Способ управления ориентацией орбитального космического аппарата с инерционными исполнительными органами при зондировании атмосферы земли

Изобретение относится к области управления космическим аппаратом (КА). Предлагаемый способ включает выставку оси визирования прибора зондирования (ПЗ) относительно строительных осей КА и разворот КА до совмещения оси визирования ПЗ с направлением на Солнце. Также производят разворот КА до совмещения оси его минимального момента инерции с плоскостью орбиты. Измеряют высоту орбиты КА, определяя значения углов между направлением на центр Земли и направлениями на нижнюю (γ0) и верхнюю границы исследуемого слоя атмосферы. В зависимости от этих углов выставляют ось визирования ПЗ под определенным углом (λ) к оси минимального момента инерции КА в сторону, соответствующую наибольшей освещенности солнечных батарей КА. Данный угол λ отвечает минимальному рассогласованию между текущим углом отклонения оси минимального момента инерции КА от местной вертикали и углами отклонений данной оси от местной вертикали в начале и конце сеанса зондирования. Измеряют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА и при его совпадении со значением угла γ0 измеряют угол возвышения Солнца над видимым с КА горизонтом Земли. При значениях последнего угла, меньших или равных углу возвышения верхней границы исследуемого слоя атмосферы над видимым с КА горизонтом Земли, разворачивают КА до совмещения оси визирования ПЗ с направлением на Солнце. При этом ось минимального момента инерции КА совмещают с направлением, лежащим в плоскости орбиты и образующим с проекцией на эту плоскость направления на Солнце определенный угол, зависящий от упомянутых углов γ0 и λ. Зондирования атмосферы выполняют в моменты захода Солнца за видимый с КА горизонт Земли, поддерживая неизменную ориентацию КА последовательно в орбитальной и инерциальной системах координат. Технический результат изобретения состоит в увеличении информативности зондирования атмосферы Земли при минимальных энергетических затратах на борту КА. 8 ил.

 

Предлагаемое техническое решение относится к области космической техники и может быть использовано при зондировании атмосферы Земли с борта космического аппарата (КА). Ряд атмосферных явлений наиболее ярко проявляется при наблюдении из космоса в направлении горизонта Земли. В связи с этим оптические исследования атмосферы у видимого с КА горизонта Земли имеют важное научное и прикладное значение (см. [1], [2], [3]).

Известен способ управления ориентацией КА, принятый за аналог, при котором разворачивают КА до совмещения оси чувствительности закрепленного на КА прибора зондирования (ПЗ) с направлением на Солнце и выполняют зондирование атмосферы Земли в моменты захода Солнца за видимый с КА горизонт Земли (см. [2], стр.107-127). В данном способе строится и поддерживается одноосная ориентация КА относительно инерциальной системы координат. Управление ориентацией КА осуществляется с помощью системы управления движением и навигацией (СУДН) КА (см. [4], стр.175), в состав которой входят: КА, датчики угловых скоростей и углов, усилительно-преобразующее устройство, исполнительные устройства и органы управления.

Недостаток указанного способа управления ориентацией КА заключается в том, что в его действиях не учитывается особенности системы управления ориентацией КА, что не позволяет эффективно расходовать топливо на построение и поддержание требуемой ориентации КА. Рассмотрим КА, в системе управления движением ориентацией которых наряду с реактивными двигателями ориентации (ДО) используются инерционные исполнительные органы - силовые гироскопы (СГ). При выполнении разворота и поддержании ориентации таких КА происходит накопление кинетического момента (КМ) ГС и по достижении КМ заданных граничных значений выполняется операция «разгрузки» ГС - приведения КМ в допустимые пределы с помощью ДО. При этом при выполнении разгрузки ГС требуется дополнительное рабочее тело (топливо) для работы ДО КА.

