Способ управления космическим аппаратом с помощью реактивных исполнительных органов при выполнении режимов ориентации

 

Изобретение относится к области управления угловым движением космических аппаратов (КА) с помощью реактивных исполнительных органов - силовых гироскопов (СГ) и реактивный двигателей ориентации (ДО). Целью изобретения является уменьшение расхода рабочего тела на управление КА. Способ управления КА заключается в том, что в процессе построения заданного режима ориентации и его поддержании измеряют текущее значение вектора кинетического момента в системе СГ и вектора абсолютной угловой скорости КА, определяют по ним суммарный вектор кинетического момента и момент времени насыщения системы СГ, определяют изменения суммарного вектора кинетического момента, требуемого для обеспечения завершения заданного режима ориентации, фиксируют положение КА в инерциальном пространстве, определяют кинематические параметры разворота КА для совмещения вектора с направлением, противоположным вектору разгрузочного момента с максимальным значением произведения удельного импульса двигателей ориентации на плечо действия тяги двигателей ориентации, разворачивают КА в определенное выше положение, разгрузку системы СГ производят на величину , а после разгрузки определяют кинематические параметры разворота КА в заданную ориентацию и по ним производят разворот в заданную ориентацию. 4 ил.

Изобретение относится к области управления угловым движением космических аппаратов (КА) с помощью реактивных исполнительных органов; силовых гироскопов (СГ) и реактивных двигателей ориентации (Δ0) Известен способ управления КА с помощью системы СГ и реактивных ДО, в котором контур управления с СГ обеспечивает построение ориентации и ее поддержание с требуемой точностью. А контур управления, содержащий реактивные ДО используется для разгрузки системы СГ от накопленного кинематического момента. Она осуществляется путем одновременного приложения разгрузочного момента от ДО и тормозящего, равного и противоположно направленного момента от СГ к корпусу КА, причем система СГ разгружается до максимального значения его периодической составляющей.

Основной недостаток в момент разгрузки учитывается только значение кинетического момента, накопленного в системе СГ, без учета суммарного значения вектора кинематического момента КА.

Известен способ управления КА с помощью СГ и ДО, по технической сути наиболее близкий к заявленному. Суть способа заключается в том, что при построении и поддержании требуемой ориентации наряду с уменьшением вектора кинематического момента измеряют значения вектора абсолютной угловой скорости КА Определяя кинетический момент корпуса и суммарный вектор кинетического момента находят момент начала режима насыщения СГ. Разгрузку системы СГ от осуществляют путем одновременного приложения к корпусу КА тормозящего момента от системы СГ и стабилизирующего от Δ0 при этом выбирается тот Δ0, включение которого будет уменьшать величину максимальной составляющей вектора Основной недостаток этого способа заключается в том, что разгрузка системы СГ производится без учета потребного кинематического момента на завершение заданного режима ориентации, что приводит к перерасходу рабочего тела.

Целью изобретения является уменьшение расхода рабочего тела на управление КА.

Указанная цель достигается тем, что в способе управления КА с помощью реактивных исполнительных органов при выполнении режимов ориентации, включающем построение заданного режима ориентации и его поддержание, измерение текущих значений вектора кинетического момента в системе силовых гироскопов и вектора абсолютной угловой скорости КА, определение по ним суммарного вектора кинематического момента и по нему момента, времени насыщения системы силовых гироскопов, разгрузку системы силовых гироскопов от суммарного вектора кинематической момента путем одновременного приложения к корпусу КА тормозящего момента от силовых гироскопов, и стабилизирующего момента от реактивных двигателей ориентации дополнительно, в момент времени насыщения системы силовых гироскопов, определяют изменение суммарного вектора кинетического момента, требуемого для обеспечения завершения заданного режима ориентации, фиксируют положение КА в инерциальном пространстве, определяют кинематические параметры разворота КА для совмещения вектора с направлением, противоположным вектору разгрузочного момента, с максимальным значением произведения удельного импульса двигателей ориентации на плечо действия тяги двигателей ориентации, разворачивают КА в определенное выше положение, разгрузку системы СГ производят на величину а после разгрузки определяют кинематические параметры разворота КА в заданную ориентацию и производят разворот по определенным кинематическим параметрам в заданную ориентацию.

На фиг.1 изображена область (S) располагаемых значений вектора кинетического момента системы СГ.

На фиг.2 изображены соотношения между кватернионами.

На фиг.3 изображена система, реализующая способ.

На фиг.4 циклограмма управления угловым движением.

При использовании способа условия оптимальности по количеству израсходованного рабочего тела (m) будут соблюдены при максимальном значении коэффициента эффективности К_эм и при минимальной длине линии годографа вектора-функции , характеризующего режим разгрузки, что следует из выражений 1 и 2.

К_эм I_slg_o (1) где I_s удельный импульс D_o l плечо действия силы тяги D_o g_o ускорение свободного падения где t_s момент начала разгрузки с помощью ДО t_з момент начала обратного разворота в положение, определенное заданной ориентацией.

m_s секундный массовый расход рабочего тела (принимаем постоянной величиной, равной m) Пусть область S имеет вид сферы, ограниченной радиусом R_сф (см. фиг.1), здесь S' поверхность начала разгрузки системы СГ. На конец построения заданной ориентации суммарный вектор кинетического момента КА принял значение В процессе ее поддержания изменения привели к насыщению системы СГ в момент времени t₁ t₂; t₁ момент "насыщения" системы СГ, t₂ момент начала разворота для совмещения с направлением, противоположным , по значению в точке S₁. Начиная с момента времени t₁, определяем дальнейшее изменение по выражению:
(3)
где главный вектор момента всех внешних возмущений,
t_p момент окончания обратного разворота,
t_к момент окончания поддержания заданного режима ориентации.

