Способ управления кинетическим моментом космического аппарата в процессе коррекции орбиты и система для его реализации

Способ управления кинетическим моментом космического аппарата в процессе коррекции орбиты и система для его реализации

Реферат

 

Изобретение относится к области управления ориентацией и орбитой центра масс космических аппаратов (КА). Предлагаемый способ включает определение требуемого значения скорости коррекции орбиты КА и поддержание заданной ориентации КА с помощью силовых гироскопов в процессе коррекции. При этом прогнозируют заданную область, в которой должен находится вектор кинетического момента КА в момент завершения коррекции орбиты. При отсутствии насыщения в системе гироскопов, с текущего момента коррекции шагами по времени прогнозируют накопление кинетического момента КА с учетом отключения одного из двигателей ориентации или включения их пары. Суммируют спрогнозированные на шагах значения вектора кинетического момента КА с текущего его значением. Если суммарный вектор попадает в заданную область, то с момента конца прогноза к КА прикладывают управляющие моменты путем указанного отключения одного из двигателей. Если эти моменты не являются разгрузочными, то включают ту пару двигателей, не участвующих в коррекции орбиты, момент которой имеет наибольшую проекцию на направление, противоположное вектору кинетического момента КА. При этом никакой из двигателей не отключают. Представлена система управления, содержащая необходимые блоки реализации всех операций способа. Изобретение позволяет минимизировать число включений двигателей ориентации для разгрузки силовых гироскопов и снизить тем самым расход рабочего тела и влияние на орбиту КА. 2 с. п. ф-лы, 8 ил.

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) и обеспечение минимального числа насыщений системы СГ в процессе выполнения программы полета КА после коррекции орбиты, а, следовательно, минимизацию расхода рабочего тела и влияния на орбиту, обусловленного необходимостью включения ДО для разгрузки накопленного СГ кинетического момента.

Известен способ управления КА, снабженным реактивными двигателями с направленными под углом к осям связанного базиса и смещенными относительно центра масс аппарата линиями действия тяг (см. [1] ). В предлагаемом способе к корпусу КА прикладывают по трем осям связанного базиса управляющие моменты сил тяг реактивных двигателей (РД), установленных четырьмя равнотяговыми секциями в двух параллельных базовой плоскости ("север - восток") и равноудаленных от нее плоскостях, обеспечивая суммирование проекций этих моментов на ось требуемого управляющего момента и компенсацию по остальным осям. При этом коррекцию орбиты КА по двум направлениям (связанным осям, например "север - юг" и "запад - восток ") производят тягами РД, проекции которых совпадают с данными направлениями (осями), а возмущающие моменты по этим осям взаимно компенсируются. Для создания по третьей оси момента, противоположного возмущающему, применяют РД с взаимной компенсацией их моментов и тяг по указанным осям. Блок-схема системы, реализующей способ-аналог, представленная в [1] , состоит из блока скорости коррекции (БСК), блока датчиков внешней информации опорного базиса (БДВИ), блока определения управляющих сил и моментов (БОУСМ), блока формирования управляющих сил и моментов (БФУСМ), блока определяемых значений продолжительности импульсов ДО (БОЗПИД), блока ДО (БДО), корпуса КА (ККА), блока датчиков угловой скорости (БДУС), блока датчиков линейных ускорений (БДЛУ), блока задания параметров управления КА (БЗПУКА). При этом выходы БСК и БДВИ соединены соответственно с первым и вторым выходом БОУСМ, а выход БОУСМ соединен с первым входом БФУСМ. Выход БФУСМ соединен с первым входом БОЗПИД, а выход БОЗПИД - со входом БДО. В свою очередь БДО соединен со вторым входом БОЗПИД. На корпусе КА установлены БДО, БДУС и БДЛУ. При этом выход БДУС соединен с третьим входом БОУСМ, а выход БДЛУ соединен с первым входом БСК. Первый, второй, третий и четвертый выходы БЗПУКА соединены соответственно с входом БДВИ, вторым входом БСК, четвертым входом БОУСМ и вторым входом БФУСМ. Этот способ и разработанная на его основе система управления позволяют уменьшить число РД и затраты топлива на коррекцию орбиты КА, но не решают важный вопрос получения максимальной скорости коррекции. Кроме того, в предлагаемом способе управление ориентацией КА в процессе коррекции орбиты с помощью РД отличается невысокой точностью, а это существенно, например, для спутников связи, точность ориентации которых должна составлять порядка 12'.

