Патент на изобретение №2396189

(54) СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ ОСЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА В ОРБИТАЛЬНУЮ СИСТЕМУ КООРДИНАТ

(57) Реферат:

Изобретение относится к системам управления движением космических аппаратов (КА) вокруг центра масс. Способ заключается в том, что перед началом ориентации осей КА в орбитальную (подвижную) систему координат в бортовую вычислительную машину записывают параметры его орбиты. Задают КА поисковую угловую скорость для захвата Солнца полем обзора прибора ориентации. После захвата Солнца снижают угловую скорость, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора прибора ориентации. Вокруг одной из осей КА, которая в конце ориентации должна стать перпендикулярной к плоскости орбиты, создают угловую скорость, равную по величине угловой скорости вращения орбитальной системы координат вокруг ее оси Z_ОСК для орбиты этого КА. При автоматическом расчете углов рассогласования между орбитальными и связанными осями используют один и тот же единичный вектор направления на Солнце в обеих системах осей координат. Две проекции этого вектора на связанные оси рассчитывают по измерениям прибора ориентации на Солнце, а третью проекцию на связанную ось координат определяют исходя из свойства данного вектора как единичного. Разворотами вокруг двух других связанных осей КА завершают его ориентацию в орбитальную систему координат. Техническим результатом изобретения является возможность автоматически рассчитывать указанные выше углы рассогласования по результатам измерения только направления на Солнце, ориентируя связанные оси КА в орбитальную систему координат на «солнечной» части витка. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в системах управления движением (СУД) вокруг центра масс космических аппаратов (КА).

Известно, что при использовании для ориентации связанных осей КА в пространстве только информации от прибора ориентации на Солнце (ПОС) можно обеспечить ориентацию в пространстве одной из его связанных осей. Две другие будут занимать в пространстве произвольное положение.

Из патентной литературы известны способы ориентации трех осей КА в орбитальной (подвижной) системе координат, использующие информацию не только прибора ориентации на Солнце, но обязательно информацию и от других измерительных приборов (см. А.С. 1655842, кл. B64G 1/00 от 02.12.88 г.).

Наиболее близким из известных технических решений является выбранный в качестве прототипа способ ориентации осей космического аппарата в орбитальную систему координат, включающий запись в бортовую вычислительную машину параметров орбиты космического аппарата, задание космическому аппарату поисковой угловой скорости для обеспечения захвата Солнца полем обзора прибора ориентации, после чего снижение до нуля угловой скорости, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора прибора ориентации (пат. 2247684 С2 кл. B64G 1/24 от 25.03.2003 г.).

Однако при этом способе вся информация, необходимая для ориентации, рассчитывается в наземных центрах управления, а на КА выполняются только развороты вокруг осей космического аппарата для их ориентации в орбитальную систему координат. Кроме этого не определены правила выполнения этих разворотов.

По результатам моделирования этого способа требуется значительное время для ориентации осей космического аппарата в орбитальную систему координат, и как следствие, значительный расход рабочего тела или кинетического момента его исполнительными органами.

Задачей данного изобретения является создание автоматического способа управления движением космического аппарата вокруг своего центра масс, технический результат которого позволит на основании только характеристик орбиты космического аппарата, введенных в его бортовую цифровую машину, и текущей информации, полученной от прибора ориентации, на «солнечной» части витка, обеспечить ориентацию связанных осей космического аппарата в орбитальную систему координат за минимально необходимое для этого время и с минимально необходимым расходом рабочего тела или кинетического момента его исполнительными органами, используя при этом информацию об угловом положении осей космического аппарата только по отношению к Солнцу.

Указанный результат заявляемого решения достигается тем, что в способе ориентации осей космического аппарата в орбитальную систему координат, включающем запись в бортовую вычислительную машину параметров орбиты космического аппарата, задание космическому аппарату поисковой угловой скорости для обеспечения захвата Солнца полем обзора прибора ориентации, снижение до нуля поисковой угловой скорости, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора прибора ориентации, в соответствии с изобретением, вокруг одной из осей космического аппарата, которая в конце ориентации должна быть перпендикулярной к плоскости орбиты, создают угловую скорость, равную по величине угловой скорости вращения орбитальной системы координат вокруг ее оси Z_ОСК для орбиты этого космического аппарата, причем используют один и тот же единичный вектор направления на Солнце в орбитальной и связанной с космическим аппаратом системах координат для автоматического расчета углов рассогласования, рассчитывая две проекции этого вектора на связанные с космическим аппаратом оси координат по измерениям прибора ориентации на Солнце, а третью проекцию этого вектора на связанную ось координат определяют исходя из свойства этого вектора как единичного, при этом разворотами вокруг двух других связанных осей завершают ориентацию космического аппарата в орбитальную систему координат.