Далее определим точку на линии годографа S₁O', максимально удаленную от поверхности S и определяем соответствующий ей вектор в номограмме годографа
Затем определим минимально необходимое изменение суммарного вектора кинетического момента КА , обеспечивающее выполнение режима поддержания заданной ориентации.

Для рассматриваемого случая
(4)
где единичный вектор, определяющий направление
Далее фиксируем положение КА в инерциальном пространстве в момент времени t₁ на основе измеренных значений составляющих вектора абсолютной угловой скорости КА.

Для максимального значения К_эн определяем единичный вектор , задающий в базисе В. Далее определяем кватернион N разворота в положение, при котором и лежат на одной прямой и противоположно направлены




(5)
По кватерниону N осуществляем разворот КА.

По окончанию разворота КА осуществляем разгрузку СГ от накопленного кинетического момента на величину и фиксируем новое положение КА в инерциальном пространстве. Затем определяем кватернион обратного разворота N1
(6)
где кватернион, сопряженный кватерниону λ_p
Определив кватернион N 1, повторно разворачиваем по нему КА в исходное положение до начала первого поворота и продолжаем подержание заданной ориентации. Т. к. развороты КА в инерциальном пространстве осуществляем в двух взаимопротивоположных направлениях на небольших конечных интервалах полетного времени, то значением интегральной составляющей от действия внешнего возмущающего момента пренебрегаем. В тех случаях, когда действием внешнего возмущающего момента в процессе разворотов пренебречь нельзя, то разгрузку производят на величину
(7)
Таким образом, в результате указанного управления КА соблюдаются полностью условия оптимальной разгрузки системы СГ.

Для реализации предлагаемого способа рассмотрим систему управления движением на основе бесплатформенной инерциальной навигационной системы (см. фиг.3).

На фиг.3 введены следующие обозначения
1 блок управления БЦВМ
2 БЦВМ
3 блок датчиков угловой скорости (БДУС)
4 блок согласующих устройств (БСУ)
5 блок силовых гироскопов (БСГ), содержащий устройства измерений
6 блок реактивных двигателей ориентации (БДО)
Информация для проведения последующего режима ориентации закладывается с помощью БУI в БЦВМ 2 перед его проведением. С БУI производится также выдача команды в БЦВМ 2 на начало проведения режима. В процессе его реализации, используя информацию с БДУС 3 и БЦВМ 2, через БСУ4 выдает управляющие команды в БСГ 5. Информация об изменениях , в свою очередь, поступает с БСГ5 в БЦВМ 2. Для этого используются, например, вращающиеся трансформаторы синус-косинусных преобразователей, установленных по осям процессии двустепенных СГ (гиродинов). В процессе управления КА БЦВМ 2 определяет по выражению текущее значение вектора и сравнивает их с параметрами, определяющими область S. Для рассматриваемого случая проверяется неравенство
(8)
Если условие (8) выполняется, производится дальнейшее управление КА с помощью СГ без разгрузки на ДО. В противном случае в кинематическом контуре БЦВМ 2, работающем на принципе БИНС, производится запоминанием кватерниона Л, задающего положение базиса В относительно J. Далее в БЦВМ 2, по выражениям, входящим в (4) производится определение векторов и , а по выражению (5) определение кватерниона N. При этом информация о значении вектора закладывается в БЦВМ 2 с помощью БУI до начала выполнения режима ориентации.

По окончанию разворота КА производится разгрузка системы СГ с помощью ДО. В процессе разгрузки БЦВМ 2 выдает через БСУ4 и БСГ 5 управляющие команды на торможение системы СГ о корпус КА, направленное на уменьшение вектора на расчетное значение . При этом одновременно выдаются команды через БСУ4 в БДО6 для стабилизации углового положения КА.

По окончанию разгрузки в БЦВМ 2 по выражению (6) определяется кватернион N1 обратного разворота. Далее реализуется режим обратного разворота по принципу, изложенному выше.

По окончанию режима обратного разворота производится направленное управление КА, обеспечивающее выполнение текущего режима ориентации.

Формула изобретения

Способ управления космическим аппаратом с помощью реактивных исполнительных органов при выполнении режимов ориентации, включающий построение заданного режима ориентации и его поддержание, измерение текущих значений вектора кинетического момента в системе силовых гироскопов и вектора абсолютной угловой скорости космического аппарата, определение по ним суммарного вектора кинетического момента и по нему момента времени насыщения системы силовых гироскопов, разгрузку системы силовых гироскопов от суммарного вектора кинетического момента путем одновременного приложения к корпусу космического аппарата тормозящего момента от силовых гироскопов и стабилизирующего момента от реактивных двигателей ориентации, отличающийся тем, что, с целью уменьшения расхода рабочего тела на управление космическим аппаратом, в момент времени насыщения системы силовых гироскопов, определяют изменение суммарного вектора кинетического момента, требуемого для обеспечения завершения заданного режима ориентации, фиксируют положение космического аппарата в инерциальном пространстве, определяют кинематические параметры разворота космического аппарата для совмещения вектора с направлением, противоположным вектору разгрузочного момента, с максимальным значением произведения удельного импульса двигателей ориентации на плечо действия тяги двигателей ориентации, разворачивают космический аппарат в определенное положение, разгрузку системы силовых гироскопов производят на величину , а после разгрузки определяют кинематические параметры разворота космического аппарата в заданную ориентацию и производят разворот по определенным кинематическим параметрам в заданную ориентацию.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4