Известны способы управления ориентацией КА при выполнении программы полета и экспериментов на КА, обеспечивающие благоприятные условия для работы системы СГ - такие, чтобы максимально уменьшать эффект «насыщения» СГ и тем самым избегать необходимость их разгрузки (см. [5]; [6], стр.41; [7], стр.295-298).

Наиболее близким из аналогов, принятым за прототип, является способ управления ориентацией КА, описанный в [10], стр.217-220. В данном способе при построении ориентации КА для выполнения полетных операций осуществляют разворот КА до совмещения оси минимального момента инерции (ММИ) КА с плоскостью орбиты КА и последовательное поддержание неизменной ориентации КА в орбитальной и инерциальной системах координат. При такой ориентации оси ММИ КА в пространстве действующий на КА гравитационный момент минимален и, как следствие, эффект «насыщения» СГ незначителен и требуется минимальный расход рабочего тела на их разгрузку. При этом поддержание неизменной ориентации КА в орбитальной системе координат является текущей «дежурной» полетной ориентацией КА, а выполнение эксперимента (в частности, зондирование атмосферы Земли) осуществляется при поддержании неизменной ориентации КА в инерциальной системе координат. Данные ориентации широко использовались при выполнении полетных операций на орбитальной станции «Мир» и используются на международной космической станции (МКС) (см. [11], [9]).

Данный способ реализуется активной комбинированной системой ориентации и стабилизации КА с двигателями и блоком трехстепенных гироскопов (см. [6], стр.194), включающей измерительное устройство (ИУ), усилительно-преобразующее устройство (УПУ), двигатели-маховики (ДМ), тахометры двигателей-маховиков (ТДМ), переключающее устройство (ПУ), разгрузочное устройство (РУ), КА с установленным на нем прибором для выполнения эксперимента.

Способ, принятый за прототип, имеет существенный недостаток: он не позволяет учитывать различия сеансов выполняемых экспериментов по объему получаемой в них полезной информации. Объем полезной научной информации, получаемый в экспериментах по зондированию атмосферы Земли с КА, пропорционален длительности зондирования - длительности «прохождения» Солнца через атмосферу Земли, при этом данная длительность может существенно различаться в разных сеансах зондирования.

На фиг.1 представлена схема прохождения Солнца через атмосферу Земли при проведении ее зондирования с КА и обозначено:

D - видимый с КА горизонт Земли;

С - верхняя граница атмосферы Земли;

Аi, Bi - точки, соответственно «входа» Солнца в атмосферу Земли и «захода» Солнца за горизонт Земли для различных возможных реализаций сеансов зондирования.

При этом объем получаемой в сеансе зондирования атмосферы полезной информации пропорционален длине отрезка [Аi, Bi].

Кроме того, для применения данного способа необходимо, чтобы прибор зондирования мог быть повернут относительно строительных осей КА, находящегося в указанной ориентации, до совмещения оси чувствительности прибора зондирования с направлением на Солнце - т.е. допускал установку, в общем случае, в произвольное положение относительно строительных осей КА. Но на практике прибор зондирования либо устанавливается так, что его ось визирования (чувствительности) принимает фиксированные положения относительно КА, либо ось визирования прибора имеет ограниченные углы «прокачки» относительно строительных осей КА. Данный способ не позволяет учитывать особенности установки прибора зондирования, что существенно ограничивает область его применения.

Наряду с этим, для обеспечения функционирования КА при реализации сеанса зондирования атмосферы требуется наличие необходимого количества электроэнергии, вырабатываемой СБ КА. Данное техническое решение не позволяет учитывать этот фактор, что может привести к необходимости расхода дополнительных энергетических ресурсов КА, а при их недостаточном количестве - к срыву реализации или отказу от выполнения сеанса зондирования.

Задачей, стоящей перед предлагаемым способом, является увеличение объема получаемой при зондировании атмосферы Земли полезной информации при минимизации требуемых энергетических затрат орбитального КА, движущегося по околокруговой орбите, с инерционными исполнительными органами.

