Способ управления космическим аппаратом с помощью реактивных исполнительных органов и система для его реализации

Способ управления космическим аппаратом с помощью реактивных исполнительных органов и система для его реализации

Реферат

 

Изобретение относится к области управления ориентацией и движением центра масс космических аппаратов (КА) и направлено на получение максимального значения скорости коррекции орбиты КА с минимальными ошибками управления при одновременном применении реактивных двигателей ориентации (ДО) и силовых гироскопов (СГ). В предлагаемом способе определяют требуемое значение скорости коррекции орбиты КА и параметры его ориентации, формируют управляющие силы и моменты посредством ДО, поддерживая ориентацию КА с помощью СГ. При этом отслеживают и прогнозируют процесс насыщения СГ, проверяя условие принадлежности соответствующих значений кинетического момента в системе СГ области его располагаемых значений, по результатам чего определяют временную последовательность и векторы управляющих моментов разгрузки СГ, для создания которых либо отключают некоторые ДО, либо включают пару ДО, не участвующих в коррекции орбиты. Система управления КА содержит блоки определения текущих, прогнозируемых и располагаемых значений векторов кинетического момента, блоки сравнения этих значений и формирования параметров управления, в том числе - выбора ДО для коррекции орбиты и выбора пары ДО для разгрузки СГ. Оптимальным сочетанием ДО с СГ достигается максимальная скорость коррекции орбиты КА при минимальных ошибках управления. 2 с.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретения относятся к области управления движением космических аппаратов (КА) с помощью реактивных исполнительных органов: силовых гироскопов (СГ) и реактивных двигателей ориентации (ДО). Они могут быть использованы для одновременного управления движением как центра масс КА, так и вокруг его центра масс.

Известен способ совмещенного управления режимами ориентации и коррекции КА с использованием ДО [1]. Суть способа заключается в том, что при выполнении различных режимов ориентации ДО включается одновременно как для создания управляющих моментов, так и для перемещения центра масс. При этом на момент времени включения двигателя фиксируется положение КА, при котором его вектор тяги совпадает с вектором заданной скорости коррекции (например, с вектором скорости движения КА по орбите).

Примером выполнения такого управления может служить совмещение режимов закрутки КА на Солнце и коррекции орбиты. Для этого осуществляют совмещение строительной оси КА с направлением на Солнце и создают вокруг этой оси управляющий момент для достижения требуемой скорости закрутки. При этом измеряют угол между направлением на Солнце и вектором скорости движения КА по орбите. Фиксируют момент равенства измеряемого угла прямому, совмещают вектор скорости с вектором тяги ДО и производят закрутку и коррекцию одновременно.

Аналогично при реализации элементов управления другими режимами ориентации можно проводить коррекцию орбиты, всякий раз совмещая при создании управляющего момента вектор скорости с вектором тяги ДО.

При реализации предлагаемого способа может быть использована схема управления для выполнения режима ручной ориентации [2, с. 85-89] с использованием оптических визиров [2. с. 69-76].

Совмещение строительной оси КА с направлением на Солнце осуществляет экипаж, выполняющий режим ручной ориентации. Для этого используется оптический визир или иллюминатор, снабженный солнцезащитными фильтрами. Измерение угла между направлением на солнце и вектором скорости КА, а также фиксация момента отклонения измеряемого угла от прямого на величину, не превышающую заданную, возможны путем наблюдения через визир бега местности на поверхности Земли. Причем, если использовать визиры, имеющие поле зрения 190^o, то можно совместить эти операции с наведением на Солнце. Заданная величина отклонения принимается равной достижимой точности построения ориентации для выбранного визира.

Создание угловой скорости производится путем задания ручкой управления требуемого управляющего воздействия на ДО. При этом совмещение вектора тяги с вектором скорости также выполняется экипажем, который по указанным внешним ориентирам выбирает момент времени для выдачи указанного воздействия.

