Способ трехосной ориентации космического аппарата в орбитальной системе координат

Способ трехосной ориентации космического аппарата в орбитальной системе координат

Иллюстрации

Показать все

Реферат

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);

α, β - углы положения Солнца, вырабатываемые ПОС;

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;

α_орб - угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты.

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;

β_орб - угол между направлением на Солнце и связанной с КА осью Х.

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 α, β положения Солнца в поле обзора прибора ПОС, вырабатываемых прибором ПОС, снижают (вплоть до 0) поисковую угловую скорость, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора ПОС, далее производят разворот КА таким образом, чтобы Солнце в поле обзора прибора ПОС переместилось в требуемую начальную рассчитанную точку из массива S₁ (фиг.1) положений Солнца в поле обзора ПОС и далее непрерывно разворачивают КА от начальной точки в последующие рассчитанные точки.

При совпадении текущих углов α, β, вырабатываемых прибором ПОС, с рассчитанными углами α, β в n-последовательных рассчитанных точках (начальная плюс 2-3 точки) связанные с КА оси Х, У, Z ориентируют по направлению соответствующих осей ОСК и построение трехосной ориентации КА в ОСК заканчивается, а управление передается контуру поддержания ориентации КА в ОСК.

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.