивающими ее работоспособность, что снижает эффективность работы системы управления движением космического аппарата;• in order to save the consumption of the residual capacity of the batteries (the residual capacity of the battery should be understood as the value of the amount of electrical energy, expressed in ampere hours or Coulombs, which the battery gives off when discharged to the selected final voltage in any of its current states), powering the spacecraft devices during the entire the process time is limited and the electromagnetic control system is mainly powered with devices that ensure its operability, which reduces the efficiency of the spacecraft motion control system;
• требуется достаточный запас остаточной емкости аккумуляторных батарей для процесса успокоения КА, приводящий к увеличению их массы и габаритов, а также снижению надежности источника питания КА;• a sufficient reserve of residual battery capacity is required for the spacecraft calming process, which leads to an increase in their mass and dimensions, as well as a decrease in the reliability of the spacecraft power supply;
• снижается надежность и даже возможна потеря КА при полном расходовании остаточной емкости аккумуляторных батарей источника питания КА.• Reliability decreases and even the loss of the spacecraft is possible when the remaining capacity of the batteries of the spacecraft power source is completely consumed.
Кроме того, при использовании в качестве исполнительных органов блока гиродинов требуется длительная и плавная раскрутка их роторов. Это связано с конструктивными особенностями гиродина, у которого массивный ротор раскручивает двигатель с небольшими массой и габаритами, обладающий, в соответствии с этим, небольшим динамическим моментом. Так, например, раскрутка ротора у гиродина СГК-100 с кинетический моментом 60 Н⋅м⋅с, производимого в НИИ командных приборов, г. Санкт-Петербург, может достигать по времени до 180 мин, что приводит к следующим недостаткам:In addition, when using a block of gyrodines as executive bodies, a long and smooth spin-up of their rotors is required. This is due to the design features of the gyrodyn, in which a massive rotor spins an engine with a small mass and dimensions, which, in accordance with this, has a small dynamic moment. So, for example, the spin-up of the rotor of the SGK-100 gyrodyne with a kinetic moment of 60 N⋅m⋅s, produced at the Research Institute of Command Instruments, St. Petersburg, can reach up to 180 minutes in time, which leads to the following disadvantages:
• в процессе раскрутки роторов блока гиродинов возникают "паразитные" угловые скорости КА, из-за того, что электромагнитная система управления не может эффективно их парировать и стабилизировать КА, в виду возможной недостаточности или полного отсутствия создаваемых механических моментов. Это связано с тем, что в процессе полета КА механический момент, создаваемый в результате взаимодействия векторов магнитного момента электромагнитной системы управления и геомагнитного поля Земли изменяется от максимального значения при перпендикулярном их расположении относительно друг друга до нулевого при параллельном их расположении относительно друг друга (см. патент, РФ, №2625687). В результате не обеспечивается оптимальное направление солнечных батарей на Солнце и снижается зарядный ток аккумуляторной батареи;• in the process of spinning the rotors of the gyrodyne unit, "parasitic" angular velocities of the spacecraft arise, due to the fact that the electromagnetic control system cannot effectively parry them and stabilize the spacecraft, due to the possible insufficiency or complete absence of mechanical moments created. This is due to the fact that during the flight of the spacecraft, the mechanical moment created as a result of the interaction of the magnetic moment vectors of the electromagnetic control system and the geomagnetic field of the Earth changes from the maximum value when they are perpendicular to each other to zero when they are parallel to each other (see Fig. patent, RF, No. 2625687). As a result, the optimal direction of solar panels to the Sun is not ensured and the charging current of the battery is reduced;
• требуется аккумуляторная батарея с большим запасом остаточной емкости для поддержания достаточного по энергии электропитания в течение всего времени раскрутки роторов блока гиродинов.• a rechargeable battery with a large reserve of residual capacity is required to maintain sufficient power supply during the entire time of spinning up the rotors of the gyrodyne unit.
С учетом требуемых больших запасов остаточной емкости аккумуляторной батареи источника питания для процесса успокоения КА и для поддержания достаточного по энергии электропитания в течение всего времени раскрутки роторов блока гиродинов, в дальнейшем в штатном режиме полета КА, который в основном и определяет срок активного существования КА, выдвигаются требования к солнечным батареям, которые должны соответствовать по массе и габаритам, обеспечивающими оптимальные зарядные токи аккумуляторной батареи (см. патент, РФ, №2510105), в результате чего будут получены невысокие удельные энергетические (мощностные) характеристики (отношение мощности, вырабатываемой источником питания КА, к его массе) источника питания (см. патент, РФ, №2488911) и надежность КА.Taking into account the required large reserves of the residual capacity of the battery of the power source for the process of calming the spacecraft and to maintain sufficient power supply during the entire time of spinning up the rotors of the gyrodyne block, further in the normal flight mode of the spacecraft, which basically determines the life of the spacecraft, requirements for solar batteries, which must correspond in weight and dimensions, providing optimal charging currents of the battery (see patent, RF, No. , to its mass) of the power source (see patent, RF, No. 2488911) and the reliability of the spacecraft.
Следует отметить, что в штатном режиме полета КА заряд аккумуляторной батареи осуществляется на полетных "световых" интервалах орбиты, составляющих для КА дистанционного зондирования Земли приблизительно (45-50) минут, в виду того, что длительность одного витка орбиты КА дистанционного зондирования Земли составляет приблизительно (90-100) минут, и тогда теневой участок орбиты, на котором питание КА осуществляется только от аккумуляторной батареи, составляет приблизительно (45-50) минут.It should be noted that in the normal flight mode of the spacecraft, the accumulator battery is charged at the flight "light" intervals of the orbit, which for the Earth remote sensing spacecraft are approximately (45-50) minutes, since the duration of one orbital orbit of the Earth remote sensing spacecraft is approximately (90-100) minutes, and then the shadow segment of the orbit, where the spacecraft is powered only from the battery, is approximately (45-50) minutes.
Целью предлагаемого изобретения является повышение эффективности и надежности управления движением космического аппарата с управляемой ориентацией.The aim of the invention is to improve the efficiency and reliability of the motion control of a spacecraft with controlled attitude.