Основные недостатки способа-аналога и системы-аналога заключены в следующем: - в большинстве случаев управления КА вокруг центра масс невозможно совместить вектор тяги ДО с требуемым направлением коррекцией орбиты; этого не позволяют сделать расположение внешнего ориентира и временной фактор, требующий построения заданной ориентации на фиксированном интервале времени; - усложнение процесса выполнения основного режима построения ориентации, которое может быть несопоставимым с полученным выигрышем, например, в экономии рабочего тела ДО; так для совмещения вектора тяги с требуемым направлением коррекции орбиты могут понадобиться понадобиться дополнительные угловые повороты КА; это приводит к расходу топлива и дополнительному нерасчетному возмущению орбиты от работающих ДО; - управляющие импульсы для коррекции орбиты необходимо выдавать, строго говоря, также в расчетное время, что практически невозможно при передаче приоритета в управлении основному режиму построения ориентации, поэтому в принципе допускаются небольшие корректирующие импульсы в заданном направлении без временной привязки; затем окончательное формирование орбиты осуществляется расчетным импульсом при определенных ориентации, его величине и времени выдачи.

Из-за указанных недостатков большее распространение получил совмещенный режим ориентации и коррекции КА на ДО с переходом приоритета к режиму коррекции.

В таких случаях режим поддержания заданной ориентации, или угловой стабилизации, играет вспомогательную роль для режима коррекции.

Пример такого управления, описанный в патенте US [3], выбран в качестве прототипа для предлагаемых способа и системы.

В [3] описаны способ и система управления ориентацией и скоростью коррекции КА с применением импульсно регулируемых ДО. Предлагается также распространить предложенные принципы управления и на СГ.

В описании прототипа отмечается нижеследующая направленность технического решения на получение положительного результата.

Каждый КА до запуска имеет незначительные отклонения в своей конфигурации по сравнению с другими, и установка его ДО также имеет незначительные отклонения от номинальных размеров плеч для создания управляющих моментов. Кроме того, каждый ДО имеет особые импульсные характеристики, отличающиеся одна от другой. В результате этого логика системы управления движением персонифицируется для каждого КА.

На этапе проектирования КА может возникнуть необходимость изменения его конфигурации или характеристик ДО, которое может потребовать дорогостоящего изменения программного обеспечения.

Система управления обеспечивает управляющие моменты за счет определенной комбинации установленных ДО. Эти выбранные ДО обычно располагаются на противоположных сторонах от центра масс. Во время орбитального полета ДО КА могут отказывать или иметь особые импульсные характеристики. В случае отказа ДО не все комбинации моментов могут быть получены. Это может оказать неблагоприятное воздействие на динамику процесса или уменьшить возможности управления КА.

Система управления ориентацией и скоростью коррекции КА, реализующая описанный в прототипе способ, проектируется так, чтобы изменения в импульсной характеристике ДО, а также отклонения в размерах плеч учитывались при его использовании в управлении КА. Кроме того, учитываются и возможные отказы ДО. Проведем краткое описание содержания способа в соответствии с [3, с. 1-3].

Способ управления ориентацией и скоростью коррекции КА включает в себя определение требуемого значения скорости коррекции, измерение параметров для поддержания ориентации, содержащих угловую скорость. При этом для выработки сигналов управления, направленных на поддержание ориентации, используются измеренные параметры, включающие информацию с датчиков внешней ориентации (в частности звездных датчиков) и датчиков угловой скорости КА.

Далее производится определение управляющих сил и моментов для коррекции орбиты с помощью реактивных ДО при одновременном поддержании заданной ориентации. Полученные командные сигналы, представляющие вектора сил и моментов , включают в себя взаимно ортогональные компоненты F₁, F₂ и F₃ и T₁, T₂ и T₃. Когда проводится одноимпульсная коррекция, некоторые или большинство этих компонент могут принимать нулевые значения. При этом вырабатывается 6 дифференциальных уравнений в виде где a и b максимальные момент и сила, которые j-й ДО может выработать; - регулируемый параметр j-го ДО, который может принимать значения, лежащие в диапазоне от 0 до 1; N - число ДО, установленных на КА.

Дифференциальные сигналы суммируются, чтобы образовать одно скалярное уравнение, связывающее переменные со скалярным характеристическим индексом Z. Это одно скалярное уравнение решается методом линейного программирования относительно значений _j, , которые максимизируют Z, а ДО управляется по полученным значениям _j. .

