×
15.06.2019
219.017.838f

СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ТРЕХОСНОЙ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к определению ориентации космических аппаратов (КА), преимущественно на низких орбитах с существенным наклонением, оснащенных магнитометром (ММ). ММ определяет вектор напряженности (индукции) магнитного поля Земли (МПЗ) в два разных момента времени. За время между ними вычисляют матрицу поворота связанной с КА системы координат, интегрируя уравнения Пуассона для измеренных угловых скоростей КА. По этой матрице пересчитывают сделанные ММ измерения из одного момента времени в другой. По паре векторов напряженности МПЗ в связанной с КА системе координат и паре векторов напряженности МПЗ в инерциальной системе координат определяют матрицу перехода из орбитальной системы координат в связанную систему координат, а затем - трехосную ориентацию КА. Техническим результатом является возможность определения трехосной ориентации КА только с помощью измерителя угловой скорости КА и ММ, что может быть использовано в резервном алгоритме (на случай отказа оптических датчиков). 1 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к космической технике, в частности, к способам определения ориентации космических аппаратов (КА).

Способ позволяет вычислять ориентацию КА, оснащенного магнитометром (ММ) и измерителем угловой скорости (ИУС).

Известны различные способы определения ориентации КА с использованием магнитометра. Наиболее часто для определения трехосной ориентации используются способы, основанные на измерении вектора напряженности магнитного поля Земли (МПЗ) и вектора направления на Солнце, как, например, способ, изложенный в книге «Контроль ориентации метеорологических спутников» (Барышев В. А., Крылов Г.Н., Л.: Гидрометеоиздат, 1968). Данный способ включает измерение напряженности МПЗ, измерение параметров орбиты и измерение направления на Солнце. Этот способ позволяет надежно определять трехосную ориентацию КА на участках полета по освещенной Солнцем орбите. Однако при полете КА в тени Земли, где отсутствуют измерения солнечного датчика, данный способ не может быть применен.

Способ, описанный в патенте Российской Федерации RU №2408508, включает измерение напряженности МПЗ и параметров орбиты КА, стабилизацию КА в инерциальном пространстве, фиксацию направления вектора напряженности МПЗ на момент стабилизации, измерение угла между фиксированным и текущим направлениями вектора напряженности МПЗ. Далее фиксируется и запоминается момент достижения измеряемым углом максимального значения и модуль напряженности МПЗ на этот момент. На текущее положение КА на орбите производится расчет модуля напряженности магнитного поля Земли. Выполняется сравнение данного значения модуля напряженности МПЗ с измеренным, и определяется значение магнитной помехи от КА. Ориентация КА определяется по значениям вектора напряженности МПЗ в момент стабилизации КА в инерциальном пространстве и в момент, когда измеряемый острый угол достигает максимального значения, с учетом определенного значения магнитной помехи. Данный способ выбран в качестве прототипа заявленному изобретению.

Техническим результатом данного способа является определение трехосной ориентации КА, предварительно стабилизированного в инерциальном пространстве, по показаниям магнитометра.

Указанный способ имеет следующий недостаток: перед началом измерений требуется производить стабилизацию аппарата в инерциальном пространстве, что не совместимо с ориентацией КА в орбитальной системе координат.

Задачей настоящего изобретения является исключение необходимости стабилизации КА в инерциальном пространстве, приводящее к периодической потере Земли, что недопустимо для спутников слежения и связи, требующих поддержание трехосной ориентации КА в орбитальной системе координат с сохранением постоянной требуемой точности ориентации аппарата на Землю и Солнце для выполнения его целевых функций.

Общими с прототипом признаками заявленного изобретения являются: Способ определения трехосной ориентации космического аппарата, включающий измерение вектора напряженности МПЗ, измерение параметров орбиты КА, запоминание вектора напряженности МПЗ в выбранный момент времени, запоминание углов между запомненным и текущим направлением вектора напряженности МПЗ, фиксацию момента достижения острым измеряемым углом максимального значения, фиксацию вектора напряженности МПЗ на момент достижения острым измеряемым углом максимального значения, определение ориентации КА по значениям вектора напряженности МПЗ на выбранный момент времени и на момент фиксации достижения острым измеряемым углом максимального значения.