Раскрытие изобретенияDisclosure of invention
Поставленную цель достигают благодаря техническому обеспечению сочетанного использования электромагнитной системы управления и блока реактивных двигателей с несущественной массой рабочего тела для успокоения и стабилизации КА, поддержанию достаточного энергообеспечения в течение всего времени раскрутки роторов блока гиродинов, парированию "паразитных" угловых скоростей, возникающих при раскрутке роторов в блоке гиродинов, достижению значения емкости аккумуляторной батареи источника питания КА до оптимальных значений энергообеспечения штатного режима КА на орбите.This goal is achieved due to the technical support of the combined use of an electromagnetic control system and a block of jet engines with an insignificant mass of the working fluid to calm and stabilize the spacecraft, maintaining sufficient energy supply during the entire time of spinning the rotors of the gyrodyne block, parrying "parasitic" angular velocities that occur during the spin-up of the rotors in block of gyrodines, reaching the value of the capacity of the battery of the power source of the spacecraft to the optimal values of the power supply of the normal mode of the spacecraft in orbit.
Предлагаемый способ управления движением космического аппарата с управляемой ориентацией заключается в том, что обеспечивают положительный энергобаланс источника питания солнечными батареями, ориентируют космический аппарат на заданной орбите с использованием бесплатформенного инерциального блока с блоком звездных датчиков, используют исполнительные органы, создающие крутящий момент, и электромагнитную систему управления, формирующих механические моменты воздействия на корпус космического аппарата для его управления и сброса кинетического момента.The proposed method for controlling the motion of a spacecraft with controlled attitude consists in providing a positive energy balance of the power source with solar panels, orienting the spacecraft in a given orbit using a strapdown inertial unit with a block of star sensors, using actuators that create torque, and an electromagnetic control system , forming the mechanical moments of impact on the body of the spacecraft for its control and reset of the kinetic moment.
Сущность изобретения заключается в том, что на корпусе КА устанавливают блок реактивных двигателей ориентации, включающий в себя силовой блок реактивных двигателей, соединенный с резервуаром, содержащим несущественную массу рабочего тела, и блок управления резервуаром с рабочим телом и силовым блоком реактивных двигателей, достигают значений зарядной емкости аккумуляторной батареи источника питания КА до оптимальных значений энергообеспечения штатного режима КА на орбите.The essence of the invention lies in the fact that a block of orientation jet engines is installed on the spacecraft body, including a power block of jet engines connected to a reservoir containing an insignificant mass of the working fluid, and a control unit for the reservoir with the working fluid and the power block of jet engines, reach the values of the charging capacity of the storage battery of the spacecraft power supply to the optimal values of power supply of the spacecraft normal mode in orbit.
В результате введения новых признаков обеспечивается высокая эффективность и надежность работы системы ориентации КА, которая достигается путем сочетанного использования электромагнитной системы управления и блока реактивных двигателей ориентации, обеспечивающих сокращение времени процесса успокоения и стабилизации КА, парирования "паразитных" угловых скоростей КА и обеспечение ориентацию солнечных батарей на Солнце для получения максимального притока электроэнергии при раскрутке роторов в блоке гиродинов, а также увеличения удельных энергетических характеристик источника питания, содержащего аккумуляторную и солнечные батареи.As a result of the introduction of new features, high efficiency and reliability of the spacecraft attitude control system is ensured, which is achieved through the combined use of an electromagnetic control system and an orientation jet engine block, which reduce the time for the process of calming and stabilizing the spacecraft, parrying "parasitic" angular velocities of the spacecraft and ensuring the orientation of solar arrays on the Sun to obtain the maximum influx of electricity during the spin-up of the rotors in the gyrodyn unit, as well as to increase the specific energy characteristics of the power source containing the battery and solar batteries.
Графические иллюстрацииGraphic illustrations
Изобретение проиллюстрировано графическими фигурами фиг. 1 и фиг. 2.The invention is illustrated by the graphical figures of FIG. 1 and FIG. 2.
На приведенной графической фигуре фиг. 1 приведен пример исполнения в виде структурной схемы для реализации заявляемого способа управления движением космического аппарата с управляемой ориентацией, содержащей составляющие, обозначенные позициями:In the graphical figure of Fig. 1 shows an example of execution in the form of a block diagram for the implementation of the proposed method for controlling the movement of a spacecraft with controlled orientation, containing components indicated by positions:
- Центральная ЭВМ (электронно-вычислительное устройство) - 1;- Central computer (electronic computing device) - 1;
- БЗД (блок звездных датчиков) - 2;- BZD (block of star sensors) - 2;
- ИО (блок гиродинов или блок двигателей-маховиков) - 3;- IO (block of gyrodines or block of flywheel engines) - 3;
- ГИВУС (гироскопический измеритель вектора угловой скорости КА) - 4;- GIVUS (gyroscopic meter of the spacecraft angular velocity vector) - 4;
- Микро ЭВМ - 5;- Microcomputer - 5;
- БИБ (бесплатформенный инерциальный блок) - 6;- BIB (strapdown inertial unit) - 6;
- Корпус КА - 7;- Housing KA - 7;
- СД (солнечный датчик) - 8;- SD (solar sensor) - 8;
- УУО СБ (устройство управления ориентацией солнечных батарей) - 9;- UUO SB (solar array orientation control device) - 9;
- СБ (солнечные батареи) - 10;- SB (solar batteries) - 10;
- АБ - (аккумуляторная батарея) - 11;- AB - (battery) - 11;
- ЭМСУ (электромагнитное устройство управления) - 12;- EMSU (electromagnetic control device) - 12;
- ПСН (приемник спутниковой навигации GPS или ГЛОНАСС) - 13;- PSN (GPS or GLONASS satellite navigation receiver) - 13;
- Резервуар, содержащий несущественную массу рабочего тела - 14;- The tank containing an insignificant mass of the working fluid - 14;
- Силовой блок реактивных двигателей - 15;- Power unit of jet engines - 15;
- Блок управления - 16;- Control unit - 16;
- БРДО (блок реактивных двигателей ориентации) - 17.- BRDO (orientation jet engine block) - 17.
На графической фиг. 2 приведен пример расположения четырех гиродинов избыточной системы в блоке гиродинов ИО 3.In the graphic of Fig. Figure 2 shows an example of the location of four gyrodines of the redundant system in the block of
Описание примера исполненияDescription of the example
С помощью источника питания КА, в состав которого входят солнечные батареи СБ 10 и аккумуляторная батарея АБ 11, обеспечивают электропитание всех устройств КА (см. например, патент, РФ, №2724111).With the help of the spacecraft power source, which includes
Практически во всех новых проектах в качестве СБ 10 сегодня применяют трехкаскадные фотоэлектрические преобразователи на основе арсенида галлия (см. Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск №60), имеющие срок активного существования более 10 лет.Practically in all new projects, three-stage photoelectric converters based on gallium arsenide are used today as SB 10 (see Electronic journal "Proceedings of the MAI", Issue No. 60), which have an active life of more than 10 years.
