СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Назначение

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

Уровень техники

Управление КА включает в себя, прежде всего, управление ориентацией КА для получения нужного положения корпуса КА относительно внешних ориентиров (управление вращательным движением КА вокруг центра масс).

После вывода КА на орбиту управление угловым положением с целью ориентации приборов КА на изучаемые объекты становится главным режимом полета (см. В.Н. Васильев. Системы ориентации космических аппаратов, М., 2009, с. 10-11), поэтому важнейшей задачей современной космической техники является совершенствование системы ориентации, позволяющей в течение длительного времени определить с высокой точностью направления осей КА относительно осей некоторой системы координат, т.е. угловое положение КА, а также его угловую скорость.

Известен способ и устройство управления движением космического аппарата с управляемой ориентацией (патент, РФ, №2669481), заключающийся в автоматической компенсации ошибок бесплатформенной системы ориентации, входящей в систему управления ориентацией КА, вызванных систематическими погрешностями блока датчиков угловой скорости, в сравнении показаний блока датчиков угловой скорости и блока звездных датчиков в устройствах коррекции ошибки, в выработке сигналов коррекции систематических погрешностей блока датчиков угловой скорости, в обработке их в микроЭВМ, в управлении микроЭВМ исполнительными органами, для обеспечения ими соответствующего механического воздействия на корпус КА по рысканью, крену и тангажу, отличающийся тем, что ориентирует КА на заданной орбите с помощью устройства ориентации КА, содержащего солнечный датчик и трехмерный магнитометр или датчик инфракрасной вертикали, автоматически устанавливают солнечные батареи по солнечному датчику в фиксированное положение относительно корпуса КА для получения максимальной их освещенности, гарантирующих положительный энергобаланс при любых каких-либо сбоях в работе системы ориентации, в том числе сбоях в работе центральной ЭВМ, управляют с центра наземного управления устройством управления ориентацией солнечных батарей по жесткой логике при сбоях, включают и выключают блок звездных датчиков для управления ориентацией КА по заданному управляемому алгоритму и по командам управления с центра наземного управления.

Основным недостатком данного способа является то, что в нем не учитывают сбой в работе центральной ЭВМ при прохождении КА теневого участка, влияющий на его живучесть. Так, если при штатном функционировании КА во время прохождения теневого участка произойдет сбой в работе центральной ЭВМ («зависание»), то будет отсутствовать информация об окончании теневого участка и КА не перейдет в режим работы с использованием автономного контура управления (управления ориентацией солнечных батарей по жесткой логике).

Известен способ ориентации космического аппарата (патент, РФ, №2706743), принятый за прототип изобретения, включающий ориентацию космического аппарата относительно направления на Солнце и Землю с использованием бортового компьютера по информации датчиков определения углового положения, ориентацию космического аппарата относительно направления на Солнце с использованием дополнительного автономного контура управления, подключаемого к управлению при нарушении ориентации космического аппарата относительно направления на Солнце, с соответствующей установкой солнечных батарей не жестко закрепленных с корпусом космического аппарата в фиксированное положение относительно корпуса космического аппарата; при управлении космическим аппаратом с использованием исправного бортового компьютера при входе в теневой участок запускают таймер, предусмотренный в блоке управления космического аппарата, с продолжительностью, равной максимальной продолжительности теневого участка; после выхода из теневого участка при неисправном бортовом компьютере, по сигналу таймера космический аппарат переводят в режим работы с использованием автономного контура управления, а при исправном бортовом компьютере по информации от бортового баллистического программного обеспечения отключают таймер, и управление космического аппарата осуществляют по информации исправного бортового компьютера.

Основным недостатком прототипа является то, что при неисправном бортовом компьютере таймер с продолжительностью, равной максимальной продолжительности теневого участка, при входе в теневой участок не запускается в виду того, что параметры тени (время начала и окончания) для каждого витка рассчитывают по бортовому баллистическому программному обеспечению бортового компьютера. В результате космический аппарат теряет ориентацию на Солнце и Землю, что может привести к выходу КА из строя.

Кроме того, в прототипе при неисправном бортовом компьютере и отрицательном энергобалансе системы электропитания не предусмотрены меры по выбору рационального режима, увеличивающего ресурс ее работы, а также отсутствует оптимизация способа ориентации солнечных батарей, панели которых жестко закреплены на корпусе в современных космических аппаратах.

