СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

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

Известен способ ориентации искусственного спутника Земли, реализованы спутником с трехосной стабилизацией углового положения, имеющий ось тангажа, ориентируемую строго перпендикулярно плоскости орбиты, и содержащий, по меньшей мере, одну поверхность предназначенную главным образом для того, чтобы на нее воздействовало солнечное давление, при этом управление ориентации спутника происходит с использованием бортового компьютера (патент RU №2114770).

Недостатком данного способа является то, что в нем решена проблема обеспечения живучести космического аппарата при сбое в работе бортового компьютера.

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, отличающийся тем, что дополнительно предусматривают 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 RU №2544021).

Описанный способ принят за прототип изобретения.

На большинстве типов орбит есть теневые участки, как от Земли, так и от Луны, при прохождении которых на космическом аппарате наступает отрицательный энергобаланс. Параметры тени (время начала и окончания) для каждого витка рассчитывает бортовое баллистическое программное обеспечение.

Основным недостатком прототипа, является то, что если при штатном функционировании КА во время прохождения теневого участка произойдет сбой в работе бортового компьютера («зависание»), то не будет информации об окончании теневого участка и КА не перейдет в режим работы с использованием автономного контура управления. Следовательно, космический аппарат потеряет ориентацию на Солнце и Землю. Это может привести к выходу КА из строя.

Выходом из сложившейся ситуации может быть запуск таймера в блоке управления КА перед входом в теневой участок, по срабатыванию которого КА перейдет на автономный контур управления ориентацией КА.

Для заявленного способа выявлены следующие общие существенные признаки: ориентация космического аппарата относительно направления на Солнце и Землю с использованием бортового компьютера по информации датчиков определения углового положения; ориентация космического аппарата относительно направления на Солнце с использованием дополнительного автономного контура управления, подключаемого к управлению при нарушении ориентации космического аппарата относительно направления на Солнце по информации системы электропитания, с соответствующей установкой солнечных батарей в фиксированное положение относительно корпуса космического аппарата.

Поскольку на большинстве типов орбит есть теневые участки, то в основу настоящего изобретения положена техническая проблема создания способа ориентации космического аппарата, позволяющего обеспечить ориентацию панелей солнечных батарей относительно направления на Солнце после выхода из теневого участка при сбое в работе бортового компьютера.

Поставленная техническая проблема решается следующим образом.

Заявлен способ ориентации космического аппарата, 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 по информации системы электропитания, с соответствующей установкой солнечных батарей в фиксированное положение относительно корпуса космического аппарата, отличающийся тем, что 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 аппарат осуществляют по информации исправного бортового компьютера.

Сущность изобретения.

На большинстве типов орбит есть теневые участки, как от Земли, так и от Луны, при прохождении которых на космическом аппарате наступает отрицательный энергобаланс. Параметры тени (время начала и окончания) для каждого витка рассчитывает бортовое баллистическое программное обеспечение.

Если при штатном функционировании КА во время прохождения теневого участка 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 разряду аккумуляторных батарей и выходу из строя КА.

Поэтому в блоке управления космическим аппаратом предусмотрен таймер, с продолжительностью, равной максимальной продолжительности теневого участка, который запускают при входе в теневой участок. Если бортовой компьютер исправен, то после выхода КА из теневого участка по информации от бортового баллистического программного обеспечения отключают таймер, и управление космического аппарат осуществляют по информации исправного бортового компьютера. Если во время прохождения теневого участка происходит сбой в работе бортового компьютера, то это приводит к потере космическим аппаратом ориентации. Поэтому при сбое в работе бортового компьютера, после выхода космического аппарата из теневого участка, при срабатывании таймера, космический аппарат переходит в режим работы с использованием автономного контура управления и осуществляет поиск Солнца с последующей ориентацией панелей солнечных батарей на Солнце. Данная логика позволяет своевременно обеспечить положительный энергобаланс космического аппарата.

Таким образом, заявленное изобретение позволяет обеспечить ориентацию панелей солнечных батарей относительно направления на Солнце после выхода из орбитального теневого участка при сбое в работе бортового компьютера.