АБ 11 осуществляет питание устройств КА в основном на теневых участках, возникающих в связи с периодическим прохождением КА теневых участков орбиты, затененных от Солнца Землей или участков, частично затененных от Солнца Луной, а также в аварийных режимах в момент потери ориентации на Солнце и в нештатных режимах - при недостатке или отсутствии мощности солнечной батареи для питания всех подключенных потребителей, например при включении пиковых нагрузок, при маневрах КА для коррекции орбиты, при входах и выходах КА из теневых участков орбиты. При этом, в качестве аккумуляторных батарей целесообразно использовать АБ на основе Лития (литий-ионные или литий-полимерные АБ), которые по сравнению с другими типами аккумуляторов (например, никель-водородных, никель-кадмиевых, никель-металлогидридных) обладают значительными преимуществами по своим удельным энергетическим характеристикам (превышают их в 2-3 раза), большим напряжением на элементе, малым саморазрядом, очень хорошим временем эксплуатации и экологической чистотой, а также простотой режима заряда и эксплуатации.
Между Центральной ЭВМ 1 и ЭВМ 5 осуществляется обмен командно-программной информацией (КПИ), навигационными данными (НД).Between the
Телеметрические информационные сигналы с центральной ЭВМ 1 передаются в наземный комплекс управления по телеметрии (ТМ), а из наземного комплекса управления в центральную ЭВМ 1 - команды управления (КУ).Telemetric information signals from the
При отделении КА от ракеты или разгонного блока осуществляется процесс успокоения, затем процесс приведения (совмещение осей связанной системы координат КА с осями орбитальной системы координат) и последующая стабилизация КА. После успокоения и последующей стабилизации КА устанавливают штатный режим КА на орбите, который подразделяется на дежурный режим и режим целевой работы КА. Описание ориентации КА на заданной орбите с высокой точностью и надежностью в штатном режиме с использованием блока звездных датчиков БЗД 2 и бесплатформенного инерциального блока БИБ 6, содержащего микроЭВМ 5 и гироскопический измеритель вектора угловой скорости КА ГИВУС 4 (например, как в прототипе, содержащий блок датчиков угловых скоростей, устройство коррекции ошибки, датчики ориентации, синхронизирующее координатно-временное устройство), с использованием исполнительных органов ИО 3, создающих крутящий момент, и электромагнитной системы управления ЭСМУ 12, формирующих механические моменты воздействия на корпус КА 7 для его управления и сброса кинетического момента, подробно приведено в прототипе и патенте РФ, №2669481, в которых также указаны исполнения составляющих. Для измерения параметров орбиты КА используют систему GPS или ГЛОНАСС в виде приемника спутниковой навигации GPS или ГЛОНАСС ПСН 13, (см. "Вестник ГЛОНАСС" №3 (19)-2014), информация которого поступает в микроЭВМ 5. Спутники системы GPS или ГЛОНАСС передают периодически уточняемые эфемериды - набор координат, которые определяют положение КА на орбите в различные моменты времени. Под влиянием гравитационного поля Земли и других факторов параметры исходных координат спутниковых систем изменяются и поэтому постоянно уточняются.When the spacecraft is separated from the rocket or upper stage, the process of calming is carried out, then the reduction process (combination of the axes of the associated coordinate system of the spacecraft with the axes of the orbital coordinate system) and subsequent stabilization of the spacecraft. After calming down and subsequent stabilization of the spacecraft, the normal mode of the spacecraft in orbit is set, which is subdivided into the standby mode and the mode of the target operation of the spacecraft. Description of the orientation of the spacecraft in a given orbit with high accuracy and reliability in the normal mode using the block of
Вначале процесса успокоения автоматически запускается режим начального демпфирования, предназначенный для снижения кинетического момента (гашение начальных угловых скоростей) КА, возникающего при отделении, и стабилизации КА относительно произвольной инерциальной системы координат, определяемой на момент отделения, то есть обнуления начального кинетического момента КА. В ближнем космосе присутствует действие геомагнитного поля Земли (присутствует приблизительно до высоты приблизительно 9000 км), позволяющее использовать его для создания магнитными системами КА внешние управляющие механические воздействия на КА, поэтому успокоение и последующую стабилизацию КА после отделения его от ракеты или разгонного блока можно осуществить управляющими механическими моментами Мх, Му, Mz по осям управления КА (X, Y, Z), получаемыми в результате взаимодействия генерируемых электромагнитной системой управления ЭМСУ 12 магнитных моментов относительно координатных осей КА - Lx, Ly, Lz с векторами магнитной индукции магнитного поля Земли Вх, Ву, Bz в соответствии с формулой (1).At the beginning of the calming process, the initial damping mode is automatically launched, designed to reduce the angular momentum (damping of the initial angular velocities) of the spacecraft that occurs during separation and stabilize the spacecraft relative to an arbitrary inertial coordinate system determined at the moment of separation, that is, zeroing the initial angular momentum of the spacecraft. In near space, the action of the Earth's geomagnetic field is present (it is present up to approximately an altitude of approximately 9000 km), which makes it possible to use it to create external control mechanical effects on the spacecraft by the magnetic systems of the spacecraft, so the calming and subsequent stabilization of the spacecraft after its separation from the rocket or upper stage can be carried out by the managers mechanical moments M x , M y , M z along the spacecraft control axes (X, Y, Z), obtained as a result of the interaction of magnetic moments generated by the electromagnetic control system EMSU 12 relative to the coordinate axes of the spacecraft - L x , L y , L z with magnetic vectors induction of the Earth's magnetic field B x , B y , B z in accordance with formula (1).
В проекциях на оси управления КА выражение (1) принимает вид:In projections on the spacecraft control axis, expression (1) takes the form:
(см. А.П. Коваленко. Магнитные системы управления космическими летательными аппаратами. М., «Машиностроение», 1975 г., стр. 21-22).(see A.P. Kovalenko. Magnetic control systems for spacecraft. M., "Engineering", 1975, pp. 21-22).