Далее изобретение поясняется с использованием чертежей.

На чертежах поясняется положение Солнца в поле обзора прибора ориентации на Солнце (ПОС), установленного определенным образом по отношению к связанным осям космического аппарата (КА).

На фиг.1 изображен единичный вектор направления на Солнце в связанной с КА системе координат (Х_КА, Y_КА, Z_КА) и в орбитальной системе координат (Х_ОСК, Y_ОСК, Z_ОСК) в один и тот же момент времени t. Для этого момента времени показаны значения проекций единичного вектора направления на Солнце в связанной с КА системе координат (_ПОС, _КА, _ПОС), полученных по результатам измерения ПОС, и предварительно рассчитанные в орбитальной системе координат (_ОСК, _ОСК, _ОСК). На Фиг.2 так же изображен вектор угловой скорости _КА, направленный по осям Z_КА и Z_ОСК.

На фиг.2 приведены моменты (точки) измерения ПОС направления на Солнце в его приборных осях. Кроме этого изображено изменение значений _ОСК, _ОСК, измеряемых ПОС, в орбитальной системе координат (ОСК) за один виток для моментов времени t_n. Для моментов времени t₁ и t₂ показаны значения _ПОС (t₁), _ПОС (t₁) и _ПОС (t₂), _ПОС (t₂), измеренные ПОС, в связанной с КА системе координат. Стрелками показано изменение значений _ПОС (t₁), _ПОС (t₁) и _ПОС (t₂), _ПОС (t₂), измеренные ПОС при развороте КА в моменты времени t₁ и t₂ на углы _КА и _КА вокруг осей Х_КА и Y_КА соответственно.

На фиг.1 приведены следующие обозначения:

– единичный вектор направления на Солнце;

Х_КА, Y_КА, Z_КА – связанные оси КА;

Х_ОСК, Y_ОСК, Z_ОСК – оси орбитальной (подвижной) системы координат (ОСК);

_КА – угловая скорость «обкатки» Земли, равная по величине рассчитанной угловой скорости вращения ОСК вокруг оси Z_ОСК для орбиты этого КА вокруг оси Z_КA КА;

Х_ПОС – значение измерений ПОС при ориентации оси X_КА на Солнце;

Z_ПОС – значение измерений ПОС при ориентации оси Z_КА на Солнце;

_ПОС – проекция единичного вектора направления на Солнце на ось Z_КА КА;

_ПОС – проекция единичного вектора направления на Солнце на ось Х_КА КА;

_КА – проекция единичного вектора направления на Солнце на ось Y_КА КА;

_ОСК – проекция единичного вектора направления на Солнце на ось Z_ОСК ОСК;

_ОСК – проекция единичного вектора направления на Солнце на ось Х_ОСК ОСК;

_ОСК – проекция единичного вектора направления на Солнце на ось Y_ОСК ОСК;

_КA(t) – угол, образованный плоскостью между осями Y_КА, Z_КА КА и плоскостью, образованной осью X_КА и направлением на Солнце;

_ОСК(t) – угол, образованный плоскостью между осями Y_ОСК, Z_ОСК орбитальной системы координат и плоскостью, образованной осью Х_ОСК и направлением на Солнце;

_КА(t) – угол, образованный плоскостью между осями Z_КА, Х_КА КА и плоскостью, образованной осью Y_КА и направлением на Солнце;

_ОСК(t) – угол, образованный плоскостью между осями Z_ОСК, Х_ОСК ОСК и плоскостью, образованной осью Y_ОСК и направлением на Солнце.

На фиг.2 приведены следующие обозначения:

_ПОС – результаты измерения ПОС направления на Солнце по его приборной оси ;

_ПОС – результаты измерения ПОС направления на Солнце по его приборной оси ,

_ПОС (t₁) – результаты измерения _ПОС ПОС в момент времени t₁.

_ПОС (t₁) – результаты измерения _ПОС ПОС в момент времени t₁.