Наиболее близкий из аналогов способ управления КА с помощью реактивных исполнительных органов (см. [2] ), используемый в качестве прототипа, включает определение требуемого значения скорости коррекции орбиты КА, поддержание заданной ориентации КА с помощью силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты двигателями ориентации, измерение при этом значения вектора кинетического момента в системе СГ, по известным значениям моментов инерции КА, а также по измеренным значениям вектора угловой скорости КА и кинетического момента в системе СГ определяют значения суммарного вектора кинетического момента КА в текущие моменты времени (t), проверяют выполнение условия принадлежности значений области располагаемых значений вектора кинетического момента в системе силовых гироскопов (S) и в случае насыщения системы СГ в момент времени t_s определяют суммарное значение векторов управляющих моментов от двигателей ориентации при условии поочередного отключения каждого i-го двигателя, где i= 1, 2, . . . n - номера ДО, 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 этот управляющий момент не является разгрузочными, для разгрузки силовых гироскопов включают ту пару двигателей ориентации, не участвующих в коррекции орбиты, момент которой имеет наибольшую проекцию на направление, противоположное вектору при этом никакой из указанных i-ых двигателей не отключают, в процессе проведения коррекции орбиты и разгрузки силовых гироскопов прогнозируют изменения указанного суммарного вектора кинетического момента для случая коррекции орбиты с учетом всех работающих указанных i-ых двигателей на интервале от текущего момента времени разгрузки до расчетного момента времени окончания коррекции, суммируют указанные спрогнозированные изменения вектора с текущим значением суммарного вектора определенным на момент начала прогноза проверяют условие принадлежности полученных векторных сумм указанной области S и одновременно условие непринадлежности области S.

Если в этот момент времени не выполняются оба эти 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 i-го двигателя к процессу коррекции орбиты или отключения указанной разгрузочной пары ДО, после чего продолжают проверять выполнение условия принадлежности указанного вектора суммарного кинетического момента области S вплоть до завершения коррекции и в случае невыполнения этого условия повторяют разгрузку системы СГ при помощи двигателей ориентации, создающих указанный момент, или при помощи разгрузочной пары двигателей ориентации, не участвующих в процессе коррекции орбиты.

Блок-схема системы, реализующей способ-прототип, состоит из следующих блоков: блок скорости коррекции (БСК), блок датчиков внешней информации опорного базиса (БДВИ), блок определения управляющих сил и моментов (БОУСМ), блок формирования управляющих сил и моментов (БФУСМ), блок определяемых значений продолжительности импульсов ДО (БОЗПИД), блок ДО (БДО), корпус КА (ККА), блок датчиков угловой скорости (БДУС), блок датчиков линейных ускорений (БДЛУ), блок задания параметров управления КА (БЗПУКА), блок силовых гироскопов (БСГ), блок определения значений суммарного вектора кинетического момента (БОЗСВКМ), блок сравнения параметров области располагаемых значений вектора кинетического момента в системе СГ и суммарного вектора кинетического момента СГ (БСПОРЗВКМСГСВКМ), блок формирования текущего времени разгрузки СГ (БФТВРСГ), блок прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента (БПЗСВКМ), блок приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям (БППЗСВКМНУ), блок определения времени окончания режима коррекции (БОВОРК). БФУСМ содержит следующие блоки: блок выбора ДО для коррекции орбиты (БВДКО); блок формирования разгрузочного момента для системы СГ (БФРМСГ); блок определения разгрузочных моментов для системы СГ (БОРМСГ); блок выбора разгрузочного момента для системы СГ (БВРМСГ); блок выбора пары ДО для разгрузки системы СГ (БВПДРСГ).