В качестве магнитных исполнительных органов ЭМСУ 12 можно использовать, например, электромагниты стержневого типа с сердечником из магнитно-мягкого материала с обмотками из медного провода (см. А.П. Коваленко. Магнитные системы управления космическими летательными аппаратами. М., «Машиностроение», 1975 г., стр. 178).As
В качестве датчиков компонент геомагнитной индукции в ЭМСУ 12 можно использовать трехмерный магнитометр, например, магнитометр цифровой трехкомпонентный МЦТ-11 разработки АО «Раменское приборостроительное конструкторское бюро», который вырабатывает сигналы компонент магнитной индукции Вх, Ву, Bz. С целью повышения надежности и живучести электромагнитной системы управления ЭМСУ 12 (см. например, патент, РФ, №2625687) устройство формирования механического момента электромагнитом в ней выполняют по схеме резервирования (см. например, патент, РФ, №2672316).As sensors of the geomagnetic induction components in
Как было показано выше, процесс успокоения КА с помощью ЭМСУ 12 достаточно длительный и составляет, для приведенного в качестве примера КА «Метеор-М», 5÷5,5 часов. При этом в данном режиме питание КА осуществляется от аккумуляторной батареи АБ 11, что может приводить к условию существенного увеличения ее емкости в сравнении с требуемой емкостью основного штатного режима работы КА на орбите, длительность которого составляет годы в отличие от длительности времени успокоения КА, составляющей часы. Условия обеспечения энергоснабжением штатного режима, длительность которого для современных КА превышает 5 лет, являются исходными для достижения требуемого срока активного существования источника питания КА (более 5 лет). Очевидно, что при выборе емкости АБ 11 штатного режима (с учетом запаса по остаточной емкости, их деградации, а также с учетом для них максимальной пиковой нагрузки) следует исходить из того, что период обращения КА (например, КА дистанционного зондирования Земли) составляет приблизительно 100 мин и до 50% времени (до 50 мин) питание должно осуществляться только от аккумуляторных батарей АБ 11 источника питания КА (при входе, выходе и нахождении на теневой стороне Земли).As shown above, the process of calming the spacecraft with the help of
Требуемая остаточная емкость аккумуляторной батареи АБ 11 для процесса успокоения КА (которая может существенно превышать относительно требуемой остаточной емкости штатного режима), приводит к увеличению ее массы и габаритов, получению невысокой удельной мощности источника питания КА, а также к снижению надежности источника питания КА.The required residual capacity of the
Для космической техники важнейшей тактико-технической характеристикой системы электропитания, составляющей более 25% массы, объема и стоимости К А, является удельная мощность, т.е. отношение мощности, вырабатываемой системой электропитания, к ее массе (см. патент, РФ №2689401). При этом, в системе электропитания энергообеспечение КА осуществляется от солнечной батареи СБ 10 и аккумуляторной батареи АБ 11 на освещенной орбите и только от аккумуляторной батареи АБ 11, являющейся одним из наиболее критичных звеньев системы электропитания, на теневых участках орбиты. Очевидно, что рациональным выбором солнечных и аккумуляторных батарей для штатного режима (по времени более 5 лет), практически представляющего по времени срок активного существования КА, является выбор, при котором процесс успокоения и последующая стабилизация КА обеспечивается характеристиками солнечных и аккумуляторных батарей для штатного режима (длительность процесса успокоения и последующей стабилизации КА в сравнении с длительностью штатного режима является несущественным и ею можно пренебречь),For space technology, the most important tactical and technical characteristic of the power supply system, which makes up more than 25% of the mass, volume and cost of spacecraft, is specific power, i.e. the ratio of the power generated by the power supply system to its mass (see patent, RF No. 2689401). At the same time, in the power supply system, the spacecraft is supplied with power from the
Для сокращения времени процесса успокоения и стабилизации (в том числе, при раскрытии солнечных батарей) КА в предлагаемом способе осуществляют посредством сочетанных воздействий на корпус КА 7:To reduce the time of the process of calming and stabilization (including the opening of solar panels), the spacecraft in the proposed method is carried out by means of combined effects on the body of the spacecraft 7:
• механических от ЭМСУ 12;• mechanical from
• реактивных, базирующихся на законе сохранения момента количества движения тел, от блока реактивных двигателей ориентации БРДО 17, создающих реактивные силы.• reactive, based on the law of conservation of the angular momentum of bodies, from the block of jet engines of orientation BRDO 17, which create reactive forces.
В качестве реактивных двигателей в блоке реактивных двигателей ориентации с несущественной массой рабочего тела БРДО 17 целесообразно использовать, например, однокомпонентные или жидкостные реактивные двигатели (см. В.Н. Васильев. Системы ориентации космических аппаратов, М., 2009, с. 47-49). Блок реактивных двигателей ориентации БРДО 17 имеет в своем составе силовой блок реактивных двигателей 15 (см. например, патент, РФ, №2096647), резервуар, содержащий несущественную массу рабочего тела 14 (возможно использование маломассогабаритного резервуара), и блок управления 16, формирующий импульсный режим работы путем управления по сигналам с микро ЭВМ 5 подачей рабочего тела из резервуара, содержащего несущественную массу рабочего тела 14 (например, управление клапанами), в силовой блок реактивных двигателей 15. Пример схемы расположения силового блока реактивных двигателей 15 на корпусе КА 7 смотри в книге Б.В. Раушенбах, Е.Н. Токарь. Управление ориентацией космических аппаратов. «Наука», М., 1974, стр. 111-113.It is advisable to use, for example, single-component or liquid-propellant jet engines in the orientation jet block with an insignificant mass of the working fluid BRDO 17 (see V.N. Vasiliev. Spacecraft attitude control systems, M., 2009, pp. 47-49 ). The block of jet engines of orientation BRDO 17 includes a power block of jet engines 15 (see, for example, patent, RF, No. mode of operation by controlling, on signals from
Характерной особенностью реактивных двигателей ориентации является их большое быстродействие и способность создания значительных крутящих моментов (см. Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. Управление космическими летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1974, стр. 168; сайт: https://ru.wikipedia.org/wiki Двигательная установка космического аппарата), которые при рациональном выборе скорости истечения и массового расхода рабочего тела, превышают крутящие моменты электромагнитной системы управления для одной и той же размерности КА более чем в 1000 раз, поэтому в режиме успокоения при сочетанных воздействиях на корпус КА 7 механических от ЭМСУ 12 и реактивных от БРДО 17 реактивные двигатели ориентации БРДО 17 играют основную роль для снижения времени успокоения.A characteristic feature of orientation jet engines is their high speed and the ability to create significant torques (see Alekseev K.B., Bebenin G.G. Control of spacecraft. M .: Mashinostroenie, 1974, p. 168; site: https: / /ru.wikipedia.org/wiki Spacecraft propulsion system), which, with a rational choice of the exhaust velocity and mass flow rate of the working fluid, exceed the torques of the electromagnetic control system for the same dimension of the spacecraft by more than 1000 times, therefore, in the calming mode at Combined impacts on the
В результате данных сочетанных воздействий на корпус КА 7 механических от ЭМСУ 12 и реактивных от БРДО 17:As a result of these combined impacts on the body of the
• существенно сокращают время процесса успокоения и стабилизации КА (время процесса приблизительно не более 1 минуты);• significantly reduce the time of the process of calming and stabilizing the spacecraft (the process time is approximately no more than 1 minute);
• существенно снижают требуемое значение емкости аккумуляторной батареи;• significantly reduce the required value of the battery capacity;
• обеспечивают оптимальный выбор солнечных и аккумуляторной батарей (без существенного запаса);• provide an optimal choice of solar and storage batteries (without a significant margin);
• исключают полное израсходование остаточной емкости аккумуляторной батареи АБ 11 и потерю КА, в результате чего повышается надежность КА.• eliminate the complete depletion of the remaining capacity of the
При этом, используют кратковременную работу блока реактивных двигателей ориентации для которой требуется незначительный (малый по массе) запас рабочего тела.At the same time, short-term operation of the block of reactive engines of orientation is used, which requires an insignificant (small in mass) supply of the working fluid.