Поставленная задача решается тем, что между выбранным моментом времени и моментом фиксации достижения острым измеряемым углом максимального значения измеряют угловые скорости КА, интегрируют систему уравнений Пуассона, по которой определяют матрицу поворота связанной с КА системы координат относительно инерциальной системы координат от выбранного момента времени к текущему моменту времени, вычисляют в момент фиксации достижения острым измеряемым углом максимального значения вектор напряженности МПЗ как произведение полученной матрицы поворота и измеренного в выбранный момент времени вектора напряженности МПЗ, вычисленный вектор напряженности МПЗ используют при определении ориентации КА в момент фиксации достижения острым измеренным углом максимального значения.

Техническим результатом заявленного способа является то, что он позволяет осуществлять определение трехосной ориентации КА по показаниям магнитометра, с использованием информации об угловых скоростях КА.

Суть предлагаемого способа состоит в определении углового положения КА по показаниям ММ и информации ИУС с использованием информации о положении вектора магнитной индукции в инерциальной системе координат (ИСК) и матрицы перехода из ИСК в орбитальную систему координат (ОСК), полученных по информации о параметрах орбиты.

Для определения углового положения КА необходимо не менее двух ориентиров. Магнитометр же дает лишь один ориентир в текущий момент времени, что недостаточно для определения ориентации. Угловое расстояние между ориентирами влияет на точность определения углового положения КА. Если модуль косинуса угла между ориентирами стремится к единице, то определение углов ориентации КА становится невозможным.

Техническая сущность заявленного способа поясняется фиг. 1.

На фиг. 1 штрихпунктирными линиями показаны линии магнитной индукции МПЗ, а также направления векторов магнитной индукции МПЗ В1 и В2 в разных точках орбиты А и Б.

Сущность изобретения заключается в том, что в разных точках орбиты векторы магнитной индукции не коллинеарны (на фиг. 1 угол между векторами В1 и В2, в точках А и Б соответственно, не стремится к нулю). Проблема состоит в том, что КА в точках А и Б находится в разные моменты времени. Она компенсируется интегрированием угловых скоростей КА по уравнениям Пуассона на интервале времени прохождения КА от точки А до точки Б, что позволяет получить в точке Б пару ориентиров в пространстве, для которых модуль косинуса углового расстояния между ними не стремится к единице. Критерием выбора точки Б являются соображения минимизации ошибки определения углового положения КА, величину которой определяет угол между векторами магнитной индукции.

Предложен следующий алгоритм определения углового положения КА (матрицы перехода от ОСК к связанной с КА системе координат).

В момент времени t1 соответствующий положению КА в точке А, производится запоминание в ОЗУ бортового вычислительного комплекса КА

(БЦВК) вектора магнитной индукции в связанной с КА системе координат (далее ССК) по показаниям ММ, а также вектора магнитной индукции в ИСК, получаемого из информации о параметрах орбиты.

Поскольку КА не стабилизирован в инерциальном пространстве, при определении ориентации КА необходимо учесть угловое движение КА в ИСК. Для этого в интервале времени от t1 до t2, соответствующего положению КА в точке Б, производится интегрирование уравнений Пуассона, определяющих эволюцию положения КА из момента времени t1 в момент времени t2 по следующим формулам:

где:

ωх, ωу, ωz- проекции абсолютной угловой скорости КА (по информации от ИУС);

dij - элементы матрицы Т12 (матрицы перехода из ССК в момент времени t1 в ССК в момент времени t2);

dij - производные элементов матрицы Т12.

Начальное значение матрицы Т12 на момент времени t1 принимается равным единичной матрице.

Точка Б на орбите КА выбирается исходя из соображений минимизации ошибки, то есть при достижении углом между измеренными векторами напряженности МПЗ в момент времени t1 и в текущий момент времени максимального значения. Момент достижения острым углом максимального значения t2 фиксируется.

