Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПРИ ПРОВЕДЕНИИ ЭКСПЕРИМЕНТОВ С НАУЧНОЙ АППАРАТУРОЙ ПО ИЗУЧЕНИЮ КОНВЕКЦИИ

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

Известен способ управления ориентацией КА, включающий выставку осей аппарата и поддержание углового положения с помощью двигателей ориентации [1] Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. «Управление космическими летательными аппаратами», М.: Машиностроение, 1974.

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 закрутку КА вокруг оси КА, соответствующей минимальному или максимальному моменту инерции [2] Беляев М.Ю. «Научные эксперименты на космических кораблях и орбитальных станциях», М.: Машиностроение, 1984.

Данный способ используется для КА, имеющих вытянутую форму, т.е. когда момент инерции относительно продольной оси значительно (в 7 и более раз) меньше максимального момента инерции относительно поперечной оси.

В этом случае обеспечивается ориентация оси КА, вокруг которой осуществляется закрутка и не требуется для ее поддержания расхода рабочего тела и, следовательно, при этом не загрязняются оптические поверхности КА и не возникают ускорения из-за работы двигателей управления ориентацией.

Однако при проведении экспериментов с научной аппаратурой (НА) по изучению конвекции данный способ управления ориентацией не всегда может быть использован. Это связано с тем, что при изучении конвекции возникает задача по исследованию влияния микроперегрузок на процесс конвекции. Выполняемая же закрутка КА не обеспечивает изменения уровня микроперегрузок на КА.

Техническим результатом предлагаемого способа является обеспечение возможности изучения влияния уровня микроускорений на процесс конвекции при управлении ориентацией КА в процессе выполнения экспериментов.

Технический результат достигается тем, что в способе управления ориентацией космического аппарата при проведении экспериментов с научной аппаратурой по изучению конвекции, включающем закрутку космического аппарата, в отличие от известного измеряют расстояние от научной аппаратуры до оси закрутки, в процессе закрутки космического аппарата измеряют и фиксируют температуру в научной аппаратуре по изучению конвекции и угловую скорость космического аппарата, и изменяют скорость закрутки космического аппарата с учетом изменения измеряемых параметров.

Запишем уравнения вращательного движения КА.

КА считается твердым телом. Для записи уравнений движения корабля относительно центра масс и соотношений, используемых при обработке данных измерений, вводятся три правые декартовы системы координат. Строительная система Oy₁y₂y₃ жестко связана с корпусом КА. Точка О - центр масс КА (корабль «Прогресс»), ось Oy₁ параллельна его продольной оси и направлена от стыковочного узла к агрегатному отсеку, ось Oy₂ перпендикулярна плоскости солнечных батарей (СБ). В этой системе интерпретируются данные измерений угловой скорости. Светочувствительная сторона СБ обращена к полупространству y₂>0. Система Ox₁x₂x₃ образована главными центральными осями инерции КА. Оси Ox_i составляют малые углы с осями Oy_i (i=1, 2, 3). Система CY₁Y₂Y₃ близка второй геоэкваториальной системе координат эпохи даты. Ее начало находится в центре масс Земли, плоскость CY₁Y₂ совпадает с плоскостью экватора, ось CY₃ направлена в северный полюс мира, ось CY₁ направлена приблизительно в точку весеннего равноденствия - повернута от плоскости гринвичского меридиана на среднее звездное время против вращения Земли. В системе CY₁Y₂Y₃ задаются двухстрочные элементы NORAD, которые использованы для задания орбитального движения КА. Эту систему CY₁Y₂Y₃ считаем инерциальной.