При этом выходы БСК и БДВИ соединены соответственно с первым и вторым выходом БОУСМ, а выход БОУСМ соединен с первым входом БФУСМ. Выход БФУСМ соединен с первым входом БОЗПИД, а выход БОЗПИД - со входом БДО. В свою очередь БДО соединен со вторым входом БОЗПИД. На корпусе КА установлены БДО, БДУС и БДЛУ. При этом выход БДУС соединен с третьим входом БОУСМ, а выход БДЛУ соединен с первым входом БСК. Первый, второй, третий и четвертый выходы БЗПУКА соединены соответственно с входом БДВИ, вторым входом БСК, четвертым входом БОУСМ и вторым входом БФУСМ.

Вход БСГ соединен со вторым входом БОУСМ, а выход БСГ - с первым входом БОЗСВКМ. Первый выход БОЗСВКМ соединен с первым входом БСПОРЗВКМСГСВКМ, а второй выход этого же блока - с первым входом БППЗСВКМНУ и третьим входом БСПОРЗВКМСГСВКМ. Второй вход БОЗСВКМ соединен с выходом БДУС. Выход БФТВРСГ соединен с третьим входом БОЗСВКМ и первыми входами БПЗСВКМ и БОВОРК. Первый выход БСПОРЗВКМСГСВКМ соединен с первым входом БФТВРСГ, а второй выход - с третьим входом БФУСМ. Третий выход БСПОРЗВКМСГСВКМ соединен с четвертым входом БФУСМ и вторым входом БФТВРСГ. Второй вход БСПОРЗВКМСГСВКМ соединен с пятым выходом БЗПУКА, а четвертый вход этого же блока - с первым выходом БППЗСВКМНУ.

Выход БПЗСВКМ соединен со вторым входом БППЗСВКМНУ. Второй вход БПЗСВКМ соединен с первым выходом БОВОРК, третий и четвертый входы этого же блока соединены соответственно с третьим выходом БФУСМ и шестым выходом БЗПУКА.

Второй вход БОВОРК соединен со вторым выходом БСК, а третий вход - со вторым выходом БФУСМ.

Первый вход БВДКО соединен с БОУСМ, а второй вход - с четвертым выходом БЗПУКА. Первый выход БВДКО соединен с первым входом БФРМСГ и вторым входом БОРМСГ. Второй выход этого же блока соединен с третьим выходом БФУСМ. Первый выход БФРМСГ является одновременно первым выходом БФУСМ, а второй выход - вторым выходом БФУСМ. Второй вход БФРМСГ соединен с выходом БВРМСГ, а третий вход указанного блока является четвертым входом БФУСМ.

Первый вход БОРМСГ соединен с третьим входом БФУСМ, а третий вход указанного блока - с четвертым выходом БЗПУКА. Первый выход БОРМСГ соединен со вторым входом БВРМСГ, а второй выход этого же блока - с первым входом БВПДРСГ. Первый вход БВРМСГ соединен с третьим входом БФУСМ.

Второй вход БВПДРСГ соединен с выходом БЗПУКА, а третий вход - с четвертым входом БФУСМ. Первый выход БВПДРСГ соединен с первым выходом БФУСМ, а второй выход этого же блока - с третьим выходом БФУСМ.