Технический результат достигается тем, что в способе управления ориентацией орбитального космического аппарата с инерционными исполнительными органами при зондировании атмосферы Земли, включающем выставку оси визирования прибора зондирования относительно строительных осей космического аппарата, разворот космического аппарата до совмещения оси визирования прибора зондирования с направлением на Солнце, разворот космического аппарата до совмещения оси его минимального момента инерции с плоскостью орбиты, последовательное поддержание неизменной ориентации космического аппарата в орбитальной и инерциальной системах координат и выполнение зондирования атмосферы Земли в моменты захода Солнца за видимый с космического аппарата горизонт Земли, дополнительно измеряют высоту орбиты космического аппарата и определяют по ней значения угла γo между направлением в центр Земли и направлением на нижнюю границу исследуемого слоя атмосферы Земли и угла γв между направлением в центр Земли и направлением на верхнюю границу исследуемого слоя атмосферы Земли, выставляют ось визирования прибора зондирования в сторону, соответствующую наибольшей освещенности солнечных батарей космического аппарата, под углом λ к направлению оси минимального момента инерции космического аппарата, значение которого равно или более значения угла γo и соответствует минимальному значению рассогласования между углом отклонения оси минимального момента инерции космического аппарата в текущей полетной ориентации от местной вертикали и углами отклонений оси минимального момента инерции космического аппарата от местной вертикали в начале и конце сеанса зондирования δ1,2, определяемыми по формуле

измеряют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, при его совпадении со значением угла γo измеряют угол возвышения Солнца над видимым с космического аппарата горизонтом Земли и при значениях данного угла, меньших либо равных значению угла возвышения верхней границы исследуемого слоя атмосферы над видимым с космического аппарата горизонтом Земли, разворачивают космический аппарат до совмещения оси визирования прибора зондирования с направлением на Солнце и оси минимального момента инерции космического аппарата с направлением, лежащим в плоскости орбиты и образующим с проекцией направления на Солнце на плоскость орбиты угол α, определяемый по формуле

поддерживают неизменную ориентацию космического аппарата в инерциальной системе координат и выполняют зондирование атмосферы Земли.

Суть предлагаемого изобретения поясняется на фиг.1-8, на которых приведены: на фиг.1 - возможные схемы прохождения Солнца через атмосферу Земли при зондировании атмосферы по способу-прототипу; на фиг.2 - схема прохождения Солнца через атмосферу Земли при зондировании атмосферы по предлагаемому способу; на фиг.3 - схема, поясняющая действия предлагаемого способа по выбору момента выполнения зондирования и выставке оси визирования прибора зондирования (ПЗ); на фиг.4 и 5 - схемы, поясняющие определение углов возвышения верхней и нижней границ исследуемого слоя атмосферы над Землей; на фиг.6 - схема, поясняющая определение угла возвышения линии визирования ПЗ над Землей в моменты выполнения зондирования атмосферы; на фиг.7 - схема, поясняющая построение ориентации КА для выполнения зондирования; на фиг.8 - схема, поясняющая выбор величины угла α.

На фиг.2, представляющей схему прохождения Солнца через атмосферу по предлагаемому способу, в дополнение к обозначениям фиг.1 обозначено:

О - центр Земли;

Rz - радиус Земли;

Р - нижняя граница исследуемого слоя атмосферы Земли;

Нo, Нв - высоты соответственно нижней и верхней границ исследуемого слоя атмосферы Земли, измеряемые от поверхности Земли;

А, В - точки «входа» и «выхода» Солнца из исследуемого слоя атмосферы Земли при наблюдении с КА за прохождением Солнца через исследуемый слой атмосферы Земли.

Исследуемый слой атмосферы задается высотой своих нижней и верхней границ от поверхности Земли, а объем получаемой полезной информации пропорционален длине пути «прохождения» Солнца по исследуемому слою атмосферы Земли, а именно длине линии [А, В].