Положение системы Ox₁x₂x₃ относительно системы Oy₁y₂y₃ будем задавать углами γ, α и β, которые введем посредством следующего условия. Система Oy₁y₂y₃ может быть переведена в систему Ox₁x₂x₃ тремя последовательными поворотами: 1) на угол α вокруг оси Oy₂, 2) на угол β вокруг новой оси Oy₃, 3) на угол γ вокруг новой оси Oy₁, совпадающей с осью Ox₁. Матрицу перехода от системы Ox₁x₂x₃ к системе Oy₁y₂y₃ обозначим , где a _ij - косинус угла между осями Oy_i и Ox_j. Элементы этой матрицы выражаются через введенные углы с помощью формул

Матрицу перехода от системы Ox₁x₂x₃ к системе CY₁Y₂Y₃ обозначим . Здесь b_ij - косинус угла между осями CY_i и Ox_j. Элементы этой матрицы параметризуем углами γ_b, δ_b и β_b. Соответствующие формулы для b_ij получаются из приведенных формул для a _ij подстановкой γ=γ_b, α=δ_b+π/2 и β=β_b.

Уравнения движения КА относительно центра масс образованы динамическими уравнениями Эйлера для компонент ω_i угловой скорости КА в системе Ox₁x₂x₃ и кинематическими уравнениями Пуассона для первой и второй строк матрицы . В уравнениях Эйлера учитываются действующие на КА гравитационный и восстанавливающий аэродинамический моменты. Эта подсистема имеет вид

Здесь x_i и ν_i - компоненты в системе Ox₁x₂x₃ геоцентрического радиус-вектора точки O и скорости этой точки относительно поверхности Земли, p_i - параметры аэродинамического момента, J_i - моменты инерции спутника относительно осей Ox_i, µ_e - гравитационный параметр Земли, ρ_a - плотность атмосферы в точке O (рассчитывается согласно модели ГОСТ Р 25645.166-2004), E - масштабирующий множитель.

При численном интегрировании уравнений (1) единицами измерения времени и длины служат 1000 с и 1000 км, единицы измерения других величин: [ν_i]=км/с, [ω_i]=10^-3 с^-1, [p_i]=см/кг, [p_a]=кг/м³, E=10¹⁰. Третья строка матрицы вычисляется как векторное произведение ее первой и второй строк. Значения величии b_1i, b_2i в начальной точке интегрирования параметризуются углами γ_b, δ_b и β_b. Величины x_i, ν_i задаются формулами

, ,

где

координаты , , , Y_k и скорости центра масс КА в системе CY₁Y₂Y₃ вычисляются в функции времени с помощью модели SGP4 по подходящему набору двухстрочных элементов, ω_e - угловая скорость вращения Земли.

Параметры µ, µ′ в уравнениях (1), а также углы γ, α, β можно считать заданными: их проектные значения µ=0.14, µ′=0.87, γ=α=β=0. Однако ниже эти величины и параметры p_i определяются из обработки данных измерений наряду с неизвестными начальными условиями движения КА, т.е. служат параметрами согласования.

Полученные уравнения (1) позволяют оценить вращательные движения КА при различных начальных условиях и иллюстрируют сформулированные понятия и положения.

В настоящее время технически проработана реализуемость предложенного способа на грузовом корабле «Прогресс» при проведении экспериментов с гравитационно-чувствительной аппаратурой. Для закрутки КА вокруг оси, соответствующей максимальному или минимальному моменту инерции, могут использоваться штатные средства системы управления корабля «Прогресс» - штатные датчики угловой скорости (ДУС), система управления ориентацией корабля «Прогресс», двигатели ориентации. Научная аппаратура для изучения конвекции «Дакон-П» в настоящее время создается. Для измерения и фиксации температуры в НА «Дакон-П» будут использоваться датчики температуры, телеметрическая система и БЦВМ ТГК «Прогресс». Для изменения скорости закрутки космического аппарата на орбите могут использоваться штатные средства системы управления ориентацией корабля «Прогресс». Для измерения угловой скорости КА могут использоваться штатные бортовые датчики и вычислительные устройства.

Предлагаемый способ позволяет использовать космические аппараты при выполнении экспериментов с научной аппаратурой по изучению конвекции и обеспечивать возможность исследования влияния микроперегрузок на процесс протекания конвекции.

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.