Работает система управления следующим образом. По началу выполнения режима коррекции орбиты со второго выхода БОУСМ на второй вход БФУСМ выдаются требования на формирование управляющих сил F_i. Одновременно с первого выхода БОУСМ на первый вход БСГ выдаются требования на формирование управляющих моментов. БСГ формирует закон управления осями прецессии СГ (см. [3] стр. 12 - 13) по затребованным управляющим моментам. При этом за счет измерений, проводимых в блоке синус-косинусных преобразователей углов поворота осей прецессии, входящего в сосав БСГ, а также по известным значениям кинетического моментов роторов гиродвигателей определяется значение вектора кинетического момента системы СГ При этом непосредственно значение определяется в БОЗСВКМ по указанным измеренным значениям, поступающим на его второй вход с выхода БСГ. На первый вход БОЗСВКМ с БДУС поступает информация о значениях вектора абсолютной угловой скорости КА В самом БОЗСВКМ имеются заранее заданные значения компонент тензора инерции КА В результате в нем определяется значение вектора Со второго выхода БОЗСВКМ значения поступают на второй вход БСПОРЗВКМСГСВКМ. В БСПОРЗВКМСГСВКМ производится проверка выполнения условия принадлежности вектора кинетического момента КА допустимой области S. При этом параметры области S могут изменяться в зависимости от числа работающих в системе силовых гироскопов. Указанные изменения в БСПОРЗВКМСГСВКМ производятся при помощи БЗПУКА, шестой выход которого соединен с шестым входом БСПОРЗВКМСГСВКМ. По этому же каналу в БСПОРЗВКМСГСВКМ передается разрешение на поиск времени начала формирования кинетического момента КА. В случае невыполнения указанного условия с третьего выхода указанного блока на второй вход БФТВРСГ выдается значение времени t_S. Одновременно со второго выхода этого же блока на третий вход БФУСМ выдается значение вектора Как только БФТВРСГ получает значение момента времени t_S, он тут же формирует на своем выходе значение t'₁ в соответствии с выражением = 1,2,3,..., где t - продолжительность минимального импульса разгрузочного момента или В свою очередь t'₁ передается на третий вход БОЗСВКМ, на третий вход и на четвертый вход БПЗСВКМ. По приходу в БОЗСВКМ значения t'₁ в нем происходит присвоение текущего значения вектора кинетического момента значению Значение вектора поступает с первого выхода БОЗСВКМ на первый вход БППЗСВКМНУ и на третий вход БСПОРЗВКМСГСВКМ. В БППЗСВКМНУ оно служит в качестве начального условия в выражении а в БСПОРЗВКМСГСВКМ оно необходимо для проверки условия Значение t'₁, переданное в БПЗСВКМ, устанавливает нижнюю границу определенного интеграла, входящего в выражение где главный вектор управляющего момента от всех работающих ДО без учета отключений i-х ДО или пар ДО; главный вектор управляющего момента всех внешних возмущающих сил. Оно же задает в БОВОРК момент времени t_k1 начала определения второй верхней границы указанного интеграла. Так, по приходу этого времени в БОВОРК из первого выхода БСК через первый вход БОВОРК считывается значение Одновременно из первого выхода БФУСМ на второй вход БОВОРК приходит информация о номерах ДО, участвующих в коррекции орбиты. По указанным номерам в блоке определяется Для этого используются известные силы тяги ДО и масса КА и производится расчет t_k1 по выражению где измеренное значение скорости коррекции КА на момент времени t'₁. Далее информация о значении t_k1 передается на пятый вход БПЗСВКМ.

Информация о номерах ДО, первоначально участвующих в коррекции орбиты, выдается также с третьего выхода БФУСМ на третий вход БПЗСВКМ. При этом каждому двигателю ставится в соответствие управляющий момент который он создает. Причем значение указанных управляющих моментов задается в БПЗСВКМ через первый его вход с седьмого выхода БЗПУКА. Для ДО, не участвующих в управлении, По указанному каналу в БПЗСВКМ выдаются также значения, определяющие значения возмущающих моментов (углы ориентации КА, положение солнечных батарей и т. д. ). С третьего выхода БФУСМ на третий вход БПЗСВКМ передаются также номера ДО для вектора По значениям в БПЗСВКМ определяется Далее суммируется с полученным там же Затем производится интегрирование на интервале установленных границ. Полученные интегральные значения передаются со второго выхода БПЗСВКМ на второй вход БППЗСВКМНУ, где производится их суммирование с начальными значениями Полученная сумма с выхода БППЗСВКМНУ передается на первый вход БСПОРЗВКМСГСВКМ, где производится проверка выполнения условия ее принадлежности области S. Если в БСПОРЗВКМСГСВКМ при проверке не выполняется это условие и выполняется условие принадлежности области S текущего значения вектора кинетического момента, то значение t_S подтверждается в БФТВРСГ и повторяется рассмотренный выше цикл разгрузки СГ на момент времени t'₂ и т. д.