Целью предлагаемого способа ориентации космического аппарата является повышение надежности и живучести космического аппарата при его длительной автономной эксплуатации в космосе.

Раскрытие изобретения

Предлагаемый способ ориентации космического аппарата заключается в том, что ориентируют космический аппарат относительно направления на Солнце и Землю с использованием бортового компьютера по информации датчиков определения углового положения, ориентацию космического аппарата относительно направления на Солнце 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; при управлении космическим аппаратом с использованием исправного бортового компьютера при входе в "теневой" интервал орбиты запускают таймер, предусмотренный в блоке управления космического аппарата, с продолжительностью, равной максимальной продолжительности "теневого" интервала орбиты; после выхода из "теневого" интервала орбиты при неисправном бортовом компьютере, по сигналу таймера космический аппарат переводят в режим работы с использованием автономного контура управления, а при исправном бортовом компьютере по информации от бортового баллистического программного обеспечения отключают таймер, и управление космического аппарата осуществляют по информации исправного бортового компьютера.

Сущность изобретения заключается в том, что формируют импульсный сигнал терминатора и при входе космического аппарата в "теневой" интервал орбиты таймер запускают от импульсного сигнала терминатора или по информации от бортового баллистического программного обеспечения бортового компьютера с продолжительностью, равной максимальной продолжительности теневого участка; для солнечных батарей, панели которых жестко закреплены на корпусе космического аппарата, используют поворот корпуса космического аппарата в режиме «пассивной» закрутки для ориентации солнечных батарей на Солнце; при отрицательном энергобалансе системы электропитания, связанным с незапланированной потерей ориентации солнечных батарей космического аппарата на Солнце, используют экономичный режим работы аккумуляторных батарей системы электропитания.

Графические иллюстрации

На приведенной графической фигуре 1 приведен пример реализации заявляемого способа ориентации космического аппарата через устройство, содержащее следующие позиции:

- Бортовой компьютер (электронно-вычислительное устройство) - 1;

- БИБ (бесплатформенный инерциальный блок) - 2;

- ДП (датчики положения КА относительно Солнца, Земли, звезд) - 3;

- СЭ (система электропитания) - 4;

- СБ (солнечные батареи) - 5;

- АБ (аккумуляторная батарея) - 6;

- АРК (аппаратура регулирования и контроля) - 7;

- Дополнительный автономный контур управления - 8;

- Таймер - 9;

- Система управления ориентацией СБ (солнечных батарей) - 10;

- ИО (исполнительные органы) -11;

- Корпус КА - 12;

- Формирователь сигнала терминатора - 13;

- Элемент ИЛИ - 14;

- ОЗУ (оперативное запоминающее устройство) - 15;

- ПЗУ (постоянное запоминающее устройство) - 16;

- МП (микропроцессор) -17

- БУ КА (блок управления космического аппарата) - 18.

В бортовой компьютер 1, в БУ КА 18 и в дополнительный автономный контур управления 8 с наземного комплекса управления передают команды управления (КУ), а с бортового компьютера 1 в наземный комплекс управления по каналу телеметрии передают телеметрическую информацию (ТМ).

Описание заявляемого способа

При отделении КА от ракеты или разгонного блока осуществляют процесс успокоения, затем с помощью БИБ 2, ДП 3 и ИО 11 блока управления БУ КА 18 (см. патент, РФ, №2669481) процесс приведения (совмещение осей связанной системы координат КА с осями орбитальной системы координат) и последующую стабилизацию КА. По окончании процесса успокоения и стабилизации КА, в автоматическом режиме системой управления ориентацией СБ 10 (для солнечных батарей, панели которых не жестко закреплены на корпусе КА, см. например, КА "Кондор-Э", головной исполнитель АО "ВПК "НПО Машиностроения", г. Реутов), под действием приводных двигателей, находящихся в нем, солнечные батареи СБ 5 устанавливают в положение относительно корпуса КА 12 для получения максимально возможного в текущей точке орбиты КА значения тока, вырабатываемого СБ 5 (приближение к выполнению условия cosα=l=const, где α - угол между перпендикуляром к поверхности СБ 5 и направлением на Солнце). Солнечные батареи СБ 5, у которых их панели жестко закреплены на корпусе в ряде современных КА (см. например, КА "Канопус-В", головной исполнитель АО "Корпорация "ВНИИЭМ", г. Москва), ориентируют на Солнце путем поворотов корпуса КА 12 блоком управления космического аппарата БУ КА 18 (БИБ 2, ДП 3 и ИО 11), в том числе и закрутки корпуса КА 12 вокруг направления на Солнце (режим «пассивной» закрутки с ориентацией СБ 5 на Солнце, т.е. режим солнечной ориентации). При этом каждый раз на время проведения целевой работы (например, проведения съемки) производят разворот корпуса КА 12 из режима солнечной ориентации в орбитальную ориентацию (например, продольная ось КА, совпадающая с продольной осью оптико-электронного модуля, направлена в надир при проведении съемки подспутниковой точки) и поддержание данной ориентации (режим активной ориентации), а затем по окончании целевой работы производят разворот корпуса КА 12 снова в режим «пассивной» закрутки с ориентацией СБ 5 на Солнце (см. патент, №2621933).