В [3, с. 4-5] отмечается, что при максимизации функционала Z будет максимизироваться величина характеристической скорости коррекции V и одновременно будут минимизироваться ошибки между требуемыми моментами управления и реальными. Уравнения для целевого функционала Z решаются в каждом цикле управления. А регулируемый параметр _j всегда остается в диапазоне от 0 до 1. Регулируемые значения _j используются для формирования ширины импульса каждого ДО так, чтобы ширина импульса равнялась _j, , где - период управления. Таким образом производится формирование управляющих сил и моментов при помощи реактивных ДО.

В процессе коррекции орбиты проводится также измерение скорости коррекции. Указанные измерения необходимы для контроля отработки заданного импульса скорости.

Основные недостатки способа-прототипа.

Представленный способ в полной мере подходит для управления только реактивными ДО. При управлении с помощью СГ не всегда можно обеспечить для получения управляющих моментов требуемый диапазон параметров _j от 0 до 1. По мере выхода на границу области располагаемых значений вектора кинетического момента S ограничивается возможность выдачи при помощи СГ управляющего момента заданной величины и направления вплоть до сведения такой возможности к нулю.

Об указанных ограничениях способа упоминается в его описании. Где в частности подчеркивается, что такой подход может быть использован для других исполнительных органов, таких как магнитные моментные двигатели и силовые гиростабилизаторы. Но это изобретение может быть использовано исключительно как часть незапоминающей моментной системы, в которой эти моментные устройства используются для управления.

Однако система СГ как раз и является запоминающей моментной системой. Она интегрирует действующие на КА возмущающие моменты и требует периодической разгрузки после своего насыщения.

Поэтому, в лучшем случае, можно говорить об ограниченных возможностях применения представленного способа в управлении СГ и ДО. Такие возможности появляются, например, после полной разгрузки СГ и до момента времени, до которого удается обеспечить требуемые значения _j для a_j.

Представленный способ-прототип подходит для выполнения коррекции на ДО только в инерциальной системе координат, когда можно принять условие, что главный вектор момента от всех действующих на КА сил постоянен ( = const).

В случае коррекции орбиты с поддержанием ориентации в опорных физических базисах указанный вектор становится функцией времени, т.е. . Следовательно, становится функцией времени и вектор управляющего момента . Если это принять во внимание, то метод линейного программирования не подходит для поиска рассмотренных оптимальных решений, касающихся функционала Z, т.к. функционал будет содержать уже нелинейные составляющие.

В подавляющем же большинстве случаев указанная коррекция КА спутников-ретрансляторов (в том числе и рассмотренного в описании прототипа) проводится в орбитальной системе координат. Причем установленные ДО, как правило, не располагают большой тягой, поэтому импульс может длиться десятки минут. Не учитывать этого нельзя при решении оптимизационных задач.

Следовательно, при управлении КА с помощью реактивных исполнительных органов при коррекции орбиты с использованием для поддержания ориентации опорного физического базиса и оптимизации самого процесса управления необходимы другие, отличные от прототипа, принципы формирования управляющих сил и моментов.

Блок-схема системы, реализующей способ-прототип, представлена на фиг.1, где введены следующие обозначения: 1 - блок скорости коррекции (БСК); 2 - блок датчиков внешней информации опорного базиса (БДВИ); 3 - блок определения управляющих сил и моментов (БОУСМ); 4 - блок формирования управляющих сил и моментов (БФУСМ); 5 - блок определяемых значений продолжительности импульсов ДО (БОЗПИД); 6 - блок ДО (БДО); 7 - корпус КА (ККА); 8 - блок датчиков угловой скорости (БДУС); 9 - блок датчиков линейных ускорений (БДЛУ); 10 - блок задания параметров управления КА (БЗПУКА).

При этом выходы БСК 1 и БДВИ 2 соединены соответственно с первым и вторым входом БОУСМ 3, а выход БОУСМ 3 соединен с первым входом БФУСМ 4. Выход БФУСМ 4 соединен с первым входом БОЗПИД 5, а выход БОЗПИД 5 соединен со входом БДО 6. В свою очередь БДО 6 соединен со вторым входом БОЗПИД 5. На корпусе КА 7 установлены БДО 6, БДУС 8 и ДЛУ 9. При этом выход БДУС 8 соединен с третьим входом БОУСМ 3, а выход БДЛУ 9 соединен с первым входом БСК 1. Первый, второй, третий и четвертый выходы БЗПУКА 10 соединены соответственно с входом БДВИ 2, вторым входом БСК 1, четвертым входом БОУСМ 3 и вторым входом БФУСМ 4.