Если же в БСПОРЗВКМСГСВКМ при проверке выполняется условие принадлежности вектора кинетического момента КА области S или не выполняется условие принадлежности области S текущего значения вектора кинетического момента, то с первого выхода БСПОРЗВКМСГСВКМ на четвертый вход БФУСМ выдается команда на снятие режима разгрузки СГ, на первый вход БФТВРСГ - на прекращение режима поиска момента времени _z.

Недостатком способа и системы управления, описанных в прототипе, является то, что в конце процесса коррекции орбиты на суммарный кинетический момент КА накладывается единственное условие - нахождение его в допустимой области, а дальнейшее изменение кинетического момента в процессе движения КА по скорректированной орбите не прогнозируется. Но полученное на момент окончания коррекции орбиты значение суммарного значения кинетического момента КА может быть таковым, что в процессе выполнения последующей программы полета это значение выйдет за пределы допустимой области S и, как следствие, возникнет необходимость в разгрузке системы СГ с помощью ДО, что не желательно, т. к. приведет к дополнительному расходу рабочего тела и ухудшению орбиты, вызванному работой ДО.

Задачей, решаемой предлагаемым способом и системой, является такое управление кинетическим моментом КА в процессе коррекции орбиты КА, которое обеспечит формирование в момент времени завершения коррекции требуемого значения вектора кинетического момента КА, что позволит при дальнейшем выполнении программы полета минимизировать число включений ДО для разгрузки СГ, а, следовательно, минимизировать и расход рабочего тела, и влияние на орбиту КА.

Поставленная задача решается тем, что в предлагаемом способе управления кинетическим моментом космического аппарата с помощью реактивных исполнительных органов, включающем определение требуемого значения скорости коррекции орбиты космического аппарата, поддержание заданной ориентации космического аппарата с помощью силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты двигателями ориентации, измерение при этом значения вектора кинетического момента в системе силовых гироскопов, по известным значениям моментов инерции космического аппарата, а также по измеренным значениям вектора угловой скорости космического аппарата и кинетического момента в системе силовых гироскопов определяют значения суммарного вектора кинетического момента космического аппарата в текущие моменты времени (t), проверяют выполнение условия принадлежности значений суммарного вектора кинетического момента космического аппарата области располагаемых значений вектора кинетического момента в системе силовых гироскопов (S), в отличие от известного способа прогнозируют заданную область (S_k), в которой должен находиться суммарный вектор кинетического момента космического аппарата в момент времени завершения процесса коррекции орбиты, если в процессе коррекции орбиты насыщение системы силовых гироскопов не происходит, то с текущего момента времени коррекции (t), на которое имеются измерения вектора кинетического момента космического аппарата, включая начало коррекции, шагами по t до момента времени прогнозируют накопление кинетического момента КА с учетом отключения i-го двигателя ориентации или включения пары двигателей ориентации для формирования требуемого кинетического момента космического аппарата в момент времени = 1,2,3,..., где t- продолжительность минимального импульса момента при условии включения пары двигателей ориентации или момента при условии отключения i-го двигателя ориентации, участвующего в коррекции орбиты, V_U - величина, определяющая заданную скорость коррекции орбиты, текущее значение скорости коррекции орбиты на момент времени t, a- расчетное значение ускорения космического аппарата от двигателей ориентации, участвующих в коррекции орбиты, суммируют спрогнозированные значения вектора с текущим значением суммарного вектора определенным на момент начала прогноза t, проверяют выполнение условия принадлежности полученных значений суммарного вектора кинетического момента космического аппарата заданной области S_k, и если оно выполняется, то по достижению временем коррекции значения, равного , определяют суммарное значение векторов управляющих моментов от двигателей ориентации при условии отключения i-го двигателя, где i= l, 2, . . . n - номера двигателей ориентации, участвующих в коррекции орбиты, создают двигателями ориентации момент для системы силовых гироскопов, суммарный момент которых имеет наибольшую проекцию на направление, противоположное вектору при соответствующем отключенном двигателе ориентации, а в случае, когда управляющие моменты не являются разгрузочными, для формирования требуемого кинетического момента включают ту пару двигателей ориентации, не участвующих в коррекции орбиты, момент которой имеет наибольшую проекцию на направление, противоположное вектору при этом никакой из указанных i-х двигателей не отключают.

