Способ ориентации космического аппарата по местной вертикали планеты

 

Область применения: в космической технике при проектировании систем управления движением (СУД) космического аппарата (КА). Сущность изобретения: при ориентации КА относительно направления на Солнце по углам "Солнце-объект-Земля" и "Солнце-обьект-ось визирования датчика местной вертикали" КА поворачивают в плоскости ось визирование - направление на Солнце. При этом угол между осью визирования и направлением на Солнце достигает расчетной величины угла "Солнце-объект-Земля". 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании систем управления движением (СУД) космических аппаратов (КА). В частности изобретение решает задачу одновекторной ориентации КА относительно Земли с датчиком - построителем местной вертикали (ПМВ) с узким полем обзора на стационарной орбите с высотой полета около 36000 км (угловой размер Земли ≈ 17^о, поле обзора инфракрасного датчика ПВМ ≈20^о).

Наиболее близким техническим решением является способ, включающий ориентацию КА на Солнце. (Ориентируют на Солнце ось, перпендикулярную (ОВ) ПМВ, определяют текущий угол "Солнце-объект (КА) - Земля" (СОЗ), сравнивают его с углом "Солнце-объект-ОВ ДМВ", поворачивают КА вокруг направления на Солнце после достижения разностью сравниваемых углов заданного значения до совмещения ОВ с МВ Земли.

Недостатком этого способа является то, что на стационарной орбите угол СОЗ 90^о достигается через каждые 12 ч, что чрезмерно затягивает время построения ориентации.

Технической задачей является сокращение времени ориентации.

Это достигается тем, что в способе ориентации космического аппарата (объекта) по местной вертикали планеты, включающем ориентацию аппарата относительно направления на Солнце, определение угла "Солнце-объект-Земля", сравнение его с углом "Солнце-объект-ось визирования датчика местной вертикали" и поворот аппарата вокруг направления на Солнце после достижения разностью сравниваемых углов значения, близкого к нулю до совмещения оси визирования датчика с местной вертикалью, ориентацию аппарата относительно направления на Солнце выполняют путем поворота оси визирования датчика в плоскости "ось визирования-направление на Солнце" до достижения угла между осью визирования и направлением на Солнце расчетной величины угла "Солнце-объект-Земля". При этом сокращение времени ориентации достигается за счет минимизации времени ориентации КА на Солнце путем выполнения плоского поворота (т.е. по наикратчайшему пути) и исключения времени ожидания достижения углом СОЗ величины 90^о.

Для пояснения способа приводится чертеж, где внесены следующие обозначения: 1 - КА (объект); 2 - Солнце; 3 - Земля; 4 - плоскость разворота КА при ориентации на Солнце; 5 - коническая поверхность, образуемая следом оси визирования ПМВ при повороте вокруг направления на Солнце; = (1,0,0)^T - единичный вектор, направленный по ОВ ПМВ; - единичный вектор направления на Солнце; х_о - начальное положение ОВ ПМВ; х - положение ОВ ПМВ после завершения ориентации на Солнце; - базис связанной с КА правой системой координат, с единичными ортами , , ; Q - орбитальный базис с единичными ортами Q_x, Q_y, Q_z.

Запись векторов в виде , указывает на задание векторов , тремя проекциями по оси базисов , = = (, , )^Т = = (S, S, S)^T , где индекс "Т" - указывает операцию транспортирования.

Описание изобретения приведено на примере ориентации КА на стационарной орбите.

Операции управления ориентацией осуществляются системой управления движением и навигации (СУДН) КА, построенной на базе бескарданной инерциальной навигационной системы (БИНС).

В момент включения СУДН в память бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) вводят элементы орбиты КА. Используя известные соотношения и алгоритмы БИНС, интегрируя уравнения движения центра масс КА, вычисляют матрицу (или кватернион) λ перехода от инерциальной системы координат Iγ (ось lγ x направлена в точку весеннего равноденствия, ось I γz - на северный полюс, ось I γ y дополняет систему координат до правой) к орбитальному базису (ось Q_x направлена на центр планеты по МВ, ось Q_z - перпендикулярно плоскости орбиты, ось Q_y - по направлению полета).