Указанная система составлена в соответствии с описанием, представленным для прототипа [3]. Так БСК 1 и БДВИ 2 по функциональному назначению аналогичны блоку получения сигналов управления положением КА на фиг.2 прототипа. Под управлением положением в описании прототипа понимается как управление положением осей связанного базиса относительно осей опорного физического базиса (т.е. его ориентацией), так и управление положением КА в пространстве при перемещении его центра масс (т.е. его коррекцией). Для большего функционального разграничения, необходимого в последующем при описании системы, были введены два указанных блока.

БОУСМ 3 аналогичен блоку выработки сигналов управления для получения , представленному на фиг. 2 описания прототипа.

БФУСМ 4 объединил в себя по функциональному назначению нижеследующие блоки прототипа: блок формирования уравнений (1-6), представленных в описании; блок получения функционала Z; блок линейной оптимизации или блок поиска решения для получения значений _s, , максимизирующих функционал Z.

БОЗПИД 5 аналогичен блоку полученных значений _s для использования в ДО, представленному на фиг. 2 описания прототипа.

Блоки на фиг. 2 описания прототипа объединены в один блок регулятор выработки для ДО сигналов управления, представленный там же на фиг.1а. Указанный блок имеет прямую и обратную связь с каждым из ДО, входящим в БДО 6.

На фиг.1а описания прототипа показан также блок датчиков положения осей крена, тангажа и рыскания. Под "положением" в описании понимается как угловое положение, так и линейное. Поэтому на фиг. 1 показаны БДУС 8 и БДЛУ 9 (например, 3-осный акселерометр). Связи БДУС 8 с БОУСМ 3 и БДЛУ 9 с БСК 1 на фиг. 1 отображают аналогичные связи блока датчиков положения осей крена, тангажа и рыскания с блоком регулятором выработки для ДО сигналов управления на фиг.1а описания прототипа.

БЗПУКА 10 является аналогом блока задания максимальных номинальных значений моментов и сил, представленного на фиг.2 описания прототипа. Однако, кроме указанных функций при помощи БЗПУКА 10 можно также задавать другие параметры управления. В частности, задавать параметры, определяющие скорость коррекции, а также выбирать и управлять режимами ориентации. Указанные функциональные возможности приведены также в описании прототипа, где указывается, что информация об ориентации может быть получена при помощи звездного датчика, использующего в качестве ориентира полярную звезду. А информация, необходимая для задания скорости коррекции, может быть получена за счет измерения орбиты КА с помощью наземных радаров, использующих при этом доплеровский эффект для определения положения и скорости КА. Далее информация о начале режима ориентации, ее виде и скорости коррекции может быть передана в блок регулятор выработки для ДО сигналов управления через антенну.

Работает система следующим образом.

С помощью БЗПУКА 10 выбирается требуемый режим ориентации путем включения необходимого датчика, входящего в состав БДВИ 2 и подтверждения выбора режима ориентации в БОУСМ 3. Одновременно в БСК 1 задаются параметры коррекции орбиты КА, включающие величину и направления вектора скорости коррекции.

Задачу построения и поддержания ориентации решает БОУСМ 3, который содержит в себе кинематический контур системы управления движением (подробнее описание работы кинематического контура представлено, например, при описании заявки [4] на изобретение). Для этого используется информация с БДВИ 2 и БДУС 8.

В конечном итоге в кинематическом контуре управления формируются кинематические параметры (например, в виде кватерниона), характеризующие рассогласование между связанным базисом КА и опорным физическим. Для устранения указанного рассогласования в динамический контур управления выдаются требования на управляющие моменты T_i в виде управляющих сигналов на выходе БОУСМ 3.

Значение вектора скорости коррекции также передается БОУСМ 3 с БСК 1. По величине и направлению указанного вектора БОУСМ 3 определяются требуемые F_i для проведения коррекции, которые также передаются в БФУСМ 4. Начало выполнения режима ориентации или режима коррекции и поддержания ориентации задается командами, выдаваемыми БЗПУКА 10 и БОУСМ 3. Указанными командами на выход БОУСМ 3 пропускаются либо требования на T_i, либо на T_i и F_i.