На фиг.3, поясняющей выбор момента выполнения зондирования и выставку оси визирования ПЗ, в добавление к обозначениям фиг.1 и 2 обозначено:

N - нормаль к плоскости орбиты КА;

S - вектор направления на Солнце;

KK* - плоскость витка орбиты КА;

K - положение КА в противосолнечной точке витка орбиты;

K* - положение КА в подсолнечной точке витка орбиты;

Z - Земля;

О - центр Земли;

Rz - радиус Земли;

Норб - высота орбиты КА.

Qz - видимый с КА угловой полураствор Земли;

L - вектор направления оси визирования ПЗ;

εo - угол возвышения нижней границы исследуемого слоя атмосферы над видимым с КА горизонтом Земли;

γo - угол между направлением на нижнюю границу исследуемого слоя атмосферы и направлением в центр Земли;

β - угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты.

На фиг.4, поясняющей определение угла возвышения нижней границы исследуемого слоя атмосферы над видимым с КА горизонтом Земли, в добавление к обозначениям фиг.1-3 обозначено:

F1 - положение КА в момент касания линией визирования L нижней границы исследуемого слоя атмосферы;

E1 - точка касания линией визирования L нижней границы исследуемого слоя атмосферы;

G1 - точка видимого из положения КА F1 горизонта Земли, расположенная в плоскости, образованной радиус-вектором КА и линией визирования L;

На фиг.5, поясняющей определение угла возвышения верхней границы исследуемого слоя атмосферы над видимым с КА горизонтом Земли, в добавление к обозначениям фиг.1-3 обозначено:

F2 - положение КА в момент касания линией визирования L верхней границы исследуемого слоя атмосферы;

Е2 - точка касания линией визирования L верхней границы исследуемого слоя атмосферы;

G2 - точка видимого из положения КА F2 горизонта Земли, расположенная в плоскости, образованной радиус-вектором КА и линией визирования L;

εв - угол возвышения верхней границы исследуемого слоя атмосферы над видимым с КА горизонтом Земли;

γв - угол между направлением на верхнюю границу исследуемого слоя атмосферы и направлением в центр Земли.

На фиг.6, поясняющей определение угла возвышения линии визирования ПЗ над Землей в момент выполнения зондирования атмосферы, в добавление к обозначениям фиг.1-3 обозначено:

F - положение КА в момент зондирования;

G - точка видимого из положения КА F горизонта Земли, расположенная в плоскости, образованной радиус-вектором КА и линией визирования L;

ε - угол возвышения линии визирования L над видимым с КА горизонтом Земли;

γ - угол между направлением линии визирования L и направлением в центр Земли.

На фиг.7, поясняющей построение ориентации КА для выполнения зондирования, в добавление к обозначениям фиг.1-3 обозначено:

J - орбита КА;

M1M2 - линия оси ММИ КА;

λ - угол между осью визирования ПЗ L и направлением оси ММИ КА;

Sp - проекция направления на Солнце на плоскость орбиты;

α - угол между направлением оси ММИ КА и направлением Sp.

Угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА β одновременно является минимальным значением, которое может принимать угол между направлением на Солнце и направлением в центр Земли в течение текущего витка орбиты КА, и равен значению угла между направлением на Солнце и направлением в центр Земли в противосолнечной точке витка (см. фиг.3). Поэтому на витках, когда угол β равен γ0:

направление на Солнце в противосолнечной точке витка совпадает с направлением от КА на нижнюю границу исследуемого слоя атмосферы Земли. На фиг.3 это иллюстрируется совпадением направлений векторов S и L. При этом

Условие нахождения в течение сеанса зондирования оси ММИ КА в плоскости орбиты соответствует нахождению угла λ между осью визирования ПЗ L (направленной по S) и осью ММИ КА в диапазоне от значения β (равного γo) до 90° (см. фиг.7):

В предлагаемом способе зондирование атмосферы Земли выполняется на витках, на которых выполняется условие (1), так как только на данных витках реализуется максимально «долгое» прохождение Солнца через исследуемый слой атмосферы Земли - погружение Солнца в атмосферу Земли при заходе Солнца, непрерывно переходящее восходящее движение Солнца через атмосферу - линия [А, В] на фиг.2.