В момент времени t2 (КА находится в точке Б, фиг. 1) производится вычисление матрицы перехода от ОСК к ССК (матрица ТOC) следующим образом (что однозначно определит ориентацию КА в ОСК):

где ТИО - матрица перехода от инерциальной системы координат в орбитальную, получаемая от ПО БЗ;

- матрица перехода от ИСК к ССК, вычисляемая по двум вспомогательным матрицам;

T1 - матрица перехода от промежуточной системы координат OX1Y1Z1 к ИСК;

Т2 - матрица перехода от промежуточной системы координат OX1Y1Z1 к ССК.

Для вычисления матрицы перехода T1 от промежуточной системы координат OX1Y1Z1 к ИСК рассмотрим два вектора напряженности МПЗ в ИСК, в момент времени t1 и t2 соответственно:

Введем промежуточную СК OX1Y1Z1, которая определяется следующим образом:

- ось OX1 направлена параллельно вектору

- ось OY1 лежит в плоскости, которая задается двумя векторами:

и и направлена в сторону вектора

- ось OZ1 дополняет СК до правой.

Обозначим угол между векторами и как γ.

Определим косинус и синус угла у:

Введем матрицу перехода от промежуточной СК OX1Y1Z1 к ИСК:

Нетрудно видеть, что:

b1,1=n1,1; b2,1=n1,2; b3,1=n1,3

В промежуточной системе координат вектор запишется следующим образом:

для перевода его из промежуточной СК в ИСК умножаем его на матрицу Т1.

Получим:

Из предыдущего уравнения выражаем второй столбец матрицы T1:

Так как матрица T1 ортогональная, то:

Матрица перехода от промежуточной СК OX1Y1Z1 к ССК (матрица Т2) вычисляется аналогично вычислению матрицы Т1, по векторам и

где: - вектор магнитной индукции в ССК из момента времени t1 пересчитанный в момент времени t2 при помощи матрицы T12:

- вектор магнитной индукции в ССК на момент времени t2 по показаниям ММ.

Эффективность предложенного способа определения трехосной ориентации КА подтверждена имитационным моделированием системы ориентации и стабилизации, имеющей в составе магнитометр и измеритель угловой скорости.

Таким образом, предложенный способ позволяет определять трехосную ориентацию низкоорбитального КА по показаниям ММ при произвольных значениях угловой скорости КА.

Способ определения трехосной ориентации космического аппарата, включающий измерение вектора напряженности магнитного поля Земли (МПЗ), измерение параметров орбиты космического аппарата (КА), запоминание вектора напряженности МПЗ в выбранный момент времени, запоминание углов между запомненным и текущим направлением вектора напряженности МПЗ, фиксацию момента достижения острым измеряемым углом максимального значения, фиксацию вектора напряженности МПЗ на момент достижения острым измеряемым углом максимального значения, определение ориентации КА по значениям вектора напряженности МПЗ на выбранный момент времени и на момент фиксации достижения острым измеряемым углом максимального значения, отличающийся тем, что между выбранным моментом времени и моментом фиксации достижения острым измеряемым углом максимального значения измеряют угловые скорости КА, интегрируют систему уравнений Пуассона, по которой определяют матрицу поворота связанной с КА системы координат относительно инерциальной системы координат от выбранного момента времени к текущему моменту времени, вычисляют в момент фиксации достижения острым измеряемым углом максимального значения вектор напряженности МПЗ как произведение полученной матрицы поворота и измеренного в выбранный момент времени вектора напряженности МПЗ, вычисленный вектор напряженности МПЗ используют при определении ориентации КА в момент фиксации достижения острым измеренным углом максимального значения.
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ТРЕХОСНОЙ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 41-50 из 193.
10.02.2016
№216.014.c2bb

Способ электропитания космического аппарата

Заявленное изобретение относится к способам питания космического аппарата. Для электропитания космического аппарата обеспечивают совместную работу солнечной батареи и литий-ионной аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку, заряжают аккумуляторную батарею от солнечной батареи, измеряют и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002574475
Дата охранного документа: 10.02.2016
10.02.2016
№216.014.c419

