Способ управления ориентацией космического аппарата

Способ управления ориентацией космического аппарата

Иллюстрации

Показать все

Реферат

 

Изобретение относится к способам управления угловым положением твердого тела при отсутствии информации от угловой скорости. Цель - обеспечение демпфирования колебаний в течение неограниченного промежутка времени при ориентации на произвольный ориентир. Цель достигается путем измерения углового отклонения ориентируемой оси космического аппарата (КА) от требуемого направления, определения моментов времени, в которые измеряемое угловое отклонение принимает экстремальные значения и уменьшения момента инерции КА в моменты времени, соответствующие экстремальным значениям углового отклонения или увеличения момента инерции КА в моменты времени, соответствующие нахождению углового отклонения в зоне допустимых значений.

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК (19) (11) (s»s В 64 6 1/24, 1/34

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

А +А =-М, где А — момент инерции, (21) 4872422/22 (22) 31.07.90 (46) 07,06.93. Бюл. М 21 (71) Киевский политехнический институт им.

50-летия Великой Октябрьской социалистической революции (72) Г. Е. Ануприенко (56} Раушенбах Б. В., Токарев Е. Н. Управление ориентацией космических аппаратов.—

M.: Наука, 1974, с. 157.

Авторское свидетельство СССР

ЬВ 974738, кл. А 64 6 1/34,. 1981. (54) СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА (57) Изобретение относится к способам управления угловым положением твердого теИзобретение относится к способам управления угловым положением твердого тела при отсутствии информации об угловой скорости и может быть использовано для управления вращательным движением космических аппаратов и кораблей.

Цел1 изобретения — обеспечение демпфиров.1ния колебаний в течение неограниченного промежутка времени при ориентации на произвольный ориентир.

Сущность способа управления ориентацией заключается в следующем.

Уравнение движения ориентируемого объекта относительно одной оси описывается уравнением ла при отсутствии информации от угловой скорости. Цель — обеспечение демпфирования колебаний в течение неограниченного промежутка времени при ориентации на произвольный ориентир. Цель достигается путем измерения углового отклонения ориентируемой оси космического аппарата (KA) от требуемого направления, определения моментов времени, в которые измеряемое угловое отклонение принимает экстремальные значения и уменьшения момента инерции КА в моменты времени, соответствующие экстремальным значениям углового отклонения или увеличения момента инерции KA в моменты времени, соответствующие нахождению углового отклонения в зона допустимых значений. р — угловая скорость вращения вокруг оси управления, M — управляющий момент.

Из(1) видно, что демпфирование, создаваемое членом Ар будет эффективным при больших скоростях р, а при р = 0 весь член обращается в нуль и в этот момент направление изменения А не играет роли, его можно уменьшить до минимального значения, а в дальнейшем вновь увеличить для введения положительного демпфирования.

Момент времени P = 0 без прямого измерения угловой скорости р датчиком угловой скорости, например, гироскопического типа, определяется по достижению измеряемой угловой координаты ф экстремума (максимума или минимума).

Пусть sмомент времени,,когда р становится больше установленного значения у v угловая скорость объекта равна р1. В

1819833 при достижении экстремума, вновь вернуть

его в первоначальное состояние.

Таким образом, предлагаемый способ обеспечивает наиболее оптимальное де5 мпфирование колебаний.

РгПод действием управляющего момента

М будет происходить торможение объекта, "0

8 момент, когда выходная кОордината ф 1. достигает экстремума (максимума), возвращают момент инерции в первоначальное положение А.

Дальнейшее движение будет происхо- 15 дить под действием управляющего момента

М при моменте инерции А; что соответствует ускорению а- М/А, Угол. поворота у г равен углу. у1 но противоположен по направлению. Угловая скорость рэ будет меньше р>

А

I РЗ I» 3/2ф3а = Ip)l А+ А т, е. произошло демпфирование колебаний. 30

При входе в зону нечувствительности (I p f < ; ру f ) вновь можно увеличить момент инерции на величину Л А, а затем

Составитель Т,Туманова

Техред М.Моргентал Корректор M.Êåøåëÿ

Редактор

Заказ 2003 Тираж Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035. Москва. Ж-35, Раушская наб., 4/5

Производственно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород, ул.Гагаринэ, 101 этот момент времени увеличиваем момент. инерции А на Л А. При этом по закону сохранения кинетического момента проис- ходит уменьшение скорости

Фо р мул а изобретен и я

Способуправления ориентацией космического аппарата. включающий измерение углового отклонения ориентируемой оси космического аппарата от требуемого направления, определение моментов времени, в которое. измеряемое угловое отклонение принимает экстремальные значения, изменение момента инерции космического аппарата в моменты времени, соответствующие экстремальным значениям углового отклонения и значениям углового отклонения, находящимся в,зоне допустимых значений отклонения от требуемого направления, отличающийся тем, что, с целью обеспечения демпфирования колебаний в течение неограниченного промежутка времени при ориентации на произвольный ориентир, в моменты време-. ни, соответствующие экстремальным значениям углового отклонения, момент инерции . космического аппарата уменьшают, а в моменты времени, соответствующие нахождению углового отклонения в зоне допустимых значений, — момент инерции космического аппарата увеличивают,