Способ ориентации космического аппарата

Изобретение относится к космической технике. В способе ориентации космического аппарата (КА) ориентируют КА относительно направления на Солнце и Землю. После обеспечения ориентации КА относительно направления на Солнце в заданном диапазоне углов с использованием автономного контура управления по информации системы определения угловых положений корпуса КА относительно осей ориентации выставляют запрет на поиск Солнца. Во время прохождения орбитального теневого участка при пропадании информации о наличии Солнца в поле зрения солнечного прибора включают таймер на время, равное максимальному времени прохождения орбитального теневого участка, при этом ориентацию КА относительно направления на Солнце осуществляют с использованием измерителя угловых скоростей путем интегрирования угловых скоростей относительно осей ориентации КА. При появлении Солнца в поле зрения солнечного прибора таймер сбрасывают и управление ориентацией КА осуществляют по информации с солнечного прибора. При срабатывании таймера снимают запрет на поиск КА Солнца. Техническим результатом изобретения является обеспечение максимальной освещенности панелей солнечных батарей КА.

 

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано на любых космических аппаратах (КА) для обеспечения ориентации панелей солнечных батарей на Солнце при нештатной работе КА.

Известен способ ориентации искусственного спутника Земли с использованием бортового компьютера, связанного с системой определения угловых положений корпуса аппарата относительно осей ориентации и активного управления угловыми положениями, включающий ориентацию искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце и на Землю. В данном способе дополнительно предусмотрен автономный контур управления ориентацией искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце и при нарушении текущей точности ориентации искусственного спутника Земли на Солнце ориентацию искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце и направления на Землю с использованием бортового компьютера временно прекращают, при этом включают в работу автономный контур управления ориентацией искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце, с соответствующей установкой солнечных батарей в фиксированное положение относительно корпуса искусственного спутника Земли для получения максимальной их освещенности, а последующее возобновление ориентации искусственного спутника Земли с использованием бортового компьютера осуществляют по радиокоманде с Земли [патент №2544021, RU].

Описанный способ принят за прототип изобретения.

Основным недостатком прототипа является то, что, в данном способе не предусмотрена логика прохождения КА орбитальных теневых участков при управлении ориентацией КА с использованием автономного контура управления, позволяющая по выходу из орбитального теневого участка обеспечить максимальную освещенность панелей солнечных батарей, что в свою очередь приведет к повышенному расходу рабочего тела.

Выходом из сложившейся ситуации может быть осуществление ориентации КА с использованием автономного контура управления во время прохождения орбитального теневого участка по информации, полученной от измерителя угловых скоростей.

Задачей, на решение которой направленно заявляемое изобретение является обеспечение максимальной освещенности панелей солнечных батарей после выхода из орбитального теневого участка при нештатной работе КА.

Поставленная задача решается за счет того, что способ ориентации космического аппарата, включающий ориентацию космического аппарата относительно направления на Солнце и Землю с использованием бортового компьютера, связанного с системой определения угловых положений корпуса космического аппарата относительно осей ориентации и активного управления угловыми положениями, а также ориентацию космического аппарата с использованием дополнительного автономного контура управления, подключаемого к управлению при нарушении ориентации космического аппарата относительно направления на Солнце, с соответствующей установкой солнечных батарей в фиксированное положение относительно корпуса космического аппарата, характеризующийся тем, что после обеспечения ориентации космического аппарата относительно направления на Солнце в заданном диапазоне углов с использованием автономного контура управления по информации системы определения угловых положений корпуса аппарата относительно осей ориентации, включающей солнечный прибор выставляют запрет на поиск космическим аппаратом Солнца, далее во время прохождения орбитального теневого участка при пропадании информации о наличии Солнца в поле зрения солнечного прибора включают таймер на время, равное максимальному времени прохождения орбитального теневого участка, при этом ориентацию космического аппарата относительно направления на Солнце во время прохождения орбитального теневого участка осуществляют с использованием измерителя угловых скоростей путем интегрирования угловых скоростей относительно осей ориентации космического аппарата, при появлении Солнца в поле зрения солнечного прибора таймер сбрасывают и управление ориентацией космического аппарата осуществляют по информации с солнечного прибора, а при срабатывании таймера снимают запрет на поиск космическим аппаратом Солнца.

Сущность изобретения.

На большинстве типов орбит есть теневые участки, как от Земли, так и от Луны, при прохождении которых на КА наступает отрицательный энергобаланс. Параметры тени (время начала и окончания) для каждого витка рассчитывает бортовое баллистическое программное обеспечение. При управлении ориентацией КА с использованием автономного контура управления бортовое баллистическое программное обеспечение не работает, поэтому на КА отсутствуют параметры орбитальных теневых участков. По этой причине в момент начала прохождения орбитального теневого участка осуществляется поиск Солнца, что приводит к повышенному расходу рабочего тела. Поэтому, после обеспечения ориентации космического аппарата относительно направления на Солнце в заданном диапазоне углов (данный диапазон выбирают исходя из потери максимальной освещенности панелей СБ, приемлемой для конкретного КА) с использованием автономного контура управления выставляют запрет на поиск космическим аппаратом Солнца. Далее во время прохождения орбитального теневого участка при пропадании информации о наличии Солнца в поле зрения солнечного прибора включают таймер на время, равное максимальному времени прохождения орбитального теневого участка. При этом ориентацию космического аппарата относительно направления на Солнце во время прохождения орбитального теневого участка осуществляют с использованием измерителя угловых скоростей путем интегрирования угловых скоростей относительно осей ориентации космического аппарата. При появлении Солнца в поле зрения солнечного прибора таймер сбрасывают и управление ориентацией космического аппарата осуществляют по информации с солнечного прибора, а при срабатывании таймера снимают запрет на поиск космическим аппаратом Солнца.

Техническим результатом, обеспечиваемым приведенной совокупностью признаков, является обеспечение максимальной освещенности панелей солнечных батарей КА после выхода из орбитального теневого участка при нештатной работе, что позволяет также исключить нецелевой расход рабочего тела.

Способ ориентации космического аппарата, включающий ориентацию космического аппарата относительно направления на Солнце и Землю с использованием бортового компьютера, связанного с системой определения угловых положений корпуса космического аппарата относительно осей ориентации и активного управления угловыми положениями, а также ориентацию космического аппарата с использованием дополнительного автономного контура управления, подключаемого к управлению при нарушении ориентации космического аппарата относительно направления на Солнце, с соответствующей установкой солнечных батарей в фиксированное положение относительно корпуса космического аппарата, отличающийся тем, что после обеспечения ориентации космического аппарата относительно направления на Солнце в заданном диапазоне углов с использованием автономного контура управления по информации системы определения угловых положений корпуса аппарата относительно осей ориентации, включающей солнечный прибор, выставляют запрет на поиск космическим аппаратом Солнца, далее во время прохождения орбитального теневого участка при пропадании информации о наличии Солнца в поле зрения солнечного прибора включают таймер на время, равное максимальному времени прохождения орбитального теневого участка, при этом ориентацию космического аппарата относительно направления на Солнце во время прохождения орбитального теневого участка осуществляют с использованием измерителя угловых скоростей путем интегрирования угловых скоростей относительно осей ориентации космического аппарата, при появлении Солнца в поле зрения солнечного прибора таймер сбрасывают и управление ориентацией космического аппарата осуществляют по информации с солнечного прибора, а при срабатывании таймера снимают запрет на поиск космическим аппаратом Солнца.