Моменты зондирования определяются как моменты, соответствующие положениям F между положениями F2-F1-F2 (см. фиг.4-6), когда угол возвышения линии визирования L над видимым с КА горизонтом Земли ε находится в интервале:

Учитывая, что на витках (1) ε всегда больше ε0, то (4) принимает вид

Положение КА F1 (фиг.4) соответствует положению КА в противосолнечной точке К (фиг.3), точка E1 (фиг.4) - середине линии [А, В] (фиг.2), точка E2 (фиг.5) - точкам А и В (фиг.2).

Углы γo, γв определяются по формулам (см. фиг.4, 5):

Угол εв определяется по формуле (см. фиг.5):

В предлагаемом способе осуществляется построение ориентации КА, при которой ось визирования ПЗ направлена на Солнце, а ось ММИ КА находится в плоскости орбиты. Данная ориентация задается следующим построением:

- ось визирования ПЗ совмещается с направлением на Солнце;

- ось ММИ КА совмещается с направлением, лежащим в плоскости орбиты КА и отстоящим от проекции направления на Солнце на плоскость орбиты КА Sp на расчетный угол α.

Значение угла α определяется из сферического треугольника, образованного векторами L, Sp и М1М2, приведенными к общему началу в точке К (см. фиг.7):

При этом на практике допускается определенное рассогласование оси ММИ КА и плоскости орбиты, величина которого определяется точностью задания угла γo и точностью сравнения (1) углов γo и β.

В соответствии с соотношением (10) осуществляется одновременный выбор двух взаимозависимых углов: λ и α. В зависимости от текущей полетной ориентации КА на витке зондирования предлагается осуществлять выбор угла α исходя из минимизации разворотов КА из текущей полетной ориентации в ориентацию для зондирования и обратно.

Например, в качестве текущей полетной ориентации орбитальных космических станций используется режим поддержания неизменной ориентации КА в орбитальной системе координат, при котором поддержание оси ММИ КА в плоскости орбиты осуществляется при углах между осью ММИ и направлением местной вертикали, составляющих 0° или 90° (положение гравитационного равновесия).

Также возможен вариант, когда угол между осью ММИ и направлением местной вертикали составляет 45° (см. [11], стр.63-65). При данном режиме КМ ГС, возникающий в результате компенсации гравитационного момента, накапливается по оси, перпендикулярной плоскости орбиты КА, и носит синусоидальный характер с периодом 1/2 витка. При этом в зависимости от начального гравитационного момента меняется локальный максимум КМ ГС. Локальный максимум КМ ГС имеет наименьшее значение при максимальном начальном гравитационном моменте. Поскольку начальный гравитационный момент максимален при угле 45° между осью ММИ и направлением местной вертикали, то при таких углах режим поддержания ориентации длится максимальное время.

Перечисленные варианты являются возможными «дежурными» ориентациями КА - ориентациями, благоприятными для длительного поддержания. Это не исключает возможности использования и других значений углов отклонения оси ММИ КА относительно местной вертикали.

На фиг.8, поясняющей выбор величин углов λ и α, в добавление к обозначениям фиг.1-7 обозначено:

F3 - положение КА вне времени сеанса зондирования;

ϕ - угол между радиус-векторами КА в противосолнечной точке (F1) и в точке начала (конца) сеанса зондирования (F2);

δ - угол между осью ММИ КА и местной вертикалью.