Таким образом, используя расчетную матрицу в БИНС, вычисляются величины проекции единичного вектора Солнца на оси орбитального базиса = λ · = (λ₁₁, λ₂₁, λ₃₁)^T, (1) где = (1,0,0)^Т, λ = После раскрутки гиромоторов блока датчиков угловых скоростей в БИНС, интегрируя кинематические уравнения, вычисляется матрица Н перехода от текущего положения КА к инерциальному базису , совпадающему на момент начала интегрирования кинематических уравнению осей связанного с КА базиса .

По команде от блока, реализующего выполнения циклограммы управления, в момент времени t_S блок датчиков измерения направления на Солнце (например, со сферическим полем обзора) выполняет измерение проекций единичного вектора Солнца в связанном базисе.

На этот же момент времени фиксируется матрица текущего углового положения КА Н (t_S), вычисляются и запоминаются проекции вектора Солнце на базис : (t_s) = H(t_s)· (t_s) Далее в БИНС непрерывно вычисляются текущие координаты вектора Солнца = (t) = H^Т(t)(t_s), (2) при этом датчики Солнца могут быть выключены.

Блок определения текущего угла СОЗ вычисляют α_соз по следующему соотношению: α_соз=Arccos(λ₁₁), определяемому из скалярного произведения
cos α_cos= (, ), где = (1,0,0)^T - единичный вектор направления на центр Земли;
S_Q= (λ₁₁,λ₂₁,λ₃₁)^T (см. (1)).

Блок определения угла между ОВ ПМВ и направлением Солнца вычисляют
α_S-OB = A_{rc cos}( , ) = A_{rc cos}(S) , где
= (S , S , S)^T (см (2))
Далее вычисляют разность - угловое отклонение Δα=α_S-OB-α_соз
Затем вычисляют координаты единичного вектора , направление которого определяет вектор угловой скорости с обратным знаком для плоского поворота с целью достижения равенства углов α_соз=α_S-OBпо наикратчайшему пути
= - [] Sign Δα/[r] , где sign Δα =
Вычисляется кватернион рассогласования
M = cos , sin , sin , sin
После формирования кватернионов М кинематический и динамический контур управления, реализованные по известным законам, осуществляют операции по управлению поворотом КА, в результате которых величина рассогласования Δα сводится к нулю (с точностью до погрешностей ориентации), т.е. поворачивается в плоскости 4 до совмещения с Х.

При достижении и поддержании Δα < Δα_доп в течение заданного времени формируется признак "Готовность" к развороту вокруг направления на Солнце. Далее по известным соотношениям формируются скорости коррекции, вызывающие поворот КА
После формирования кватернионовМ кинематический и динамический контур управления, реализованные по известным законам, осуществляют операции по управлению поворотом КА, в результате которых величина рассогласования Δα сводится к нулю ( с точностью до погрешностей ориентации ), т.е. rПМВ поворачивается в плоскости 4 до совмещения с Х.

При достижении и поддержании Δα< Δα_допуст в течение заданного времени, формируется признак "Готовность" к развороту вокруг направления на Солнце. Далее по известным соотношениям формируются скорости коррекции, вызывающие поворот КА вокруг направления на Солнце при одновременном устранении рассогласования Δα , при этом ОВ ПМВ перемещается по конической поверхности 5. После совмещения оси визирования ПМВ с МВ планеты Земля 3, определяемого по сигналам датчика ПМВ, поворот завершается и управление передается контуру поддержания орбитальной ориентации.

Таким образом, благодаря выполнению минимально возможных разворотов КА и устранению времени ожидания расчетного угла СОЗ достигается сокращение времени построения ориентации по МВ.

Формула изобретения

СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПО МЕСТНОЙ ВЕРТИКАЛИ ПЛАНЕТЫ, включающий ориентацию аппарата относительно направления на Солнце, определение угла Солнце-объект-Земля, сравнение его с углом Солнце-объект-ось визирования датчика местной вертикали и поворот аппарата вокруг направления на Солнце после достижения разностью сравниваемых углов заданного значения до совмещения оси визирования датчика с местной вертикалью, отличающийся тем, что ориентацию аппарата относительно направления на Солнце выполняют путем поворота аппарата и оси визирования датчика в плоскости оси визирования направление на Солнце до достижения угла между осью визирования и направлением на Солнце расчетной величины угла Солнце-объект-Земля.

РИСУНКИ

Рисунок 1