Система терморегулирования космического аппарата

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА) с тепловой нагрузкой от 13 до 18 кВт. СТР состоит из замкнутых жидкостных контуров и тепловых труб (ТТ), а также раскрываемых панелей радиатора (РПР). Каждый контур содержит сообщенные подконтуры модулей...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002574499
Дата охранного документа: 10.02.2016
10.02.2016
№216.014.c538

Способ компоновки полезной нагрузки и устройство для его реализации

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при компоновке полезной нагрузки (ПН) в космических аппаратах (КА). Устройство компоновки ПН содержит КА и выполнено в виде разделяемой силовой трубы изогридной сетчатой структуры с функцией силовой конструкции корпуса КА, и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002574103
Дата охранного документа: 10.02.2016
20.03.2016
№216.014.ca66

Система терморегулирования космического аппарата

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. В жидкостном контуре СТР установлен двухступенчатый электронасосный агрегат (ЭНА) с последовательно расположенными рабочими колесами, вращающимися с частотой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002577925
Дата охранного документа: 20.03.2016
10.03.2016
№216.014.ca77

Система разделения

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для разделения силовых конструкций космических аппаратов. Система разделения (СР) содержит силовые узлы в виде двух силовых элементов, охватывающих шпангоуты разделяемых конструкций с обеспечением направления вектора нагрузки через...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002577157
Дата охранного документа: 10.03.2016
20.03.2016
№216.014.cafe

Система терморегулирования космического аппарата

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов, например телекоммуникационных спутников. СТР содержит жидкостный контур теплоносителя с электронасосным агрегатом (ЭНА) и компенсатором объема (КО). Жидкостная полость КО соединена с контуром вблизи входа в ЭНА, а...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002577926
Дата охранного документа: 20.03.2016
20.03.2016
№216.014.cc15

Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата

Изобретение относится к электротехнике, а именно к системам электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА). Технический результат - повышение надежности процесса восстановления работоспособности СЭС после возникновения аварийных ситуаций. Предлагается способ управления автономной системой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002577632
Дата охранного документа: 20.03.2016
20.02.2016
№216.014.cf5d

Панель солнечной батареи

Изобретение относится к устройствам энергопитания космического аппарата, предназначенным для преобразования солнечной энергии в электрическую с максимальной эффективностью и удельной мощностью. Панель солнечной батареи содержит верхнюю и нижнюю обшивки и элементы, соединяющие их на требуемом...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002575182
Дата охранного документа: 20.02.2016
27.05.2016
№216.015.4411

Способ коррекции собственной температурной зависимости кремниевых фотоэлектрических преобразователей

Изобретение относится к способам коррекции собственной температурной зависимости кремниевых фотопреобразователей (ФЭП) и может быть использовано при тепловакуумных испытаниях (ТВИ) космического аппарата (КА) или его составных частей с использованием имитатора солнечного излучения. В...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002585613
Дата охранного документа: 27.05.2016
10.06.2016
№216.015.465e

Опорное устройство

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в качестве опорного устройства для космического аппарата при проведении его наземных испытаний. Опорное устройство содержит нижнее основание с регулируемыми по высоте винтовыми опорными узлами, устанавливаемое на него верхнее...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002586014
Дата охранного документа: 10.06.2016
Показаны записи 1-4 из 4.
16.06.2018
№218.016.6230

Способ определения угловой скорости собственного вращения космического аппарата вокруг центра масс

Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА) по солнечному датчику. Способ заключается в измерении углового положения Солнца (двух углов) в собственных осях КА на последовательных интервалах времени. Оценки угловой скорости вычисляются на основе измеренных углов по...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002657809
Дата охранного документа: 15.06.2018
03.11.2018
№218.016.99f7

Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию первой оси КА на центр Земли путем разворотов относительно второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю, а также ориентацию панелей СБ на Солнце...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002671598
Дата охранного документа: 02.11.2018
03.11.2018
№218.016.9a36

Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию первой оси КА на центр Земли путем его разворотов вокруг второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю. Ориентацию второй оси КА относительно...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002671597
Дата охранного документа: 02.11.2018
22.11.2019
№219.017.e546

Способ ориентации 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...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002706743
Дата охранного документа: 20.11.2019
+ добавить свой РИД