Известно, что в качестве реактивного двигателя коррекции орбиты для управления движением центра масс (для коррекции движения КА с целью устранения ошибок выведения ракетой-носителем КА на расчетную орбиту и периодической коррекции и поддержания орбиты КА), которые присутствуют в космосе в каждом КА (на фиг. 1 не показаны) требуются более мощные (см. например, патенты, РФ, 2117813, 2568825), чем для блока реактивных двигателей ориентации БРДО 17 (тип и количество реактивных двигателей определяются размерностью космического аппарата), то есть двигателей управления вращательным движением вокруг центра масс (Ю.Г. Гусев, А.В., Пильников. Роль и место электроракетных двигателей в Российской космической программе. Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск №60).It is known that as a jet engine for orbit correction for controlling the movement of the center of mass (for correcting the movement of the spacecraft in order to eliminate errors in launching the spacecraft into the calculated orbit by the launch vehicle and periodically correcting and maintaining the spacecraft orbit), which are present in space in each spacecraft (in Fig. 1 not shown) require more powerful (see, for example, patents, RF, 2117813, 2568825) than for the block of jet engines of orientation BRDO 17 (the type and number of jet engines are determined by the dimension of the spacecraft), that is, engines for controlling rotational motion around the center masses (Yu.G. Gusev, A.V., Pilnikov. The role and place of electric rocket engines in the Russian space program. Electronic journal "Proceedings of the MAI". Issue No. 60).
Для выбора динамики и расчета запаса рабочего тела реактивных двигателей ориентации БРДО 17 ниже приведены выражения (3, 4, 5), описывающие общие свойства реактивных двигателей ориентации:To select the dynamics and calculate the stock of the working fluid of attitude jet engines BRDO 17, expressions (3, 4, 5) are given below, describing the general properties of attitude jet engines:
• тяга реактивного двигателя Р• jet engine thrust Р
где ms - секундный расход массы,where m s - second mass consumption,
ω - скорость истечения;ω - outflow velocity;
• при рассмотрении не массового, а весового секундного расхода Gs=g⋅ms • when considering not mass, but weight second flow rate G s =g⋅m s
где удельный импульс Is=ω/g,where specific impulse I s =ω/g,
g - ускорение силы тяжести;g is the acceleration due to gravity;
• импульс тяги за время Δt равен• thrust impulse during time Δt is equal to
где ΔG - весовые затраты за время Δt.where ΔG - weight costs for the time Δt.
По окончании процесса успокоения и стабилизации КА, в автоматическом режиме по сигналам солнечного датчика СД 8 и центральной ЭВМ 1, поступающими в устройство управления ориентацией солнечных батарей УУО СБ 9, под действием приводных двигателей, находящихся в нем, солнечные батареи СБ 10 устанавливаются в положение относительно корпуса КА 7 для получения максимальной их освещенности (солнечные батареи устанавливаются в положение при котором угол отклонения нормали к активной поверхности батареи от линии направления на Солнце будет минимальным), гарантирующих положительный энергобаланс. Солнечный датчик СД 8 обеспечивает надежность и живучесть КА, т.к. при эксплуатации его в автономном режиме из-за отсутствия информационных показаний положения КА с БЗД 2 может возникнуть длительное произвольное ориентирование положения КА, не позволяющее получать солнечными батареями освещенности от Солнца, приводящей к нарушению положительного энергобаланса.At the end of the process of calming down and stabilizing the spacecraft, in automatic mode, according to the signals from the
Следует отметить, что на протяжении всего срока активного существования КА радикальной защитой от аварийной ситуации на КА, связанной с потерей ориентации на Солнце, используют автоматический переход с основного на резервный режим управления ориентацией КА относительно направления на Солнце. Такой режим работы не может обеспечить в полной мере функциональные возможности КА, но он гарантирует положительный энергобаланс, что обеспечивает живучесть КА. Переход на резервный режим управления ориентацией проводят по команде управления (КУ) из наземного комплекса управления по «жесткой» логике, т.е. без использования центральной ЭВМ 1, при воздействиях на КА различных факторов космического пространства, например, локальных статических разрядов, приводящих к сбою в работе центральной ЭВМ 1. Последующее возобновление ориентации КА с использованием Центральной ЭВМ 1 осуществляют по КУ из наземного комплекса управления.It should be noted that during the entire period of the active existence of the spacecraft, radical protection against an emergency situation on the spacecraft associated with the loss of orientation to the Sun uses an automatic transition from the main to the backup mode of controlling the orientation of the spacecraft relative to the direction to the Sun. This mode of operation cannot provide the full functionality of the spacecraft, but it guarantees a positive energy balance, which ensures the survivability of the spacecraft. The transition to the standby attitude control mode is carried out according to the control command (CU) from the ground control complex according to the "hard" logic, i.e. without the use of the
Для обеспечения высокой маневренности КА в качестве исполнительных органов ИО 3 используют блок гиродинов, которые требуют по окончании процесса успокоения и стабилизации КА (в начале обеспечения штатного режима КА) приведение их в рабочее состояние путем плавной раскрутки роторов до заданной номинальной постоянной скорости.To ensure high maneuverability of the spacecraft, a block of gyrodines is used as the executive elements of the
