Патент на изобретение №2247684
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) СПОСОБ ТРЕХОСНОЙ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА В ОРБИТАЛЬНОЙ СИСТЕМЕ КООРДИНАТ
(57) Реферат:
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании систем управления движением космических аппаратов (КА). Способ осуществляется по информации прибора ориентации на Солнце (ПОС) и заключается в том, что в бортовую вычислительную машину вводят параметры орбиты, рассчитывают положения Солнца в поле обзора ПОС для каждой точки орбиты для ориентации связанных с КА осей в орбитальной системе координат, задают КА поисковую угловую скорость для обеспечения захвата Солнца полем обзора ПОС, после чего снижают вплоть до нуля угловую скорость, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора ПОС. Далее производят разворот КА таким образом, чтобы Солнце в поле обзора ПОС переместилось в требуемую начальную рассчитанную точку из положений Солнца в поле обзора ПОС и далее непрерывно разворачивают КА от начальной точки в последующие рассчитанные положения Солнца в поле обзора ПОС для каждой точки орбиты при требуемой ориентации связанных с КА осей в орбитальной системе координат. Изобретение позволяет уменьшить вес, объем и упростить конструкцию КА за счет уменьшения количества приборов и устройств на борту КА при осуществлении трехосной ориентации, а также расширить арсенал технических средств в этой области техники. 3 ил.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании систем управления движением (СУД) космических аппаратов (КА). Известно, что при прямом использовании информации о положении Солнца, вырабатываемой прибором ориентации по Солнцу (ПОС), система управления движением, поддерживая постоянным положение Солнца в поле обзора прибора ПОС, обеспечивает ориентацию одной из связанных с КА осей или связанного с КА вектора в направлении на Солнце. Из патентной литературы известен способ трехосной ориентации КА в орбитальной системе координат по информации прибора ориентации на Солнце (см., например, авт. св. №1655842, кл. В 64 G 1/00 от 02.12.88 г.). Однако при этом недостаточно точно определено положение КА при развороте вокруг ориентированной на Солнце связанной с КА оси или ориентированного на Солнце связанного с КА вектора, т.е. недостаточно точно обеспечена трехостная ориентация и корректировка связанных с КА осей в пространстве. Задачей данного изобретения является создание способа трехосной ориентации космического аппарата в орбитальной системе координат (ОСК) с достижением технического результата в виде уменьшения веса, объема и упрощения конструкции КА за счет уменьшения количества приборов и устройств на борту КА при осуществлении трехосной ориентации, а также расширении арсенала технических средств в этой области техники. Эта задача решается тем, что в способе трехосной ориентации космического аппарата в орбитальной системе координат по информации прибора ориентации на Солнце, в соответствии с изобретением, в бортовую вычислительную машину вводят параметры орбиты, рассчитывают положения Солнца в поле обзора прибора ориентации для каждой точки орбиты для ориентации связанных с космическим аппаратом осей в орбитальной системе координат, задают космическому аппарату поисковую угловую скорость для обеспечения захвата Солнца полем обзора прибора ориентации, после чего снижают вплоть до нуля угловую скорость, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора прибора ориентации, далее производят разворот космического аппарата таким образом, чтобы Солнце в поде обзора прибора ориентации переместилось в требуемую начальную рассчитанную точку из положений Солнца в поле обзора прибора ориентации и далее непрерывно разворачивают космический аппарата от начальной точки в последующие рассчитанные положения Солнца в поле обзора прибора ориентации для каждой точки орбиты при требуемой ориентации связанных с космическим аппаратом осей в орбитальной системе координат. Далее изобретение поясняется с использованием фигур. На фиг.1, поясняющей положения Солнца в поле обзора прибора ПОС, приведены (и на фиг.2 и 3) положение Солнца при движении КА по орбите в ориентированном относительно ОСК положении связанных с КА осей, которое может быть рассчитано для каждой точки орбиты. На фиг.1 приведены следующие обозначения: 1 – поле обзора прибора ПОС; Х, У, Z – связанные оси КА; S – положение Солнца в поле обзора после захвата его прибором ПОС (произвольное);
S1 – массив рассчитанных положенией Солнца в поле обзора прибора ПОС при движении КА по орбите из точки 1 в точку 2 (см. фиг.2 и 3) при ориентации связанных с КА осей в ОСК; Точка 1, точка 2 – точки начала и конца рассчитанных положений Солнца при движении КА по орбите из точки 1 в точку 2. На фиг.2, поясняющей положение орбиты и связанных с КА осей относительно Солнца при виде с полюса Мира, приведены следующие обозначения: Х, У, Z – связанные оси КА; Точка 1, точка 2 – точки орбиты при движении КА по орбите, взятые как начало и конец для рассчета положения Солнца в поле обзора прибора ПОС при ориентации связанных с КА осей в ОСК;
На фиг.3, поясняющей положение орбиты и связанных с КА осей относительно Солнца при виде в экваториальной плоскости Земли, приведены следующие обозначения: Х, У, Z – связанные оси КА; Точка 1, точка 2 – точки орбиты при движении КА по орбите, взятые как начало и конец для рассчета положения Солнца в поле обзора прибора ПОС при ориентации связанных с КА осей в ОСК;
Заявленный способ реализуется следующим образом. До вывода на орбиту или в процессе функционирования на орбите в бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ) вводят параметры орбиты по стартовому полетному заданию или по радиолинии от наземного комплекса траекторных измерений. Рассчитывают положения Солнца в поле обзора ПОС для каждой точки орбиты для случая ориентации связанных с КА осей Х, У, Z, в ОСК (массив S1, фиг.1). При выходе КА из тени (если на момент начала ориентации КА находился в тени) задают космическому аппарату поисковую угловую скорость (разворачивают КА) для обеспечения захвата Солнца полем обзора ПОС. После захвата Солнца прибором ПОС и появления информации о текущих углах При совпадении текущих углов
Формула изобретения
Способ трехосной ориентации космического аппарата в орбитальной системе координат по информации прибора ориентации на Солнце, отличающийся тем, что в бортовую вычислительную машину вводят параметры орбиты, рассчитывают положения Солнца в поле обзора прибора ориентации для каждой точки орбиты для ориентации связанных с космическим аппаратом осей в орбитальной системе координат, задают космическому аппарату поисковую угловую скорость для обеспечения захвата Солнца полем обзора прибора ориентации, после чего снижают вплоть до нуля угловую скорость, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора прибора ориентации, далее производят разворот космического аппарата таким образом, чтобы Солнце в поле обзора прибора ориентации переместилось в требуемую начальную рассчитанную точку из положений Солнца в поле обзора прибора ориентации и далее непрерывно разворачивают космический аппарат от начальной точки в последующие рассчитанные положения Солнца в поле обзора прибора ориентации для каждой точки орбиты при требуемой ориентации связанных с космическим аппаратом осей в орбитальной системе координат.
РИСУНКИ
|
||||||||||||||||||||||||||
, 
– углы положения Солнца, вырабатываемые ПОС;