Поставленная задача решается тем, что в систему управления кинетическим моментом космического аппарата с помощью реактивных исполнительных органов, содержащую блок скорости коррекции орбиты космического аппарата, блок датчиков внешней информации опорного базиса, блок определения управляющих сил и моментов, блок двигателей ориентации, блок датчиков угловой скорости космического аппарата, блок датчиков его линейных ускорений, блок задания параметров управления космическим аппаратом, блок определения времени окончания режима коррекции, блок приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условием, блок силовых гироскопов, блок определения значений суммарного вектора кинетического момента, блок формирования управляющих сил и моментов, состоящий из 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, блока определяемых значений продолжительности импульсов тяги двигателей ориентации, причем выходы указанных блоков скорости коррекции и датчиков внешней информации опорного базиса соединены соответственно с первым и вторым входами блока определения управляющих сил и моментов, а первый выход последнего указанного блока соединен с первым входом блока формирования управляющих сил и моментов, первый выход блока формирования управляющих сил и моментов соединен с первым входом блока определяемых значений продолжительности импульсов тяги двигателей ориентации, а выход последнего указанного блока соединен с входом блока двигателей ориентации, выход блока двигателей ориентации соединен со вторым входом блока определяемых значений продолжительности импульсов тяги двигателей ориентации, выход блока датчиков линейных ускорений соединен с первым входом блока скорости коррекции орбиты космического аппарата, а выход блока датчиков угловой скорости космического аппарата соединен с третьим входом блока определения управляющих сил и моментов и вторым входом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, а второй выход блока определения управляющих сил и моментов соединен с входом блока силовых гироскопов, а выход последнего - с первым входом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, второй выход блока определения значений суммарного вектора кинетического момента соединен с первым входом блока приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, второй выход блока формирования управляющих сил и моментов соединен с третьим входом блока определения времени окончания режима коррекции, а второй вход блока определения времени окончания режима коррекции соединен со вторым выходом блока скорости коррекции орбиты космического аппарата, первый выход блока задания параметров управления космическим аппаратом соединен со входом блока датчиков внешней информации опорного базиса, второй выход - со вторым входом блока скорости коррекции орбиты космического аппарата, третий выход - с четвертым входом блока определения управляющих сил и моментов, четвертый выход - со вторым входом блока формирования управляющих сил и моментов, причем первый вход блока выбора двигателей ориентации для коррекции орбиты соединен с блоком определения управляющих сил и моментов, а второй вход - с четвертым выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, 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 разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, второй выход блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов является одновременно вторым выходом блока формирования управляющих сил и моментов, а первый выход - первым выходом блока формирования управляющих сил и моментов, второй вход блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов соединен с выходом блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, второй вход блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов соединен с первым выходом блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов, третий вход блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов соединен с четвертым выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, второй выход блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов соединен с первым входом блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов, а второй вход последнего - с четвертым выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, первый выход блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов соединен с первым выходом блока формирования управляющих сил и моментов, в отличие от известной системы дополнительно включены блок определения заданной области кинетического момента, блок сравнения текущего времени коррекции орбиты космического аппарата и расчетного времени начала формирования суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, блок сравнения параметров заданной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, блок задания текущего времени формирования кинетического момента космического аппарата, блок прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе формирования суммарного вектора кинетического момента, блок определения времени начала формирования кинетического момента, причем первый вход блока сравнения параметров заданной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата соединен с первым выходом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, второй вход - с пятым выходом блока задания параметров управления космического аппарата, третий вход - со вторым выходом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, четвертый вход - с первым выходом блока приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, пятый вход - с выходом блока определения заданной области кинетического момента, шестой вход - с выходом блока сравнения текущего времени коррекции орбиты космического аппарата и расчетного времени начала формирования суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, первый выход этого же блока соединен с первым входом блока задания текущего времени формирования кинетического момента космического аппарата, второй выход этого блока соединен с третьим входом блока формирования управляющих сил и моментов, третий выход- с четвертым входом блока формирования управляющих сил и моментов и вторым входом блока задания текущего времени формирования кинетического момента космического аппарата, выход блока задания текущего времени формирования кинетического момента космического аппарата соединен с первым входом блока определения времени окончания режима коррекции, третьим входом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента и первым входом блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе формирования суммарного вектора кинетического момента, второй вход блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе формирования суммарного вектора кинетического момента соединен с первым выходом блока определения времени окончания режима коррекции, третий вход - с третьим выходом блока формирования управляющих сил и моментов, четвертый вход - с шестым выходом блока задания параметров управления космического аппарата, первый выход этого же блока соединен со вторым входом блока приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, первый вход блока определения заданной области кинетического момента космического аппарата соединен с седьмым выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, второй вход - с выходом блока датчиков угловой скорости, третий вход - с выходом блока датчиков линейных ускорений, четвертый вход - с выходом блока силовых гироскопов, первый вход блока определения времени начала формирования кинетического момента соединен с девятым выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, второй вход - с выходом блока датчиков угловой скорости, третий вход - с выходом блока датчиков линейных ускорений, четвертый вход - с выходом блока силовых гироскопов, пятый вход - со вторым выходом блока определения времени окончания режима коррекции, первый вход блока сравнения текущего времени коррекции орбиты космического аппарата и расчетного времени начала формирования суммарного вектора кинетического момента космического аппарата соединен с восьмым выходом блока задания параметров управления космического аппарата, второй вход - с выходом блока определения заданной области кинетического момента, второй выход блока выбора двигателей ориентации соединен с третьим входом блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе формирования суммарного вектора кинетического момента, первый вход блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов и первый вход блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов соединены со вторым выходом блока сравнения параметров заданной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, третий вход блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов и третий вход блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов соединены с третьим выходом блока сравнения параметров заданной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, второй выход блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов соединен с третьим входом блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе формирования суммарного вектора кинетического момента.

