Результат интеллектуальной деятельности: Способ астроориентации орбитального космического аппарата (варианты)

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для ориентирования космического аппарата (КА) относительно орбитальной (ОСК) и программной (ПСК) систем координат с использованием датчика звезд (ДЗ).

Известены способы орбитальной ориентации КА, приведенные в книге авторов В.Н. Бранец, И.П. Шмыглевский «Применение кватернионов в задачах ориентации твердого тела». Москва, Наука 1973 г., 320 с. (см. стр. 205-226), где рассматриваются только общетеоретические аспекты ориентации КА.

Известен способ, изложенный в статье «Система ориентации и стабилизации космического аппарата по информации с астродатчиков», Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск №38, в котором изложены результаты летных испытаний, но не недостаточно раскрыты существенные признаки способа.

В книге авторов О.Н. Анучин, И.Э. Комарова, Л.Ф. Перфильев «Бортовые системы навигации и ориентации искусственных спутников Земли» - СПб.: ГНЦ РФ ЦНИИ «Электроприбор», 2004 г. приводится большое количество методов ориентации твердого тела без конкретизации рабочего алгоритма астроориентации.

В книге Системы астрономической ориентации космических аппаратов/ В.И. Кочетков - Москва.: Машиностроение, 1980 рассматриваются способы астрокоррекции для систем с гиростабилизированными платформами, что малопригодно для систем ориентации современных КА.

Наиболее близким способом, который может быть принять за прототип, является способ, изложенный в патенте RU 2610766. Способ содержит общие признаки с предлагаемым техническим решение, которые заключаются в расчете по данным аппаратуры спутниковой навигации матрицы А положения ОСК относительно инерциальной системы координат (ИСК), фиксированное измерение датчиком звезд (ДЗ) положения связанной системы координат (ССК) относительно ИСК и получение от блока гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС) данных о проекциях абсолютной угловой скорости КА ω_g(p,q,r) на оси ССК.

Недостатком способа является то, что ДЗ измеряет положение КА относительно ИСК только вначале процесса ориентации, а сама ориентация выполняется относительно «замороженной» ОСК, что приводит к большим ошибкам ориентации КА относительно изменяющейся во времени ОСК по завершению процесса ориентации. Ошибки могут достигать десятков градусов, т.к. ошибка на одном цикле включения пропорциональна величине орбитальной угловой скорости КА и расчетного времени приведения КА к ОСК. По этой причине применяют повторные включения режима приведения, что снижает общую погрешность ориентации, но все же не достигают требуемой точности, которая для современных систем ориентации должна находиться на уровне нескольких угловых секунд по углу и на уровне 0,001-0,0001°/с по угловой скорости в номинальном и программном положениях.

Техническим результатом предлагаемого технического решения является повышение точности ориентации КА относительно ОСК.

В отличие от известного способа астроориентации, который включает расчет по данным аппаратуры спутниковой навигации (АСН) матрицы А положения орбитальной системы координат (ОСК) относительно инерциальной системы координат (ИСК), фиксированное определение датчиком звезд (ДЗ) матрицы - М_ro ориентации связанной системы координат (ССК) относительно ИСК и измерение блоком гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС) текущей абсолютной угловой скорости КА в проекциях на оси связанной системы координат (ССК) - ω_g(p,q,r) с последующей корректировкой положения ССК относительно ОСК, выполняют новые операции. Принимают данные баллистического расчета о скорости вращения ОСК относительно ИСК ω_o(ω_хо, ω_уо, ω_zo), измеряют датчиком звезд текущие значения матрицы (кватерниона) М_ro ориентации ССК относительно ИСК, рассчитывают в бортовом вычислителе скорость вращения ССК относительно ОСК по формуле (Т - знак транспонирования) и ее интегрированием матрицу S - ориентации ССК относительно ОСК, из полученных решений находят компоненты вектора конечного поворота Эйлера и его производные в соответствии с выражениями:

θ_x=S₂₃ - S₃₂, θ_y=S₃₁-S₁₃, θ_z=S_n-S_2l,

где - элементы матриц создают моменты управления на корпус КА по соответствующим осям ССК как функции от компонент векторов конечного поворота и поворачивают КА до совмещения связанной и орбитальной систем координат.

На фиг. 1 приведена иллюстрация способа ориентации, где показано приведение КА в ОСК из начального положения относительно ОСК по курсу ψ(0)=+70°, тангажу ϑ(0)=-70° и по крену γ(0)=+120° при начальных нулевых скоростях относительно ИСК ω_g(p,q,r)=0 (с погрешностью до собственного дрейфа гироскопов БИУС).

Параметры КА:

- масса 350 кг,

- орбита околокруговая, высота 500 км,

- закон стабилизации - пропорциональный:

где k_x=0,562 н/рад,

k_y=8,310 н/рад,

k_z=8,600 н/рад,

Из приведенных графиков наглядно виден переходный процесс приведения КА в ОСК, который завершается за время менее 50 с.

На фиг. 2 показан тот же процесс в увеличенном масштабе. Как следует из приведенных графиков, погрешность ориентации в конце приведения не хуже 10 угловых секунд. Переходные процессы приведения КА в ОСК по скорости приведены на фиг. 3, погрешность приведения КА по скорости не превышает значений 0,0002°/с, что соответствует требованиям высокоточной ориентации КА.

В способе по п. 2 достигается обратная задача - угловое перемещение КА в заранее предписанное (программное) положение относительно ОСК.

Этот способ отличается тем, что задают программное движение КА относительно ОСК в форме программных углов по курсу ψ_p{t), тангажу ϑ(t) и крену γ_p{t) и соответствующих им программных угловых скоростей - рассчитывают в бортовом вычислителе скорость вращения ССК относительно программной системы координат (ИСК) по формуле и ее интегрированием - матрицу С ориентации ССК относительно ПСК, где ω_р, ω_o, ω_g - кососимметрические матрицы, причем текущие компоненты программной скорости ω_р(ω_px, ω_py, ω_pz) непрерывно рассчитываются в бортовом вычислителе по формуле - векторы столбцы, а Р=Р_ψР_ϑР_γ - матрицы плоских программных поворотов КА по курсу, тангажу и крену, вычисляют компоненты вектора конечного поворота Эйлера и их производные по формулам:

ϕ_x=C₂₃-C₃₂, ϕ_y=С₃₁-С₁₃, ϕ_z=С₁₂-С₂₁,

- элементы матриц создают моменты управления на корпус КА по соответствующим осям ССК как функции от компонент вектора конечного поворота и поворачивают КА до совмещения связанной и программной систем координат.

На фиг. 4 показан пример программного поворота КА относительно ОСК по курсу ψ(0)=+170°, тангажу ϑ(0)=-80° и крену γ(0)=+95°.

КА выполнил качественный и точный программный поворот. Время переходного процесса составило 1700 с, погрешность программного поворота по углу составила ≤40 угловых секунд, по угловой скорости ≤0,001°/с (фиг. 5).

Таким образом, предлагаемая система астроориентации позволяет выполнять функции приведения КА в ОСК из неориентированного положения и переводить КА в требуемое программное положение относительно ОСК. Обе функции выполняются с высоким качеством переходного процесса и высокой точностью ориентации КА относительно ОСК и ПСК как по углу, так и по угловой скорости.