Значение угла ϕ определяется из сферического треугольника, образованного векторами S, Sp и F2O, приведенными к общему началу в точке F2 (см. фиг.8):

или, учитывая (1),

Значения δ1,2 углов между осью ММИ КА и местной вертикалью в начале и конце сеанса зондирования определяются по формуле (см. фиг.8):

или, учитывая (10) и (12),

Обозначим δ - угол между осью ММИ КА и местной вертикалью в текущей полетной ориентации КА на витке зондирования. Выбор значения углов λ и α, исходя из минимизации разворота КА из текущей полетной ориентации в ориентацию для зондирования и обратно, задается требованием минимизации суммы рассогласований между δ и δ1,2:

Для этого при определении угла выставки оси визирования ПЗ в строительных осях КА выбирают λ=λ*, где λ* является решением (15) из области значений λ (3):

В самом общем случае, когда полетные ориентации КА до и после сеанса зондирования могут быть различными, требуем минимизацию суммы рассогласований между δ1,2 и углами δ для полетных ориентации КА до и после сеанса зондирования.

Предложенный способ реализуют следующим образом.

По соотношениям (6), (7), (9) вычисляют значения углов γ0, γв и εв. Фиксируют значение δ угла отклонения оси ММИ КА в текущей полетной ориентации от местной вертикали. Определяют решение (3), (16) λ*. Выставляют ось визирования ПЗ в строительных осях КА на угол λ=λ* от оси ММИ КА в сторону, соответствующую наибольшей освещенности СБ КА.

Измеряют значение угла β. Определяют витки выполнения сеансов зондирования атмосферы путем сравнения (1) углов β и γo. При выполнении (1) выполняют измерения угла ε и сравнивают значения ε и εв. По результатам их сравнения осуществляют построение ориентации КА для зондирования, стабилизируют КА в инерциальной системе координат и выполняют зондирование атмосферы Земли в моменты времени, определяемые условием (5).

Для построения ориентации КА рассчитывают по соотношению (10) угол α и построение требуемой ориентации осуществляют разворотом КА до совмещения оси визирования ПЗ с направлением на Солнце и оси ММИ КА - с направлением, лежащим в плоскости орбиты КА и отстоящим от проекции направления на Солнце на плоскость орбиты КА на величину угла α.

Построение требуемой ориентации и последующая стабилизация КА при выполнении сеанса зондирования обеспечивается функционированием контура управления СУДН КА, включающим маховики, которые создают управляющие моменты по осям КА в соответствии с сигналами ИУ, предварительно обработанными УПУ. УПУ вычисляет командные сигналы, обеспечивающие управление рамами кардановых подвесов блока гироскопов при выполнении требуемого поворотного маневра КА. Если блок гироскопов, снимая насыщение маховиков, «насытится», то с помощью реактивных ДО РУ осуществится его разгрузка: в соответствии с сигналами тахометров о величине КМ маховиков ПУ определяет факт насыщения и уставки для работы РУ, по которым РУ создает требуемый внешний момент. Но учитывая, что в данном способе ось ММИ КА находится в плоскости орбиты КА, то, как отмечалось ранее, разгрузка СГ в течение времени реализации эксперимента не требуется (см. [10], [11]).

Операции измерения значений β, ε, Норб могут быть выполнены на основе оптических визиров и датчиковой аппаратуры СУДН КА и системы орбитальных траекторных измерений (см. [4], [8]). Операции вычисления углов γo, γв, εв, α, вычисление угла λ=λ* и определения моментов времени по результатам выполнения сравнений (1), (5) могут быть выполнены в виде вычислителя на базе бортовой цифровой вычислительной системы КА.

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.

Предлагаемый способ позволяет за один сеанс зондирования атмосферы Земли получить максимально большой объем полезной информации. Увеличение информативности зондирования достигается за счет обеспечения «прохождения» Солнца через атмосферу Земли по касательной к линии горизонта (или нижней границе исследуемого слоя атмосферы), что в несколько раз увеличивает длительность и, следовательно, информативность зондирования по сравнению с прототипом.

