22.01.2020
220.017.f8d0

СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) в процессе коррекции его орбиты. Способ включает развороты КА относительно его осей, ориентацию панелей солнечных батарей (СБ) нормалью их поверхности на Солнце путем их разворота вокруг оси, параллельной третьей оси КА. Вектор тяги двигателя коррекции (ДК) устанавливают по первой оси КА, ориентируемой по вектору линейной скорости КА путём разворотов КА вокруг его второй и третьей осей. Для ориентации на Солнце панели СБ сперва разворачивают относительно первой оси КА до совмещения второй оси с плоскостью, проходящей через вектор линейной скорости КА и направление на Солнце. Затем разворачивают панели вокруг оси, параллельной третьей оси КА. Техническим результатом является уменьшение возмущающих моментов от воздействия струи ДК на элементы КА при поддержании в процессе коррекции ориентации СБ на Солнце. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано на космических аппаратах (КА) для управления в режиме проведения коррекции (РПК).

Известен способ ориентации космического аппарата на высокоэллиптической орбите, при работе по целевому назначению включающий ориентацию первой оси космического аппарата на Землю путем разворотов относительно второй и третьей осей КА, ориентацию панелей солнечных батарей (СБ) на Солнце разворотом космического аппарата вокруг первой оси до совмещения второй оси КА с плоскостью Солнце - космический аппарат (объект) - Земля (СОЗ) и разворот панелей СБ вокруг оси, параллельной третьей оси КА, до совмещения нормали к поверхности солнечных батарей с направлением на Солнце, установку вектора тяги двигателя коррекции по второй оси КА. При проведении коррекции орбиты, ориентация вектора тяги двигателя коррекции осуществляется по вектору линейной скорости КА разворотом относительно первой и третьей осей КА, при этом ориентация панелей СБ на Солнце не проводится, [Космические вехи: сборник научных трудов, посвященный 50-летию создания АО «ИСС» имени академика М.Ф. Решетнёва. - Красноярск: ИП Суховольская Ю.П., 2009. с. 132].

Представленный способ ориентации КА предполагает установку вектора тяги двигателя коррекции по второй оси КА. При проведении коррекции орбиты осуществляется совмещение второй оси КА по направлению линейной скорости КА в плоскости орбиты и удержание второй оси КА в плоскости орбиты при сохранении ориентации первой оси на Землю. Ориентация КА в режиме РПК осуществляется по информации с прибора ориентации на Землю (ПОЗ) и информации с блока измерения скорости (БИС) или только с БИС.

Описанный способ принят за прототип изобретения.

Недостатки прототипа:

1. При ориентации второй оси по вектору линейной скорости, путем разворота КА вокруг первой и третьей осей КА до совмещения второй оси с вектором линейной скорости, происходит отклонение панелей СБ от направления на Солнце, угол отклонения зависит от знака проведения коррекции орбиты. Угол разворота КА вокруг первой оси может быть от 0 до 180 градусов.

2. При установке вектора тяги двигателя коррекции по второй оси КА обычно происходит взаимодействие струи двигателя коррекции с элементами конструкции КА, таких как панели солнечных батарей и антенн. При больших габаритах антенн и панелей СБ возмущающие моменты от взаимодействия струи двигателя коррекции с конструкциями могут оказаться больше, чем моменты, создаваемые реактивными двигателями, предназначенными для парирования возмущающих моментов.

Выход из сложившейся ситуации может быть следующим.

Обычно, более свободной зоной от элементов конструкции является зона со стороны первой оси КА, которая не ориентирована на Землю. При установке вектора тяги двигателя коррекции по первой оси, противоположной от направления на Землю, возмущающие моменты от струи двигателя коррекции малы. Установка вектора тяги двигателя коррекции по первой оси и ориентация первой оси КА, в режиме проведения коррекции, по вектору линейной скорости КА предоставляет возможность ориентировать панели СБ на Солнце разворотом КА вокруг первой оси до совмещения второй оси КА с плоскостью, проходящей через вектор линейной скорости и направлением на Солнце и разворотом СБ вокруг оси, параллельной третьей оси до совмещения нормали к поверхности СБ с направлением на Солнце.

В основу настоящего изобретения положена задача создания способа ориентации КА, при котором осуществляется:

1. Уменьшение возмущающих моментов от взаимодействия струи двигателя коррекции с элементами конструкции;

2. Обеспечение ориентации панелей солнечных батарей на Солнце на всем временном интервале проведения РПК.