БФУСМ 4 определенным образом, описанным в способе, формирует значения _sj= _jj, , максимизирующие функционал Z. Сформированные значения передаются в БОЗПИД 3, где сигналы, их описывающие, усиливаются, запоминаются и транслируются с установленной продолжительностью _j на пусковые клапаны ДО. В свою очередь, с каждого ДО идет в БОЗПИД 3 квитанция о начале работы двигателей. Как только длительность _j работы двигателя достигает запомненной величины, он отключается (прекращается подача управляющего сигнала на пусковые клапаны).

Для поддержания заданной ориентации в процессе коррекции орбиты КА в кинематическом контуре управления используется как информация с БДВИ 2, так и БДУС 8.

Величину полученного ускорения измеряет БДЛУ 9 и передает в БСК 1, где оно интегрируется и сравнивается с величиной заложенного (расчетного) значения. При достижении кажущейся скорости величины заложенного значения, требование с БСК 1 в БОУСМ 3 на получение составляющих F_i вектора силы снимается. На этом режим коррекции заканчивается и получается заданный режим ориентации.

Недостатки, перечисленные для способа-прототипа, характерны и для системы. Так система не содержит блоков, содержащих силовые гироскопы и производящих контроль за их работой. БФУСМ 4 не отражает логику работы для силовых гироскопов, т.к. значения от 0 до 1, как уже подчеркивалось, не всегда могут быть получены. В логику же работы указанного блока заложено обратное.

При выполнении коррекции орбиты не в инерциальной системе координат, а с использованием внешних опорных физических базисов, оптимизация функционала Z в БФУСМ 4 методом линейного программирования не возможна, т.к. вектор управляющего момента будет функцией времени. Управление вестись будет, но утверждение о том, что при этом будут "минимизироваться ошибки между требуемыми моментами управления и реальными", по меньшей мере, неисправедливо.

Указанные недостатки способа-прототипа и системы его реализующей не позволяют провести оптимальное управление КА с использованием одновременно в качестве исполнительных органов реактивных двигателей ориентации и силовых гироскопов, направленное на получение максимального значения величины характеристической скорости коррекции, с минимизацией при этом ошибки между требуемыми моментами управления и реальными. Кроме того, указанный способ управления и система его реализующая не распространяются в полной мере на силовые гироскопы, т.к. последние являются запоминающей моментной системой.