Радикальной защитой от аварийной ситуации на КА, связанной с потерей ориентации на Солнце при движении КА на полетных "световых" интервалах орбиты, может быть автоматический переход с основного на резервный режим управления ориентацией КА относительно направления на Солнце, при этом использование бортового компьютера 1 временно прекращают. Такой режим работы не может обеспечить в полной мере функциональные возможности КА, но он гарантирует положительный энергобаланс, что обеспечивает живучесть КА. Переход на резервный режим управления ориентацией проводится по «жесткой» логике, т.е. без использования бортового компьютера 1, при воздействиях на КА различных факторов космического пространства, например, локальных статических разрядов, приводящих к сбою бортового компьютера 1. В резервном режиме управления ориентацией КА включают в работу дополнительный автономный контур управления 8, устанавливающий через систему управления ориентацией СБ 10 (для солнечных батарей, панели которых не жестко закреплены на корпусе КА 12) или через БИБ 2, ДП 3 и ИО 11 блока управления космического аппарата БУ КА 18 (для солнечных батарей, панели которых жестко закреплены на корпусе КА 12, режим «пассивной» закрутки с ориентацией СБ 5 на Солнце) солнечные батареи СБ 5 для получения максимальной их освещенности, а последующее возобновление ориентации КА с использованием бортового компьютера 1 осуществляют по радиокоманде (КУ) с центра наземного управления (см. патент, РФ, №2669481).

При движении КА на полетных "теневых" интервалах орбиты его электропитание осуществляется исключительно от аккумуляторных батарей АБ бив данном режиме наступает отрицательный энергобаланс. Параметры тени (время начала и окончания) для каждого витка рассчитывает бортовое баллистическое программное обеспечение бортового компьютера 1. Если при штатном функционировании КА во время прохождения "теневого" интервала орбиты произойдет сбой в работе бортового компьютера, то полностью перестанет функционировать все программное обеспечение, и не будет информации об окончании теневого участка. Следовательно, космический аппарат начнет терять ориентацию. А поскольку бортовой компьютер неисправен, то по выходу из теневого участка КА не будет сформирован признак окончания теневого участка. В результате космический аппарат не сможет восстановить ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце, что, в свою очередь, приведет к глубокому разряду АБ 6 и возможному выходу из строя КА. Поэтому в блоке управления космическим аппаратом БУ КА 18, как и в прототипе, предусмотрен таймер 9, с продолжительностью, равной максимальной продолжительности прохождения КА "теневого" интервала орбиты (продолжительность прохождения КА орбиты изменяется с изменением ее наклона, а также сезонных условий эксплуатации), который запускают по информации от бортового баллистического программного обеспечения при управлении КА с использованием исправного бортового компьютера при входе в "теневой" интервал орбиты. Однако, в случае неисправности бортового компьютера в районе терминатора (граница "свет-тень"), при входе в "теневой" интервал орбиты таймер 9 не будет запущен и по выходу КА из "теневого" интервала орбиты не будет сформирован признак окончания "теневого" интервала. Следует отметить, что район терминатора характеризуется неблагоприятными воздействиями на КА, т.к. на поверхности КА может возникать значительный градиент потенциала из-за не выравнивания потенциалов освещенных и неосвещенных поверхностей КА. Происходит так называемая дифференциальная зарядка поверхности, которая может возникать также за счет различия вторично-эмиссионных характеристик материалов, находящихся на поверхности, различия условий попадания плазмы на отдельные участки поверхности и наличия конструктивных неоднородностей (см. Дорофеев Р.Ю. "Повышение энергоэффективности системы электропитания космического аппарата за счет использования энергии электростатического заряда поверхности космического аппарата в орбитальных условиях эксплуатации". «Российские космические системы», ул. Авиамоторная, 53, Москва, 111250, Россия e-mail: myhavkedah@mail.ru. Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск №68.).