Поставленная задача решается следующим образом.

Способ ориентации КА на высокоэллиптической орбите, включающий развороты КА относительно его осей, ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце путем их разворота вокруг оси, параллельной третьей оси КА, до совмещения нормали к поверхности солнечных батарей с направлением на Солнце, установку вектора тяги двигателя коррекции при проведении коррекции орбиты по вектору линейной скорости КА, отличающийся тем, что вектор тяги двигателя коррекции устанавливают по первой оси КА, ориентируемой по вектору линейной скорости КА разворотами КА вокруг его второй и третьей осей, а панели солнечных батарей ориентируют на Солнце разворотом КА относительно его первой оси до совмещения второй оси с плоскостью, проходящей через вектор линейной скорости КА и направлением на Солнце, и последующим разворотом панелей вокруг оси, параллельной третьей оси КА.

Сущность изобретения.

Рассматриваемый способ ориентации КА при проведении коррекции орбиты включает ориентацию первой оси космического аппарата по вектору линейной скорости, путем разворотов относительно второй и третьей осей КА, ориентацию панелей СБ на Солнце путем разворота КА вокруг первой оси до совмещения с плоскостью, проходящей через вектор линейной скорости космического аппарата и направление на Солнце и разворота панелей СБ относительно оси, параллельной третьей оси КА, до совмещения нормали к поверхности СБ с направлением на Солнце.

Реализация предполагаемого способа ориентации при проведении коррекции орбиты КА может проводиться на любых участках высокоэллиптической орбиты. Наиболее эффективным является способ проведения коррекции орбиты в районе перигея, так как на данном участке орбиты тяга создаваемая двигателем коррекции является наиболее эффективной в части изменения периода обращения КА, а работа КА по целевому назначению на перигейном участке не проводится. Поэтому ориентация первой оси КА по линейной скорости КА при проведении коррекции не накладывает никаких ограничений на работу КА по целевому назначению.

Для подтверждения работоспособности предлагаемого способа ориентации при проведении коррекции проводилось моделирование процессов при проведении коррекции орбиты.

Система уравнений, описывающих движение КА при моделировании, имеет вид:

Кинематические соотношения:

Орбитальные уравнения и переменные имеют вид:

где: ОХ - первая ось КА, OY - вторая ось КА, OZ - третья ось КА;

О - центр масс космического аппарата;

HX, HY, HZ - проекции суммарного вектора кинетического момента управляющих двигателей маховиков (УДМ) на оси связанной системы координат;

JX, JY, JZ - моменты инерции КА;

JXY, JXZ, JYZ - центробежные моменты инерции КА;

К - коэффициент момента сопротивления, зависящего от величины кинетического момента УДМ по осям OX, OY, OZ, соответственно;

, , - проекции вектора момента внешних сил на оси связанной системы координат;

МЭМ.Х, МЭМ.Y, МЭМ.Z - управляющий электромагнитный момент на УДМ по осям OX, OY, OZ, соответственно;

МСТ.Х, МСТ.Y, МСТ.Z - момент сухого трения на валу УДМ по осям OX, OY, OZ;

ψ, ϕ, θ - углы ориентации по каналам рыскания, крена и тангажа соответственно;

- скорости по каналам рыскания, крена и тангажа соответственно;

ωX, ωY, ωZ - проекции вектора угловой скорости КА на оси связанной системы координат;

- проекции вектора углового ускорения КА на оси связанной системы координат;

cij - направляющие косинусы матрицы перехода от связанной системы координат к инерциальной;

- производные направляющих косинусов матрицы перехода от связанной системы координат к инерциальной;

- производная кинетического момента панелей СБ, обусловленная их вращением;

JСБ - момент инерции панелей СБ;

ωСБ - угловая скорость вращения панелей СБ относительно оси OZ;

- угловая орбитальная скорость;

Е - истинная аномалия;

μ - гравитационная постоянная;

p - фокальный параметр;

е - эксцентриситет орбиты;

RA, RП - радиусы орбиты в апогее и перигее, соответственно.

Моделирование проводилось при следующих параметрах орбиты:

- орбита высокоэллиптическая;

- аргумент широты перигея 270 градусов;

- наклонение орбиты 63 градуса;

- радиусы орбиты в апогее (RA) 46370 километров;

- радиусы орбиты в перигее (RП) 7020 километров.