Гиродины обладают двумя степенями свободы относительно корпуса КА. Одна из них связана с вращением маховика (ротора гиродина) с постоянной скоростью вокруг оси (например, в исходном номинальном положении вокруг оси OY), установленного в гироузле (например, в рамке), и создающего вектор кинетического момента Н по данной оси (оси гироскопа, совпадающей с осью ротора), а другая - с поворотом оси вращения ротора гиродина под воздействием некоторого устройства (привода), создающего вращающий момент т, т.е. с поворотом гироузла с угловой скоростью е вокруг оси OZ (оси прецессии), перпендикулярной к первой. В результате через конструкцию крепления гиродина на корпус КА в начальный момент передается управляющий момент М вокруг третьей оси (оси ОХ), равныйGyrodyns have two degrees of freedom relative to the spacecraft body. One of them is associated with the rotation of the flywheel (gyrodyne rotor) at a constant speed around the axis (for example, in the initial nominal position around the OY axis), installed in the gyro unit (for example, in the frame), and creating the angular momentum vector H along this axis (gyroscope axis coinciding with the axis of the rotor), and the other - with the rotation of the axis of rotation of the gyrodyn rotor under the influence of some device (drive), which creates a torque t, i.e. with the rotation of the gyro unit with an angular velocity e around the OZ axis (the precession axis) perpendicular to the first one. As a result, at the initial moment, the control moment M around the third axis (axis OX) is transmitted through the structure of the gyrodine attachment to the spacecraft body, equal to
(см. Б.В. Раушенбах, Е.Н. Токарь. Управление ориентацией космических аппаратов. Ориентация искусственных спутников в гравитационных и магнитных полях. «Наука», М., 1974. стр. 130-131).(see B.V. Raushenbakh, E.N. Tokar. Orientation control of spacecraft. Orientation of artificial satellites in gravitational and magnetic fields. "Nauka", M., 1974. pp. 130-131).
В связанной системе координат КА OXsYsZs определяют следующие углы:In the associated coordinate system of the spacecraft OXsYsZs, the following angles are determined:
• крен - вращение вокруг оси OXs;• roll - rotation around the OXs axis;
• рыскание - вращение вокруг оси OYs;• yaw - rotation around the axis OYs;
• тангаж - вращение вокруг оси OZs,• pitch - rotation around the OZs axis,
при этом оси орбитальной системы координат OXOYOZO и оси связанной системы координат КА OXsYsZs (начало координат совпадает с центром масс КА; все оси расположены вдоль строительных осей КА) при орбитальной ориентации должны быть совмещены (при орбитальной ориентации размером корпуса можно пренебречь). Управление вращением КА вокруг оси OXs в связанной системе координат принимаем за управление КА по крену и величина управляющего момента гиродина описывается следующим выражением:in this case, the axes of the orbital coordinate system OX O Y O Z O and the axes of the associated coordinate system of the spacecraft OXsYsZs (the origin of coordinates coincides with the center of mass of the spacecraft; all axes are located along the construction axes of the spacecraft) during orbital orientation should be aligned (with orbital orientation, the body size can be neglected ). The control of the spacecraft rotation around the axis OXs in the bound coordinate system is taken as the control of the spacecraft in roll, and the value of the control moment of the gyrodyn is described by the following expression:
где m - величина вращающего момент вокруг оси прецессии (ось OZs),where m is the amount of torque around the precession axis (axis OZs),
Н - величина кинетического момента гироскопа (ось OYs),H - the value of the kinetic moment of the gyroscope (axis OYs),
e - угол отклонения вектора Н от исходного номинального положения,e is the angle of deviation of the vector H from the initial nominal position,
(см. Петрищев В.Ф. Элементы теории гироскопа и его применение для управления космическими аппаратами: Учебное пособие. Самарский государственный аэрокосмический университет. Самара, 2004. с. 59-61).(see Petrishchev V.F. Elements of the gyroscope theory and its application for spacecraft control: Textbook. Samara State Aerospace University. Samara, 2004. p. 59-61).
Величины управляющих моментов по рысканью и тангажу относительно исходного номинального положения описываются аналогично, выражению (7) управления КА по крену.The values of the control moments for yaw and pitch relative to the initial nominal position are described similarly to expression (7) for the roll control of the spacecraft.
На практике для обеспечения высокой надежности КА в качестве блока гиродинов используют избыточную систему гиродинов, в которой число гиродинов больше трех. При этом наибольший интерес представляют системы из четырех гиродинов, обладающих минимальной избыточностью, т.е. минимальной массой и в то же время сохраняющих работоспособность при отказе одного гиродина, повышая, тем самым, надежность КА. Пример расположения четырех гиродинов минимально избыточной системы в блоке гиродинов в виде графической иллюстрации приведен на фиг. 2.In practice, to ensure high reliability of the spacecraft as a block of gyrodines, an excess system of gyrodines is used, in which the number of gyrodines is more than three. In this case, systems of four gyrodines with minimal redundancy, i.e., are of greatest interest. minimum weight and at the same time retaining performance in case of failure of one gyrodine, thereby increasing the reliability of the spacecraft. An example of the location of four gyrodines of the minimum redundant system in a gyrodine block is shown in the form of a graphic illustration in FIG. 2.
Данная минимально избыточная система в блоке гиродинов представлена в виде двух типовых групп гиродинов с параллельными осями прецессии, при этом начала всех кинетических моментов гироскопов Hi приведены в общую точку О (см. В.Н. Васильев. Системы ориентации космических аппаратов, М., 2009, с. 184-188). Векторы кинетических моментов гироскопов (H1, Н2) первой группы гиродинов вращаются в координатной плоскости OXY, а второй (Н3, Н4) - в координатной плоскости OXZ. В качестве гиродинов можно использовать, например, гиродины СГК-100, СГК-30, выпускаемые предприятием «НИИ командных приборов», Россия, Санкт-Петербург.This minimally redundant system in the block of gyrodines is presented in the form of two typical groups of gyrodines with parallel precession axes, while the beginnings of all kinetic moments of the gyroscopes H i are brought to a common point O (see V.N. Vasiliev. Spacecraft orientation systems, M., 2009, pp. 184-188). The angular momentum vectors of the gyroscopes (H 1 , H 2 ) of the first group of gyrodins rotate in the OXY coordinate plane, and the second (H 3 , H 4 ) in the OXZ coordinate plane. As gyrodines, you can use, for example, gyrodines SGK-100, SGK-30, manufactured by the Research Institute of Command Instruments, Russia, St. Petersburg.