_ОСК(t₁) – результаты расчета значения для ОСК в момент времени t₁;

_ОСК(t₁) – результаты расчета значения для ОСК в момент времени t₁;

_ПОС (t₂) – результаты измерения _ПОС ПОС в момент времени t₂.

_ПОС (t₂) – результаты измерения _ПОС ПОС в момент времени t₂.

_ОСК(t₂) – результаты расчета значения для ОСК в момент времени t₂;

_ОСК(t₂) – результаты расчета значения для ОСК в момент времени t₂;

_КА (t₁) – значение требуемого угла разворота КА вокруг оси Х_КА в момент времени t₁;

_КА (t₁) – значение требуемого угла разворота КА вокруг оси Y_КА в момент времени t₁;

_КА (t₂) – значение требуемого угла разворота КА вокруг оси Х_КА в момент времени t₂;

_КА (t₂) – значение требуемого угла разворота КА вокруг оси Y_КА в момент времени t₂.

На Фиг.1 показано для произвольного момента времени t взаимное положение связанных осей КА (Х_КА, Y_КА, Z_КА), осей ОСК (Х_ПОС, Y_ПОС, Z_ПОС) и единичного вектора на Солнце. Далее по тексту единичный вектор направления на Солнце называется вектором на Солнце. Из фигуры следует равенство:

следовательно, справедливо равенство:

Знаки _ПОС, _ПОС и _КА присваиваются согласно компоновке ПОС в осях КА.

Значения проекций единичного вектора на связанные оси КА Х_КА и Z_КА можно получить из равенств:

где и – результаты измерения ПОС текущего направления на Солнце;

Х_ПОС – значение измерений ПОС при ориентации оси Х_КА на Солнце;

Z_ПОС – значение измерений ПОС при ориентации оси Z_КА на Солнце.

Знаки _ПОС, _ПОС и _КА присваиваются согласно компоновке ПОС в осях КА.

Направление единичного вектора в связанной с КА системе координат можно задать и через направляющие косинусы:

cos _Х=_ПОС, где _Х угол, образованный единичным вектором и осью Х_КА;

cos _Z=_ПОС, где _Z угол, образованный единичным вектором и осью Z_КА;

cos =_КА, где угол, образованный единичным вектором и осью Y_КА.

Используя равенство (2, 3, 4), можно получить значения:

– угла между плоскостью, образованной осями X_КА и Y_КА, и плоскостью, образованной осью Y_КА и единичным вектором направлением на Солнце _КА=arctg (_ПОС/_пос) или arcctg (_пос/_ПОС);

– угла между плоскостью, образованной осями Y_КА и Z_КА и плоскостью, образованной осью Х_КА и единичным вектором направлением на Солнце _КА=arctg (_ПОС/_КА) или arcctg (_КА/_ПОС).

Аналогичным образом получают значения углов _ОСК и _ОСК для ОСК, используя априорно рассчитанные значения _ОСК, _ОСК и _ОСК.

Используя значения _КА и _КА, а так же _ОСК и _ОСК, для ОСК рассчитывают углы рассогласования ориентации осей Х_КА и Y_КА в ОСК для данного момента времени, которые равны _КА=_ОСК–_КА и _КА=_ОСК–_КА соответственно.

Описанный способ может быть использован только на «солнечной» части витка.

Формула изобретения

Способ ориентации осей космического аппарата в орбитальную систему координат, включающий запись в бортовую вычислительную машину параметров орбиты космического аппарата, задание космическому аппарату поисковой угловой скорости для обеспечения захвата Солнца полем обзора прибора ориентации, снижение до нуля поисковой угловой скорости, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора прибора ориентации, отличающийся тем, что вокруг одной из осей космического аппарата, которая в конце ориентации должна быть перпендикулярной плоскости орбиты, создают угловую скорость, равную по величине угловой скорости вращения орбитальной системы координат вокруг ее оси Z_ОСК для орбиты этого космического аппарата, причем используют один и тот же единичный вектор направления на Солнце в орбитальной и связанной с космическим аппаратом системах координат для автоматического расчета углов рассогласования, рассчитывая две проекции этого вектора на связанные с космическим аппаратом оси координат по измерениям прибора ориентации на Солнце, а третью проекцию этого вектора на связанную ось координат определяют исходя из свойства этого вектора как единичного, при этом разворотами вокруг двух других связанных осей завершают ориентацию космического аппарата в орбитальную систему координат.

РИСУНКИ