Начальные условия при моделировании:

- угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты равен 0 градусов;

- угол между проекцией направления на Солнце на плоскость орбиты и радиус-вектором из центра Земли в точку перигея равен 90 градусов.

- истинная аномалия (Е) 223 градуса.

Параметры КА:

JX=50000 кг м2, JY=35000 кг м2, JZ=40000 кг м2, МСТ=0,002 Нм, К1x=21 Нм/рад, К=850 Нмс/рад, К=20 Нм/рад, К=800 Нмс/рад, К1z=20 Нм/рад, К2z=800 Нмс/рад, знак коррекции - отрицательный.

Был выбран 3-х часовой вариант проведения режима коррекции: 60 минут на совмещение оси ОХ КА с вектором линейной скорости, 60 мин на выдачу импульса коррекции и 60 минут на восстановление ориентации оси ОХ на Землю. РПК включается за 90 минут до прохождения точки перигея, выключение РПК происходит через 30 минут после прохождения точки перигея. Середина интервала на выдачу импульса коррекции находится в точке перигея.

На фиг. 1-6 представлен 3-х часовой вариант моделирования проведения режима коррекции.

На фиг. 1 представлены углы ориентации КА от времени, где:

Psi, Phi, Teta - углы ориентации по каналам OX, OY и OZ соответственно;

ОХ - первая ось КА, OY - вторая ось КА, OZ - третья ось КА;

О - центр масс космического аппарата;

t - время.

На фиг. 2 представлены скорости КА по каналам ориентации от времени, где:

WX, WY, WZ - скорость изменения углов по каналам OX, OY и OZ соответственно;

ОХ - первая ось КА, OY - вторая ось КА, OZ - третья ось КА;

О - центр масс космического аппарата;

t - время.

На фиг. 3 представлены управляющие моменты КА по каналам ориентации от времени, где:

Мх, My, Mz - сформированный управляющий момент по каналам OX, OY и OZ;

ОХ - первая ось КА, OY - вторая ось КА, OZ - третья ось КА;

О - центр масс космического аппарата;

t - время.

На фиг. 4 представлены изменения углов КА по каналам ориентации от времени, где:

Е - истинная аномалия;

SOZ - угол Солнце - космический аппарат - Земля;

SOX - угол между осью +ОХ и направлением на Солнце;

SOV - угол между вектором линейной скорости и направлением на Солнце;

ОХ - первая ось КА;

О - центр масс космического аппарата;

t - время.

На фиг. 5 представлена ошибка ориентации нормали панелей БС на Солнце, где:

ТЕТБС - угол между нормалью к активной поверхности панелей СБ и направлением на Солнце;

t - время.

На фиг. 6 представлено формирование признаков КА по времени, где:

П1 - признак упреждающего разворота;

ВИК - признак выдачи импульса коррекции орбиты;

РПК - признак включения режима проведения коррекции;

t - время.

На фиг. 1 в начальный момент времени t=0 с. и до t=170 с. КА находится в режиме ориентацию на Землю, управляющие углы по каналам ориентации вычисляются в солнечно-земной системе координат, угол Psi показывает отклонение плоскости XOY КА от плоскости СОЗ, Phi и Teta - углы отклонения оси ОХ КА от местной вертикали (направления на Землю).

В момент времени t=170 с. происходит включение режима проведения коррекции, выставляется признак РПК, соответственно меняется формирование управляющих углов Psi, Phi, Teta. Угол Psi теперь показывает угол между проекцией направления на Солнце на плоскость YOZ и осью OY, а углы Phi и Teta показывают отклонение оси ОХ КА от направления вектора линейной скорости КА. На момент включения РПК из фиг. 1 видно, что угол Teta составляет 130 градусов, это соответствует углу отклонения оси ОХ от вектора линейной скорости. Для приведения оси ОХ к вектору линейной скорости формируются управляющие моменты Мх, My, Mz по трем каналам ориентации КА. В момент включения РПК и приведения оси ОХ КА к вектору линейной скорости, угол SOX стремится к нулю, для удержания плоскости XOY в направлении Солнца, в момент времени t=400 с. формируется признак П1, происходит набор поисковых скоростей Wx, Wy и разворот КА вокруг оси ОХ. Формирование признака П1, а также ограничение поисковых скоростей относительно осей OY и OZ, позволяет уменьшить погрешность ориентации панелей СБ на Солнце (параметр ТЕТБС). На фиг. 5 видно, что значение ТЕТБС не превышает 40 градусов. Приведение оси ОХ по вектору линейной скорости завершается в момент t=3000 с.