В результате длительной плавной раскрутки роторов гиродинов ИО 3 до заданной максимальной постоянной скорости (требуемое время раскрутки, например, у гиродина СГК-100 составляет около 180 мин) изменяются векторы кинетического момента Н по осям роторов, приводящие к возникновению воздействующих на корпус КА управляющих моментов, что приводит к появлению "паразитных" угловых скоростей КА (на практике создать идентичные компенсирующие друг друга управляющих моментов двух гиродинов невозможно).As a result of a long-term smooth spin-up of the
Длительная плавная раскрутки роторов гиродинов ИО 3 до заданной максимальной постоянной скорости связана с конструктивными особенностями гиродина, у которого массивный ротор раскручивает двигатель с небольшими массой и габаритами, обладающий, в соответствии с этим, небольшим динамическим моментом. Электромагнитная система управления ЭСМУ 12 не может эффективно парировать данные "паразитные" угловые скорости КА и стабилизировать КА, в виду возможной недостаточности создаваемых и постоянно изменяемых в процессе полета КА механических моментов, а также временами их полного отсутствия. Это связано с тем, что в процессе полета КА механический момент, создающийся в результате взаимодействия векторов магнитного момента электромагнитной системы управления и геомагнитного поля Земли изменяется от максимального значения при перпендикулярном их расположении относительно друг друга до нулевого при параллельном их расположении относительно друг друга (см. патент, РФ, №2625687). Нарушение стабилизации КА при использовании только ЭСМУ 12 (как в прототипе) приводит к нарушению ориентации солнечных батарей СБ 10 на Солнце для притока максимальной энергии и, в связи с этим, возможны "сбои" в процессе заряда аккумуляторной батареи АБ 11, а также дополнительный расход ее остаточной емкости для длительного питания ИО 3 (блока гиродинов) и УУО СБ 9, что может приводить к глубокому разряду аккумуляторной батареи АБ 11 и нарушению процесса раскрутки роторов в гиродинах ИО 3. Использование сочетанного включения ЭСМУ 12 и БРДО 17 по сигналам микро ЭВМ 5 в процессе раскрутки роторов в гиродинах ИО 3 до заданной максимальной постоянной скорости позволяет исключить глубокий разряд АБ 11, обеспечить стабилизацию КА и практически полностью исключить "паразитные" угловые скорости КА, а также исключить "сбои" в процессе заряда АБ 11.Long-term smooth spin-up of the
Несущественную массу рабочего тела БРДО 17 выбирают исходя из гарантированного обеспечения времени его работы:An insignificant mass of the working fluid BRDO 17 is selected based on the guaranteed time of its operation:
• времени работы для успокоения и стабилизации КА;• operating time for calming down and stabilizing the spacecraft;
• времени плавной раскрутки роторов гиродинов в качестве исполнительных органов;• time of smooth spin-up of gyrodyne rotors as executive bodies;
• времени работы для раскрутки роторов гиродинов, возникающих при аварийных ситуациях на КА, например, при сбое в энергоснабжении, приводящей к остановке роторов гиродинов (предусматривают, например, два случая аварийной ситуации в течении всего срока активного существования КА).• operating time for spinning up the gyrodyne rotors that occur in emergency situations on the spacecraft, for example, in the event of a power failure, leading to a stop of the gyrodyne rotors (for example, two emergency situations are provided during the entire period of the active existence of the spacecraft).
Таким образом, в предлагаемом способе управления движением космического аппарата с управляемой ориентацией:Thus, in the proposed method for controlling the motion of a spacecraft with controlled attitude:
• существенно сокращают время процесса успокоения и стабилизации КА;• significantly reduce the time of the process of calming and stabilizing the spacecraft;
• оптимизируют выбор аккумуляторных и солнечных батарей, позволяющий получить высокие удельные энергетические характеристики источника питания КА;• optimize the choice of rechargeable and solar batteries, which allows obtaining high specific energy characteristics of the spacecraft power source;
• обеспечивают высокий срок активного существования КА, т.к. длительность работы КА в штатном режиме не связана с расходованием рабочего тела, которое ограничено по массе;• provide a long period of active existence of the spacecraft, because the duration of the spacecraft operation in the normal mode is not related to the consumption of the working fluid, which is limited in mass;
• используют блок реактивных двигателей ориентации, которые не требует большого запаса массы рабочего тела;• use a block of jet engines orientation, which does not require a large stock of mass of the working fluid;
• существенно сокращают время до начала ориентации солнечных батарей на Солнце и начала заряда аккумуляторных батарей, что уменьшает глубину их разряда и увеличивает эффективность работы при заходе КА на затененную орбиту;• Significantly reduce the time before the beginning of the orientation of the solar arrays to the Sun and the start of charging the storage batteries, which reduces the depth of their discharge and increases the efficiency of work when the spacecraft enters a shaded orbit;
• сокращают время экономии расхода остаточной емкости аккумуляторных батарей, при котором питают преимущественно электромагнитную систему управления с устройствами, обеспечивающими ее работоспособность, что повышает эффективность работы устройств управления движением КА;• reduce the time of saving the consumption of the residual capacity of the batteries, during which the predominantly electromagnetic control system is fed with devices that ensure its operability, which increases the efficiency of the spacecraft motion control devices;
• повышают надежность устройства управления движением КА и исключают возможную потерю КА из-за полного расходования остаточной емкости аккумуляторных батарей;• increase the reliability of the spacecraft motion control device and eliminate the possible loss of the spacecraft due to the complete consumption of the residual capacity of the batteries;
• эффективно парируют "паразитные" угловые скорости КА при раскрутке роторов гиродинов;• effectively fend off "parasitic" angular velocities of the spacecraft during the spin-up of the gyrodyne rotors;
• обеспечивают рациональное электропитание процесса раскрутки роторов гиродинов;• provide rational power supply for the process of spinning up the gyrodyne rotors;
• обеспечивают высокую динамику (использованием гиродинов) и точность ориентации (использованием звездных датчиков) КА.• provide high dynamics (using gyrodines) and orientation accuracy (using star trackers) of the spacecraft.
