Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) и может быть использовано при выполнении экспериментов и исследований на его борту. Способ включает гравитационную ориентацию КА, после которой производят закрутку КА вокруг выставленной на центр Земли оси КА. Закрутку осуществляют с угловой скоростью ω_х=(I_yz/5·I_х)ω₀ до требуемого момента времени, где I_yz - среднее значение близких по величине моментов инерции КА вокруг поперечных осей OY и OZ; I_x - момент инерции КА вокруг продольной оси; ω₀ - модуль абсолютной угловой скорости орбитальной системы координат. Техническим результатом изобретения является повышение точности одноосной ориентации КА и снижение уровня микроперегрузок, действующих на КА в полете.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космического аппарата (КА) при выполнении экспериментов и исследований.

Известен способ ориентации КА, включающий выставку осей аппарата и поддержание углового положения с помощью двигателей ориентации [1].

Однако для использования данного способа необходимо расходовать рабочее тело, что приводит, кроме того, к загрязнению оптических поверхностей КА и вызывает микроускорения на борту КА.

Наиболее близким к предлагаемому, прототипом, является способ, включающий выставку оси КА, соответствующую минимальному моменту инерции, на центр Земли и орбитальное смещение аппарата [2]. Данный способ используется для КА, имеющих вытянутую форму, т.е. когда момент инерции относительно продольной оси значительно (в 7 и более раз) меньше момента инерции относительно поперечных осей.

В этом случае обеспечивается гравитационная ориентация КА вытянутой формы, которая не требует для поддержания расхода рабочего тела и, следовательно, при этом не загрязняются оптические поверхности КА и не вызывают ускорения из-за работы двигателей управления ориентацией.

Однако вследствие неточной выставки оси КА на центр Земли появляются угловые скорости вокруг всех осей аппарата. Наличие угловых скоростей вокруг поперечных осей КА приводит к отклонению продольной оси аппарата от направления к центру Земли. Вследствие этого ухудшается точность гравитационной ориентации КА и затем гравитационная ориентация КА нарушается, и аппарат переходит со временем в режим кувыркания. Это не позволяет проводить эксперименты, требующие наведения научной аппаратуры (НА) на Землю и низкого уровня микроускорений. Это является основным недостатком способа-прототипа.

Техническим результатом предлагаемого способа является повышение точности одноосной ориентации КА.

Технический результат достигается тем, что в предлагаемом способе одноосной ориентации КА, основанном на выставке оси КА, соответствующей минимальному моменту инерции, на центр Земли и орбитальное смещение аппарата, в отличие от известного после выставки оси КА на центр Земли и орбитального смещения аппарата, закручивают КА вокруг выставленной на центр Земли оси КА с угловой скоростью ω≈0.1%.

Запишем уравнения вращательного движения КА.

КА считается твердым телом, геоцентрическое движение его центра масс - кеплеровым эллиптическим. Элементы этого движения находятся по данным радиоконтроля орбиты. Для записи уравнений введем две правые декартовы системы координат - орбитальную ОХ₁Х₂Х₃Х и образованную главными центральными осями инерции КА Ox₁ х₂ х₃. Точка О - центр масс КА, оси ОХ₃ и ОХ₁ направлены соответственно вдоль геоцентрического радиуса-вектора точки О и по трансверсали к орбите в этой точке. Упрощая модель, полагаем, что ось Ox₁ направлена вдоль продольной оси КА в сторону агрегатного отсека, ось Ох₂ перпендикулярна плоскости солнечных батарей, светочувствительная сторона которых обращена к полупространству х₂>0.

Положение системы Ох₁ х₂ х₃ относительно системы ОХ₁Х₂Х₃ будем задавать углами γ, δ и β, которые введем следующим образом. Система ОХ₁Х₂Х₃ может быть переведена в систему Ох₁х₂х₃ тремя последовательными поворотами: 1) на угол δ+π/2 вокруг оси ОХ₂, 2) на угол β вокруг новой оси ОХ₃, 3) на угол γ вокруг новой оси OX₁, совпадающей с осью Ox₁. Матрицу перехода от системы Ox₁X₂x₃ к системе ОХ₁Х₂Х₃ обозначим ||α_i||_i ³=1, где α_l - косинус угла между осями OX_i и Ox_j. Элементы этой матрицы выражаются через введенные углы с помощью формул

α11=-sin δ cos β,	α21 = sin β,
α12=cos δ sin γ+sin δ sin β cos γ,	α22 = cos β cos γ,
α13=cos δ cos γ - sin δ sin β sin γ,	α23= - cos β sin γ,
α31=-cost δ cos β,
α32=-sin δ sin γ + cos δ sin β cos γ,
α33=- sin δ cos γ - cos δ sin β sin γ.

В уравнениях вращательного движения КА учитываются гравитационный и восстанавливающий аэродинамический моменты. Эти уравнения имеют вид

Здесь точка означает дифференцирование по времени t, ω_i (i=1,2,3) - компоненты абсолютной угловой скорости КА в системе Ox₁ x₂ x₃, параметры р_i характеризуют действующий на КА аэродинамический момент, ω₀ - модуль абсолютной угловой скорости орбитальной системы координат, I_i - моменты инерции КА относительно осей Ox_i, µ_i - гравитационный параметр Земли, τ -геоцентрическое расстояние точки О, ρ_α- плотность атмосферы в этой точке, V_i- компоненты скорости точки О относительно поверхности Земли в орбитальной системе координат, Е - масштабирующий множитель.