Предлагаемый способ и система лишены недостатков, присущих прототипу, т. к. для того, чтобы после завершения коррекции орбиты КА минимизировать расход рабочего тела и влияние на орбиту, обусловленное необходимостью включения ДО для разгрузки системы СГ, при выполнении программы полета КА на задаваемом интервале времени осуществляется приведение кинетического момента КА в конце процесса коррекции орбиты в заданную область, которая определяется из условия минимизации числа насыщений системы СГ при выполнении программы полета КА, а, следовательно, и требуемых включений ДО для ее разгрузки.

Для пояснения сущности предлагаемого способа приводятся фиг. 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8. На фиг. 1 изображен корпус КА, двигатели ориентации и жестко связанная с КА система координат (ССК). На фиг. 2 показан корпус КА, положение центра масс КА в плоскости XOZ ССК и направление действия векторов сил тяги ДО. На фиг. 3, 4, 5 приведены графики изменения кинетического момента КА при поддержании неизменной ориентации аппарата с помощью СГ с разными начальными условиями по кинетическому моменту КА. Фиг. 6 иллюстрирует пример реализации части системы управления. На фиг. 6 показана система управления, разработанная для реализации предлагаемого способа управления кинетическим моментом КА в процессе коррекции орбиты. На фиг. 7 изображены составляющие БФСУМ и их связь с остальными элементами предлагаемой системы управления. На фиг. 8 показан пример системы управления, разработанной для реализации предлагаемого способа.

Для реализации предлагаемого способа управления КА необходимо в первую очередь определить зада