В предлагаемом способе используют решения, позволяющие обеспечить высокий срок активного существования КА, путем снижения глубоких разрядов и увеличения ресурса работы аккумуляторной батареи, использования в течение всего срока работы КА для управления ориентацией и для сброса кинетического момента электромагнитного устройства управления, которое не требуют рабочего тела, использования необходимых гарантированных несущественных запасов рабочего тела для блока реактивных двигателей ориентации в виду незначительного времени работы (на приведенном примере выбора гиродинов, двух случаев аварийной ситуации, приблизительно не более 10 часов при сроке активного существования КА более 5 лет).In the proposed method, solutions are used to ensure a high period of active existence of the spacecraft, by reducing deep discharges and increasing the service life of the battery, using during the entire period of operation of the spacecraft for attitude control and for resetting the kinetic moment of an electromagnetic control device that does not require a working fluid, the use of the necessary guaranteed non-essential reserves of the working fluid for the attitude control jet unit due to the insignificant operating time (in the example of the choice of gyrodines, two cases of an emergency, approximately no more than 10 hours with a period of active existence of the spacecraft for more than 5 years).
В результате в способе достигают высокую эффективность и надежность управления движением космического аппарата при обеспечении высокоточной динамичной ориентации и высокого срока активного существования КА.As a result, the method achieves high efficiency and reliability of spacecraft motion control while providing high-precision dynamic orientation and a long period of active existence of the spacecraft.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020138406A RU2767648C1 (en) | 2020-11-23 | 2020-11-23 | Method of controlling movement of spacecraft with controlled orientation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020138406A RU2767648C1 (en) | 2020-11-23 | 2020-11-23 | Method of controlling movement of spacecraft with controlled orientation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2767648C1 true RU2767648C1 (en) | 2022-03-18 |
Family
ID=80737219
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020138406A RU2767648C1 (en) | 2020-11-23 | 2020-11-23 | Method of controlling movement of spacecraft with controlled orientation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2767648C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2784859C1 (en) * | 2022-06-14 | 2022-11-30 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Саратовский государственный технический университет имени Гагарина Ю.А." (СГТУ имени Гагарина Ю.А.) | Method for platform-free orientation of moving objects |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5931421A (en) * | 1995-08-11 | 1999-08-03 | Daimler-Benz Aerospace Ag | Arrangement for attitude control and stabilization of a three axes stabilized spacecraft |
| US6921048B2 (en) * | 2003-01-21 | 2005-07-26 | The Boeing Company | Method and apparatus for minimizing solar array sun tracking disturbance by north and south solar array wing cancellation |
| RU2293690C2 (en) * | 2005-03-09 | 2007-02-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method of control of spacecraft power supply system |
| RU2669481C1 (en) * | 2017-10-02 | 2018-10-11 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" | Method and device for controlling motion of a spacecraft with controlled orientation |
| RU2722598C1 (en) * | 2019-11-12 | 2020-06-02 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" (АО "НИИЭМ") | Method of controlling spacecraft for remote earth sensing |
-
2020
- 2020-11-23 RU RU2020138406A patent/RU2767648C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5931421A (en) * | 1995-08-11 | 1999-08-03 | Daimler-Benz Aerospace Ag | Arrangement for attitude control and stabilization of a three axes stabilized spacecraft |
| US6921048B2 (en) * | 2003-01-21 | 2005-07-26 | The Boeing Company | Method and apparatus for minimizing solar array sun tracking disturbance by north and south solar array wing cancellation |
| RU2293690C2 (en) * | 2005-03-09 | 2007-02-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method of control of spacecraft power supply system |
| RU2669481C1 (en) * | 2017-10-02 | 2018-10-11 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" | Method and device for controlling motion of a spacecraft with controlled orientation |
| RU2722598C1 (en) * | 2019-11-12 | 2020-06-02 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" (АО "НИИЭМ") | Method of controlling spacecraft for remote earth sensing |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Б.В. Раушенбах, Е.Н. Токарь. Управление ориентацией космических аппаратов. "Наука", М., 1974. стр. 111-120. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2784859C1 (en) * | 2022-06-14 | 2022-11-30 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Саратовский государственный технический университет имени Гагарина Ю.А." (СГТУ имени Гагарина Ю.А.) | Method for platform-free orientation of moving objects |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Tsiotras et al. | Satellite attitude control and power tracking with energy/momentum wheels | |
| Starin et al. | Attitude determination and control systems | |
| McInnes et al. | Gossamer roadmap technology reference study for a sub-L 1 space weather mission | |
| JP2001509110A (en) | Satellite attitude control system using low thrust thrusters | |
| RU2767648C1 (en) | Method of controlling movement of spacecraft with controlled orientation | |
| US11338944B2 (en) | Control system for executing a safing mode sequence in a spacecraft | |
| Burk | Cassini Orbit Trim Maneuvers at Saturn-Overview of Attitude Control Flight Operations | |
| RU2722598C1 (en) | Method of controlling spacecraft for remote earth sensing | |
| CN114132529B (en) | All-electric propulsion cube satellite | |
| Notti et al. | Integrated power/attitude control system (ipacs) | |
| RU2736522C1 (en) | Method of orientation of spacecraft | |
| Mohammed et al. | Initial attitude acquisition result of the Alsat-1 first Algerian microsatellite in orbit | |
| Yoshihara et al. | Optimal power management considering attitude control and battery deterioration control for spacecraft with vscmg/ipacs | |
| Macala et al. | Feasibility study of two candidate reaction wheel/thruster hybrid control architecture designs for the Cassini spacecraft | |
| Altay et al. | Spacecraft energy storage and attitude control | |
| Axelrad et al. | Closed loop navigation and guidance for gravity probe B orbit insertion | |
| Gang et al. | Research on high accuracy, long life, and high reliability technique of control moment gyroscope | |
| Steyn | Variable speed scissored pair dual gimbal Control Moment Gyro for nano-satellites | |
| Wu et al. | Attitude stabilization of LISA pathfinder spacecraft using colloidal micro-newton thrusters | |
| McAdams et al. | MESSENGER–Six Primary Maneuvers, Six Planetary Flybys, and 6.6 Years to Mercury Orbit | |
| Johnson et al. | A High Inclination Solar Mission Enabled by Near-Term Solar Sail Propulsion | |
| RU2760818C1 (en) | Method for controlling the orientation of the spacecraft | |
| Gillespie et al. | Some notes on attitude control of Earth satellite vehicles | |
| Benzeniar | In-orbit results from the attitude determination and control system of ALSAT-2B | |
| Esmailzadeh et al. | Active control and attitude stabilization of a momentum-biased satellite without yaw measurements |