Полученные уравнения (1) позволяют оценить вращательные движения КА при различных начальных условиях.

Чтобы пояснить режим вращательного движения КА, предлагаемый для проведения космических экспериментов, рассмотрим этот режим в упрощенной ситуации. Орбита КА в свободном полете близка к круговой, аэродинамический момент влияет на вращательное движение КА существенно слабее гравитационного момента. В таком случае для анализа этого движения можно рассмотреть более простые уравнения, записанные в предположении, что орбита центра масс КА - круговая и неизменна в абсолютном пространстве и что на КА действует один лишь гравитационный момент. При µ=0 (осесимметричный КА: I₂=I₃) уравнения допускают два семейства частных решений, которые можно записать в виде

Здесь γ₀ и Ω - произвольные постоянные, λ|Ω|<=ω₀|4-3λ|. Одно семейство получается при δ=0, другое - при δ=π. В случае λ<1 решение (2) устойчиво по переменным δ, β, ω₁, w₂=ω₂cosγ-ω₃sinγ и w₃=ω₂sinγ+ω₃cosγ [3, 4]. Величины w₂, w₃ представляют собой проекции абсолютной угловой скорости КА на оси Резаля, совпадающие с осями Ox₂, Ox₃ при γ=0. В решениях (2) w₂=cosβ, w₃=0.

При λ<<1 решения, близкие к (2), можно использовать для реализации длительного неуправляемого полета осесимметричного КА в режиме одноосной гравитационной ориентации.

Вследствие наличия из-за ошибок начальных условий угловых скоростей вокруг поперечных осей КА, продольная ось аппарата отклоняется при движении КА по орбите от направления на центр Земли. Поскольку угловые скорости вокруг поперечных осей не гасятся, уход продольной оси от центра Земли увеличивается, и гравитационная ориентация с течением времени нарушается, а аппарат переходит в режим неуправляемого трехосного вращения.

Закрутка КА вокруг продольной оси со скоростью ω≤0.1^o/_c «усредняет» действие угловых скоростей вокруг поперечных осей и не приводит к отклонению продольной оси от местной вертикали (угловые скорости вокруг поперечных осей отклоняют продольную ось КА от местной вертикали, а затем, за счет вращения КА вокруг продольной оси, наоборот уменьшают это отклонение и приводят продольную ось к ориентации на центр Земли). Вместе с тем, вращение КА с угловой скоростью ω≤0.1^o/_c вокруг продольной оси не приводит к гироскопической устойчивости этой оси в инерциальном пространстве, и аппарат продолжает движение по орбите, сохраняя одноосную гравитационную ориентацию. Это связано с тем, что КА, предназначенные для одноосной гравитационной ориентации (типа орбитальной станции «Салют», транспортного грузового корабля «Прогресс» и др.) имеют вытянутую форму конструкции и кинетический момент КА вокруг продольной оси на порядок меньше, чем вокруг поперечных осей. Этим объясняется возникающий в предлагаемом способе парадоксальный (на первый взгляд) положительный эффект, т.е. выполняя закрутку вокруг продольной оси с угловой скоростью ω_х<0.1°/с, мы повышаем гравитационную устойчивость аппарата.

С учетом сделанных выше замечаний о соотношении моментов инерции КА вокруг продольной и поперечной осей и, имея в виду численное значение угловой скорости орбитальной системы координат, значение угловой скорости закрутки КА вокруг продольной оси определим соотношением

где I_yz - среднее значение близких по величине моментов инерции КА вокруг поперечных осей ОХ и OY; I - момент инерции КА вокруг продольной оси; ω₀ - модуль абсолютной угловой скорости орбитальной системы координат.

В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа на грузовом корабле «Прогресс» при проведении экспериментов с гравитационно-чувствительной аппаратурой. Для выставки продольной оси КА, соответствующей минимальному моменту инерции, на центр Земли и орбитального смещения аппарата, могут использоваться штатные средства системы управления корабля «Прогресс» - штатные датчики угловой скорости (ДУС), система управления ориентацией корабля «Прогресс», двигатели ориентации. Для закрутки КА вокруг выставленной на центр Земли оси аппарата с угловой скоростью ω≈0.1^o/_c также могут использоваться штатные средства системы управления ориентацией корабля «Прогресс». Закрутка аппарата производится на время, необходимое для проведения экспериментов, и может достигать нескольких десятков витков.

Предлагаемый способ позволяет повысить точность одноосной ориентации КА и, тем самым, снизить также микроперегрузки на КА, возникающие при «раскачке» и переходе КА в режим неуправляемого вращения.

Список литературы

1. Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. «Управление космическими летательными аппаратами». М.: Машиностроение, 1974.

2. Беляев М.Ю. «Научные эксперименты на космических кораблях и орбитальных станциях». М.: Машиностроение, 1984.

3. Белецкий В.В. Движение искусственного спутника относительно центра масс. М., Наука, 1965.

4. Черноусько Ф.Л. Об устойчивости регулярной прецессии спутника. Прикладная математика и механика, 1963, т.28, вып.1, с.155-157.

Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы, включающий гравитационную ориентацию космического аппарата, отличающийся тем, что после гравитационной ориентации космического аппарата производят закрутку космического аппарата вокруг выставленной на центр Земли оси космического аппарата до требуемого момента времени с угловой скоростью

где I_yz - среднее значение близких по величине моментов инерции космического аппарата вокруг поперечных осей ОХ и OZ; I_x - момент инерции космического аппарата вокруг продольной оси; ω₀ - модуль абсолютной угловой скорости орбитальной системы координат.