После переходного процесса за 30 минут до прохождения точки перигея формируется ВИК, при моделировании формируются возмущающие моменты от двигателя коррекции t=3920 с. Парирования возмущающих моментов на цикле управления осуществляется реактивными двигателями, возмущающий момент становится равен импульсу разгрузки, в связи с этим угол ориентации практически не меняется. Выдача импульса коррекции завершается спустя 30 минут после прохождения точки перигея.

При приближении к точке перигея Е=360 градусов при выбранных параметрах моделирования, угол между вектором линейной скорости (оси минус ОХ) и направлением на Солнце стремится к нулю, для уменьшения погрешности ориентации панелей СБ на Солнце до точки перигея формируется признак П1, происходит набор поисковой скорости и разворот КА вокруг оси ОХ. Разворот КА вокруг оси ОХ обеспечивает ориентацию нормали к активной поверхности панелей СБ на Солнце (параметр ТЕТБС) в пределах 19 градусов.

Отключение режима РПК и восстановление ориентации на Землю формируется через 30 минут после прохождения перигейного участка орбиты. Углы Phi и Teta - показывают отклонение оси ОХ КА от местной вертикали (направления на Землю). Угол Psi показывает угол между проекцией направления на Солнце на плоскость YOZ и осью OY.

Таким образом, техническим результатом, обеспечиваемым приведенной совокупностью признаков, является обеспечение ориентации панелей СБ в режиме РПК на всем временном интервале, уменьшения воздействия возмущающих моментов действующих на КА в процессе взаимодействия струи двигателя коррекции с элементами конструкции.

Данный способ может использоваться для космических аппаратов, работающих на высокоэллиптических орбитах, например, на орбитах типа «Молния» и «Тундра».


СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 584.
10.02.2013
№216.012.2338

Приборная панель космического аппарата

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для космических конструкций, например, каркасов приборных панелей. Приборная панель космического аппарата содержит несущие верхнее и нижнее основания, между которыми установлен заполнитель в виде сот, и закладные элементы....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474518
Дата охранного документа: 10.02.2013
20.02.2013
№216.012.27bf

Кассетный боеприпас

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к кассетным боеприпасам. Кассетный боеприпас содержит корпус, в кормовой части которого расположен отсек с парашютной системой и срезаемым элементом. Парашютная система помещена в чехол. Парашютный отсек выполнен в виде тонкостенного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002475695
Дата охранного документа: 20.02.2013
20.03.2013
№216.012.3008

Артиллерийский осколочно-фугасный снаряд

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к осколочно-фугасным снарядам, которые применяются при стрельбе из артиллерийских орудий. Артиллерийский осколочно-фугасный снаряд содержит корпус с ведущим пояском, взрыватель и взрывчатое вещество. Корпус состоит из соединенных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002477831
Дата охранного документа: 20.03.2013
10.04.2013
№216.012.33da

Сопло летательного аппарата

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к конструкциям сопел летательных аппаратов, и может быть использовано для сопловых блоков летательных аппаратов, в которых устанавливаются заглушки, служащие для защиты внутренней полости летательного аппарата. Сопло содержит раструб,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002478817
Дата охранного документа: 10.04.2013
27.04.2013
№216.012.3af9

Кран шаровой

Изобретение относится к арматуростроению и предназначено, в частности, для использования в трубопроводной запорной арматуре пневмогидросистем ракет-носителей космического назначения, а также в любой отрасли промышленности, использующей гидравлическую технику, где необходимо периодически...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002480658
Дата охранного документа: 27.04.2013
10.05.2013
№216.012.3e54

Тренога

Изобретение относится к треногам для установки приборов. Тренога содержит основание (1) с центральным отверстием (2) и тремя кронштейнами (3) у основания с выполненными в них проушинами (4). Между проушинами (4) на конической поверхности основания (1) содержатся проточки (5), обеспечивающие...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481523
Дата охранного документа: 10.05.2013
20.06.2013
№216.012.4bf4

Солнечная батарея

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании выносных конструкций космических аппаратов, преимущественно солнечных батарей (СБ). Солнечная батарея содержит раму, верхние и нижние створки, попарно связанные между собой шарнирами, на оси которых...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485026
Дата охранного документа: 20.06.2013
20.06.2013
№216.012.4d30