Техническим результатом, достигаемым данными изобретениями, является получение максимального значения скорости коррекции КА с минимальными ошибками между требуемыми моментами управления и реальными, используя при этом для управления одновременно реактивные двигатели ориентации и силовые гироскопы.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе управления КА с помощью реактивных исполнительных органов, включающем определение требуемого значения скорости коррекции КА, измерение параметров для поддержания ориентации, содержащих угловую скорость КА, определение управляющих сил и моментов для коррекции орбиты с помощью реактивных двигателей ориентации при одновременном поддержании заданной ориентации, формирование управляющих сил и моментов при помощи реактивных двигателей ориентации, измерение скорости коррекции орбиты КА, в процессе коррекции орбиты при помощи двигателей ориентации, поддержание заданной ориентации производят силовыми гироскопами, при этом измеряют значение вектора кинетического момента в системе силовых гироскопов, по известным значениям моментов инерции КА, а также по измеренным значениям векторов угловой скорости КА и кинетического момента в системе силовых гироскопов определяют в текущие моменты времени t значения суммарного вектора кинетического момента , определяют выполнение условия принадлежности значений области S располагаемых значений вектора кинетического момента в системе силовых гироскопов и в случае насыщения системы силовых гироскопов в момент времени (t_s) определяют суммарные значения векторов управляющих моментов от двигателей ориентации при условии поочередного отключения каждого q-го двигателя, где q=1, 2, ...n - номера двигателей ориентации, участвующих в коррекции орбиты, создают разгрузочный момент для системы силовых гироскопов двигателями ориентации, суммарный момент которых имеет наибольшую проекцию на направление, противоположное вектору при соответствующем отключенном двигателе ориентации, а в случае когда моменты не являются разгрузочными, для разгрузки силовых гироскопов включают пару двигателей ориентации, не участвующих в коррекции орбиты, момент которой имеет наибольшую проекцию на направление, противоположное вектору , при этом никакой из указанных q-х ДО не отключают, в процессе проведения коррекции орбиты и разгрузки силовых гироскопов прогнозируют изменения суммарного вектора кинетического момента для случая коррекции КА с учетом всех работающих q-х двигателей от текущего момента времени разгрузки до расчетного момента времени окончания коррекции t_k, , при этом , где = 1, 2, 3,..., t - продолжительность минимального импульса разгрузочного момента, , где V_u - величина, определяющая заданную скорость коррекции КА, - текущее значение скорости коррекции на момент времени - расчетное значение ускорения КА от двигателей ориентации, участвующих в коррекции орбиты, суммируют спрогнозированные значения с текущим значением суммарного вектора , определенным на момент начала прогноза , проверяют условие принадлежности полученных векторных сумм области S, кроме того, одновременно проверяют условие непринадлежности области S и, если в момент времени не выполняется оба условия, продолжают проводить коррекцию орбиты с одновременной разгрузкой силовых гироскопов, а если выполняется хотя бы одно из указанных условий, прекращают разгрузку силовых гироскопов за счет подключения указанного отключенного q-го двигателя к коррекции орбиты или отключения разгрузочной пары двигателей ориентации, далее продолжают проверять выполнение условия принадлежности вектора области S вплоть до завершения коррекции и в случае его невыполнения повторяют разгрузку системы силовых гироскопов при помощи ДО, создающих указанный момент , или при помощи разгрузочной пары двигателей ориентации, не участвующих в коррекции орбиты; в системе управления космическим аппаратом с помощью реактивных исполнительных органов, содержащей блок скорости коррекции, блок датчиков внешней информации опорного базиса, блок определения управляющих сил и моментов, блок формирования управляющих сил и моментов, блок определяемых значений продолжительности импульсов двигателей ориентации, блок двигателей ориентации, блок датчиков угловой скорости, блок датчиков линейных ускорений, блок задания параметров управления КА, при этом выходы блоков скорости коррекции и датчиков внешней информации опорного базиса соединены соответственно с первым и вторым входом блока определения управляющих сил и моментов, а выход указанного блока соединен с первым входом блока формирования управляющих сил и моментов, выход блока формирования управляющих сил и моментов соединен с первым входом блока определяемых значений продолжительности импульсов двигателей ориентации, а выход указанного блока соединен со входом блока двигателей ориентации, в свою очередь выход блока двигателей ориентации соединен со вторым входом блока определяемых значений продолжительности импульсов двигателей ориентации, выход блока датчиков угловой скорости соединен с третьим входом блока определения управляющих сил и моментов, а выход блока датчиков линейных ускорений соединен с первым входом блока скорости коррекции, первый, второй, третий и четвертый выходы блока задания параметров управления КА соединены соответственно с входом блока датчиков внешней информации опорного базиса, вторым входом блока скорости коррекции, четвертым входом блока определения управляющих сил и моментов и вторым входом блока формирования управляющих сил и моментов, дополнительно включены блок силовых гироскопов, блок определения значений суммарного вектора кинетического момента, блок сравнения параметров области располагаемых значений вектора кинетического момента в системе силовых гироскопов и суммарного вектора кинетического момента, блок формирования текущего времени разгрузки силовых гироскопов, блок прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента, блок приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, блок определения времени окончания режима коррекции, при этом блок формирования управляющих сил и моментов выполнен в виде составляющих его: блока выбора двигателей ориентации для коррекции орбиты, блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов, блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов, причем вход блока силовых гироскопов соединен со вторым выходом блока определения управляющих сил и моментов, а выход блока силовых гироскопов соединен с первым входом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, первый выход блока определения значений суммарного вектора кинетического момента соединен с первым входом блока сравнения параметров области располагаемых значений вектора кинетического момента в системе силовых гироскопов и суммарного вектора кинетического момента, а второй выход этого же блока - с первым входом блока приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям и третьим входом блока сравнения параметров области располагаемых значений вектора кинетического момента в системе силовых гироскопов и суммарного вектора кинетического момента, второй вход блока определения значений суммарного вектора кинетического момента соединен с выходом блока датчиков угловой скорости, а выход блока формирования текущего времени разгрузки силовых гироскопов соединен с третьим входом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента и первыми входами блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента и блока определения времени окончания режима коррекции, первый выход блока сравнения параметров области располагаемых значений вектора кинетического момента в системе силовых гироскопов и суммарного вектора кинетического момента соединен с первым входом блока формирования текущего времени разгрузки силовых гироскопов, а второй выход этого же блока - с третьим входом блока формирования управляющих сил и моментов, выполненным в виде первых входов блоков определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов и выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, третий выход блока сравнения параметров области располагаемых значений вектора кинетического момента в системе силовых гироскопов и суммарного вектора кинетического момента соединен с четвертым входом блока формирования управляющих сил и моментов, выполненным в виде третьих входов блоков формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов и выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов, кроме того, третий выход указанного блока соединен со вторым входом блока формирования текущего времени разгрузки силовых гироскопов, второй вход блока сравнения параметров области располагаемых значений вектора кинетического момента в системе силовых гироскопов и суммарного вектора кинетического момента соединен с пятым выходом блока задания параметров управления КА, а четвертый вход этого же блока - с выходом блока приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, выход блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента соединен со вторым входом блока приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, второй вход блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента соединен с выходом блока определения времени окончания режима коррекции, третий вход этого же блока соединен с третьим выходом блока формирования управляющих сил и моментов, выполненным в виде вторых выходов блоков выбора двигателей ориентации для коррекции орбиты и выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов, а четвертый вход блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента соединен с шестым выходом блока задания параметров управления КА, второй вход блока определения времени окончания режима коррекции соединен со вторым выходом блока скорости коррекции, а третий вход этого же блока - со вторым выходом блока формирования управляющих сил и моментов, являющимся одновременно вторым выходом блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, первый вход блока выбора двигателей ориентации для коррекции орбиты является одновременно первым входом блока формирования управляющих сил и моментов, а второй вход блока формирования управляющих сил и моментов выполнен в виде вторых входов блоков выбора двигателей ориентации для коррекции орбиты и выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов, первый выход блока выбора двигателей ориентации для коррекции орбиты соединен с первым входом блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов и вторым входом блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов, второй вход блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов соединен с выходом блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, первый выход блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов соединен со вторым входом блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, а второй выход этого же блока соединен с первым входом блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов.