Кроме того, при выполнении сеанса зондирования ось ММИ КА располагается в плоскости орбиты КА, что позволяет не расходовать топливо на разгрузку ГС.

При этом выбором угла выставки оси визирования ПЗ минимизируется разворот КА из текущей полетной ориентации КА в ориентацию для выполнения зондирования, что также обеспечивает экономию ресурсов на ориентацию КА.

Наряду с этим, для обеспечения функционирования КА при реализации сеанса зондирования требуется наличие необходимого количества электроэнергии, вырабатываемой СБ КА. Операция выставки оси визирования ПЗ обеспечивает ее выставку в направлении, соответствующем наибольшей освещенности СБ КА. Поскольку в сеансе зондирования ось визирования ПЗ ориентируется на Солнце, то этим гарантируется необходимый съем электроэнергии с СБ КА в течение сеанса зондирования. Например, на КА типа орбитальных станций «Салют», «Мир», МКС (см. [9]) СБ установлены таким образом, что обеспечивается их максимальная освещенность Солнцем с направлений, соответствующих условию (3), и предложенная выставка оси визирования ПЗ гарантирует благоприятный режим обеспечения КА электроэнергией.

Таким образом, предлагаемый способ позволяет за один сеанс зондирования атмосферы Земли получить максимально большой объем полезной информации при минимальных энергетических затратах КА.

ЛИТЕРАТУРА

1. Демин Л.С., Сарафанов Г.В. Наблюдения из космоса // Авиация и космонавтика, 1975, №9.

2. Оптические исследования излучения атмосферы, полярных сияний и серебристых облаков с борта орбитальной станции "Салют-4" // Издательство АН ЭССР, Тарту, 1977.

3. Лазарев А.И., Коваленок В.В., Авакян С.В. Исследование Земли с пилотируемых космических кораблей // Ленинград, Гидрометеоиздат, 1987.

4. Инженерный справочник по космической технике // Изд-во МО СССР, М., 1977.

5. Ковтун B.C., Платонов В.Н., Суханов Н.А., Величкин С.Б., Гусев С.И. Система управления ориентацией космического аппарата с силовыми гироскопами. Патент РФ 2006430 по заявке 5032611/22 от 17.03.92 г.

6. Бебенин Г.Г., Скребушевский B.C., Соколов Г.А. Системы управления полетом космических аппаратов // М.: Машиностроение, 1978.

7. Скребушевский Б.С. Управление полетом беспилотных космических аппаратов // М.: «Владмо», 2003.

8. Система управлением движением и навигации КА. Техническое описание. 300ГК.12Ю.0000-АТО. РКК «Энергия», 1998.

9. Спецификация Российского сегмента. Программа Международная космическая станция. SSP 41163. Редакция Н, 27.01.2001.

10. Сарычев В.А., Беляев М.Ю., Зыков С.Г., Сазонов В.В., Тесленко В.П. Математическое моделирование процессов поддержания ориентации орбитальной станции «Мир» с помощью гиродинов. // Космические исследования, 1991, т.29, вып.2.

11. Сарычев В.А., Беляев М.Ю., Зыков С.Г., Зуева Е.Ю., Сазонов В.В., Сайгираев Х.У. Математическое моделирование режимов ориентации орбитального комплекса "Мир" с дополнительными научными модулями // Труды XXIV Чтений К.Э.Циолковского. Секция «Проблемы ракетной и космической техники». - М.: ИИЕТ АН СССР, 1990.