Силовой блок двигательной установки ракеты-носителя

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в силовых блоках ракет-носителей (РН) для управления вектором тяги. Силовой блок РН с управляемым вектором тяги содержит хвостовой отсек для установки маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и силовое...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485342
Дата охранного документа: 20.06.2013
20.06.2013
№216.012.4e5d

Логопериодическая антенна

Изобретение относится к области антенной техники и может быть использовано в радиотехнических системах различного назначения в качестве самостоятельной сверхширокополосной антенны, либо в качестве базового элемента антенной решетки. Технической результат - повышение идентичности ширины...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485643
Дата охранного документа: 20.06.2013
10.08.2013
№216.012.5dc5

Клапан

Изобретение относится к арматуростроению, а именно к клапанам с пневматическим управлением, и предназначено для пуска и отсечки рабочего тела. Клапан содержит корпус с входным и выходным патрубками, элемент с втулкой на ребрах и седлом, установленный в корпус, подпружиненный затвор с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002489626
Дата охранного документа: 10.08.2013
Показаны записи 1-10 из 17.
20.12.2014
№216.013.11cc

Система ориентации навигационного спутника

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственного спутника Земли (ИСЗ) с панелями солнечных батарей (ПСБ). Согласно предложенному способу осуществляют необходимые развороты ИСЗ вместе с ПСБ и, отдельно, ПСБ - вокруг первой и второй осей. При этом антенну ИСЗ ориентируют на Землю, а...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002535979
Дата охранного документа: 20.12.2014
10.03.2015
№216.013.3109

Способ ориентации искусственного спутника земли

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственных спутников Земли (ИСЗ) с солнечными батареями (СБ). В составе ИСЗ (3) дополнительно предусматривают автономный контур (АК) управления ориентацией ИСЗ относительно направления на Солнце (2). При нарушении точности данной ориентации...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544021
Дата охранного документа: 10.03.2015
27.04.2015
№216.013.4596

Способ питания и управления системой коррекции космического аппарата

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для коррекции космического аппарата (КА) с помощью электрореактивных плазменных двигателей (ЭРПД). Выбирают ЭРПД для включения, определяют необходимое время работы ЭРПД, выбирают используемые и неиспользуемые электроды...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002549318
Дата охранного документа: 27.04.2015
10.12.2015
№216.013.95eb

Способ ориентации навигационного спутника

Изобретение относится к управлению ориентацией навигационных спутников с антеннами и солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию электрической оси антенны (первой оси спутника) на Землю и ориентацию панелей СБ на Солнце. Последняя достигается разворотом спутника вместе с панелями СБ...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002569999
Дата охранного документа: 10.12.2015
10.01.2016
№216.013.9f82

Способ запуска стационарного плазменного двигателя

Изобретение относится к энергетике. Способ запуска стационарного плазменного двигателя, при котором подачу напряжения разряда на катод и анод двигателя выполняют не до подачи поджигных импульсов, а после завершения нагрева катода, открытия клапанов двигателя и подачи поджигных импульсов. При...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002572471
Дата охранного документа: 10.01.2016
04.04.2018
№218.016.3663

Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат

Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА), осуществляемой в солнечно-земной системе координат. Способ включает ориентацию первой оси КА на Землю путем разворотов вокруг второй и третьей осей КА с помощью электромеханических исполнительных органов. При отсутствии...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002646392
Дата охранного документа: 02.03.2018
10.05.2018
№218.016.4058

Способ разгрузки управляющих двигателей-маховиков космического аппарата

Изобретение относится к управлению относительным движением космического аппарата (КА). Разгрузка управляющих двигателей-маховиков (ДМ) в выбранном канале ориентации осуществляется по двухконтурной схеме. Первый контур реализует необходимую ориентацию КА и накапливает импульс внешнего...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002648906
Дата охранного документа: 28.03.2018
19.10.2018
№218.016.942c

Способ изготовления статора электрической машины

Изобретение относится к технологии изготовления электрических машин и может быть использовано в электротехнической промышленности и приборостроении в космической технике. Задача изобретения - повышение качества изготовления статора, повышение выходных параметров электрической машины....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002670094
Дата охранного документа: 18.10.2018
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

Похожие РИД в системе