На фиг. 1 представлена блок-схема системы управления КА с помощью реактивных исполнительных органов, являющейся прототипом предлагаемой системы: на фиг. 2, 3 представлены схемы расположения ДО на корпусе КА; на фиг. 4 - блок-схема предлагаемой системы управления КА с помощью реактивных исполнительных органов; на фиг. 5 - блок-схема блока формирования управляющих сил и моментов, входящего в состав предлагаемой системы; на фиг. 6, 7 - примеры реализации блоков предлагаемой системы.

Рассмотрим сущность предлагаемого способа, взяв для примера в качестве КА геостационарный спутник с блоком двигателей ориентации и их установкой, указанной на фиг. 2, 3. При этом на фиг. 2, 3 введены следующие новые обозначения: OXYZ - оси связанного базиса; 11 - 34 - ДО; - смещенное положение центра масс КА; - направление действия векторов сил тяги ДО.

Предположим также, что на выбранный КА установлена система СГ с областью S, описанной сферой радиусом R_сф.

Пусть, например, нам необходимо провести коррекцию орбиты в направлении оси ОХ (см. фиг. 2, 3). Для этого необходимо включить двигатели 31 - 34. В результате смещения центра масс ККА 7 двигателями 31 и 32 будет создаваться возмущающий момент. Указанный момент нежелателен, т.к. он нарушает заданную ориентацию КА. Для его компенсации можно включить либо двигатели 20, 22, направленные навстречу, т. е. создающие противоположный момент, либо (чему отдается предпочтение в прототипе) путем выработки меньшей силы двигателями 31 и 33. Очевидно, что в том и другом случае указанное управление приведет к уменьшению результирующей силы R