Способ управления ориентацией орбитального космического аппарата с инерционными исполнительными органами при зондировании атмосферы Земли, включающий выставку оси визирования прибора зондирования относительно строительных осей космического аппарата, разворот космического аппарата до совмещения оси визирования прибора зондирования с направлением на Солнце, разворот космического аппарата до совмещения оси его минимального момента инерции с плоскостью орбиты, последовательное поддержание неизменной ориентации космического аппарата в орбитальной и инерциальной системах координат и выполнение зондирования атмосферы Земли в моменты захода Солнца за видимый с космического аппарата горизонт Земли, отличающийся тем, что дополнительно измеряют высоту орбиты космического аппарата и определяют по ней значения угла γ0 между направлением в центр Земли и направлением на нижнюю границу исследуемого слоя атмосферы Земли, а также угла γв между направлением в центр Земли и направлением на верхнюю границу исследуемого слоя атмосферы Земли, выставляют ось визирования прибора зондирования под углом λ к направлению оси минимального момента инерции космического аппарата в сторону, соответствующую наибольшей освещенности солнечных батарей космического аппарата, причем значение угла λ больше или равно значению указанного угла γ0 и соответствует минимальному значению рассогласования между углом отклонения оси минимального момента инерции космического аппарата в текущей полетной ориентации от местной вертикали и углами отклонений указанной оси космического аппарата от местной вертикали в начале и конце сеанса зондирования δ1,2, определяемыми по формуле

δ1,2=|arccos(cosλ/cosγ0)±arccos(cosγв/cosγ0)|,

измеряют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, при его совпадении со значением угла γ0 измеряют угол возвышения Солнца над видимым с космического аппарата горизонтом Земли и при значениях данного угла, меньших или равных значению угла возвышения верхней границы исследуемого слоя атмосферы над указанным горизонтом, разворачивают космический аппарат до совмещения оси визирования прибора зондирования с направлением на Солнце и оси минимального момента инерции космического аппарата с направлением, лежащим в плоскости орбиты и образующим с проекцией направления на Солнце на плоскость орбиты угол α, определяемый по формуле

α=arccos(cosλ/cosγ0),

поддерживают неизменную ориентацию космического аппарата в инерциальной системе координат и выполняют зондирование атмосферы Земли.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), ракетным двигательным установкам (РДУ) на их основе, ракетам, системам выведения космических аппаратов (КА) на геостационарную орбиту (ГСО) и космическим транспортно-заправочным системам.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным системам ракетных блоков. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к элементам конструкции двигательных установок ракетных блоков. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается адаптеров для группового запуска космических аппаратов. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к способам изменения и усиления сигнальных характеристик космических объектов и ракет при входе их в атмосферу.

Изобретение относится к области испытаний, преимущественно полимерных материалов, входящих в состав конструкций космических аппаратов, в условиях открытого космоса и на Земле.

Изобретение относится к космической технике к способам удаления жидких компонентов рабочих тел из гидромагистралей и емкостей систем космических аппаратов. .

Изобретение относится к средствам оперативной фиксации и расфиксации предмета на поверхности космического объекта. .

Изобретение относится к космической технике, в частности к развертываемым рефлекторам космических антенн, выполненных на основе крупногабаритных стержневых конструкций.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к системам электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА), и может быть использовано при управлении положением панелей их солнечных батарей (СБ).

Изобретение относится к области космической техники, а именно к системам электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА), и может быть использовано при управлении положением панелей их солнечных батарей (СБ).

Изобретение относится к области космической техники, а именно к системам электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА), и может быть использовано при управлении положением панелей их солнечных батарей (СБ).

Изобретение относится к формируемым в космосе бескаркасным центробежным конструкциям (БЦК), которые могут быть использованы для развертывания на орбите солнечных батарей, отражателей света и других, преимущественно крупногабаритных, систем.

Изобретение относится к космической энергетике и конкретно к пленочным солнечным батареям (СБ), преимущественно на основе аморфного кремния. .

Изобретение относится к энергообеспечению бортовых систем космических аппаратов. .

Изобретение относится к конструкциям спутников малой массы и средств их установки на носителе. .

Изобретение относится к энергообеспечению бортовых систем космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к области управления космическим аппаратом

Наверх