Для устранения данного существенного недостатка прототипа в предлагаемом способе формируют импульсы формирователем сигнала терминатора 13 в непрерывном режиме с периодом следования, равным длительности витка орбиты, которые в случае неисправности бортового компьютера в районе терминатора обеспечивают запуск таймера 9.

В качестве формирователя сигнала терминатора 13 можно использовать, например, оперативное запоминающее устройство ОЗУ 15 статического типа емкостью 256 байт на базе БИС типа М1821РУ55, постоянное запоминающее устройство ПЗУ 16 построенное на одной микросхеме типа М1623РТ1А с однократным электрическим программированием и микропроцессор МП 17 типа М1821ВМ85А, осуществляющий все функции по организации работы, синхронизации и выполнению необходимых вычислительных операций. При обращении МП 17 к ОЗУ 15 происходит запись информации в ячейки памяти ОЗУ 15 или передача информации из ячеек памяти ОЗУ 15, при отсутствии обращения - ячейки ОЗУ 15 находятся в режиме хранения информации. В ПЗУ 16 прошивают программное обеспечение, включающее в себя набор рабочих и контрольных программ, а также таблицы временных констант (временные уставки). В соответствии с программным обеспечением, заложенным в ПЗУ 16, микропроцессор МП 17 организует работу по нескольким жестким циклам, при этом обращение к ПЗУ 16 происходит только по сигналу МП 17 и на шину выводится содержимое выбранной ячейки памяти ПЗУ 16.

При прохождении орбиты космическим аппаратом в районе терминатора по информации от бортового баллистического программного обеспечения с использованием бортового компьютера 1 (по КУ с наземного комплекса управления при неисправном бортовом компьютере 1), поступающей в формирователь сигнала терминатора 13, на его выходе (порт ОЗУ 15) формируют последовательность непрерывных импульсных сигналов с периодом следования, соответствующим длительности данного витка орбиты (формируют по временной уставке в ПЗУ 16). Таймер 14 запускают сигналом с выхода элемента ИЛИ 14, формируемым по информации от бортового баллистического программного обеспечения при управлении КА с использованием исправного бортового компьютера 1 или от формирователя сигнала терминатора 13, поступающими на входы элемента ИЛИ 14. Поэтому в течение всего срока эксплуатации КА таймер 9 будет надежно запускаться, в том числе и при неисправном бортовом компьютере 1 (отсутствии бортового баллистического программного обеспечения) в районе терминатора. В качестве элемента ИЛИ 14 можно использовать микросхему 564ЛЕ5. В зависимости от наклона орбиты и сезонных условий эксплуатации КА период следования импульсных сигналов терминатора корректируют по информации от бортового баллистического программного обеспечения с использованием бортового компьютера 1, поступающей в формирователь сигнала терминатора 13.

Для повышения надежности и живучести системы электропитания СЭ 4 КА из-за возникающих ситуаций, связанных с незапланированной потерей ориентации СБ 5 на Солнце, в аппаратуре регулирования и контроля АРК 7 используют экономичный режим работы аккумуляторных батарей (см. патент, РФ, №2706762).

Таким образом, заявленное изобретение

позволяет надежно обеспечить эффективную ориентацию панелей солнечных батарей относительно направления на Солнце в течение всего срока активного существования космического аппарата;

при отрицательном энергобалансе системы электропитания обусловленным незапланированной потерей ориентации солнечных батарей космического аппарата на Солнце, позволяет использовать экономичный режим работы аккумуляторных батарей системы электропитания и тем самым обеспечить высокую надежность и живучесть космического аппарата.

Кроме того, установка солнечных батарей с панелями, закрепленными как не жестко, так и жестко на корпусе космического аппарата, расширяет функциональные возможности при нарушении ориентации космического аппарата относительно направления на Солнце при сохранении высокой надежности и живучести космического аппарата.