Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ИНЕРЦИОННЫХ ПАРАМЕТРОВ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ГИРОСИЛОВЫМИ СТАБИЛИЗАТОРАМИ В ПОЛЕТЕ
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ИНЕРЦИОННЫХ ПАРАМЕТРОВ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ГИРОСИЛОВЫМИ СТАБИЛИЗАТОРАМИ В ПОЛЕТЕ

СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ИНЕРЦИОННЫХ ПАРАМЕТРОВ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ГИРОСИЛОВЫМИ СТАБИЛИЗАТОРАМИ В ПОЛЕТЕ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании космических аппаратов и эксплуатации ( КА ). Способ включает измерение и прогнозирование движения центра масс КА по орбите, стабилизацию КА в инерциальной системе координат и поддержание его ориентации на интервале определения инерционных параметров, определение углового положения КА в инерциальном пространстве на интервале поддержания ориентации, измерение значений компонент собственного кинетического момента гиросиловых стабилизаторов КА и определение из обработки по измеренным величинам инерционных параметров КА. Применение данного способа позволяет расширить возможность определения инерционных параметров КА в полете и повысить точность. 1 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2053939
Класс(ы) патента: B64G1/28
Номер заявки: 5050441/11
Дата подачи заявки: 01.07.1992
Дата публикации: 10.02.1996
Заявитель(и): Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.акад.С.П.Королева; Научно-производственное предприятие "Прогресс"
Автор(ы): Беляев М.Ю.; Зыков С.Г.
Патентообладатель(и): Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.акад.С.П.Королева; Научно-производственное предприятие "Прогресс"
Описание изобретения: Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании и эксплуатации космических аппаратов (КА).
Известно, что для решения большого количества задач космической техники необходимо знать моменты инерции КА. Для дискретной системы материальных точек моменты инерции могут быть рассчитаны с помощью следующих соотношений:
τx=(y2i+z2i)mi; τy=(x2i+z2i)mi
τz=(x2i+y2i)mi
τxy=xiyimi; τxz= xizimi
τyz= yizimi где xi, yi, zi координаты материальной частицы, имеющей массу mi. С помощью данных соотношений перед запуском КА обычно рассчитываются его моменты инерции. Космический аппарат при этом представляется суммой составляющих его элементов. Найденные таким образом инерционные характеристики используются в проектных расчетах и при эксплуатации КА.
При выполнении полета моменты инерции КА меняются. Это связано с расходом рабочего тела, возможной отстыковкой (пристыковкой) от базового блока КА дополнительных модулей, перемещением грузов внутри КА его экипажей и т.д. Указанные операции приводят к значительному изменению инерционных характеристик КА, которые используются при определении ориентации КА, в алгоритмах управления его угловым движением и других задачах. Поэтому возникает необходимость в периодическом определении инерционных характеристик КА в полете.
Наиболее близким из известных технических решений является способ определения инерционных параметров КА, включающий измерение и прогнозирование движения центра масс КА по орбите, измерение направлений на Солнце и напряженности магнитного поля Земли и определение в процессе обработки измеряемых величин инерционных параметров КА.
В данном способе определяемые инерционные параметры представляют собой безразмерные комбинации главных центральных моментов КА
λ τ xz; μ( τy- τ z)/τx
Найденные таким образом инерционные параметры позволяют повысить точность определения вращательного движения КА.
Однако данный способ не дает возможность определить достаточно полную картину изменяемых в полете инерционных параметров поскольку для нахождения тензора инерции КА в общем случае необходимо найти шесть его независимых элементов. Кроме того, известный способ может применяться только в случае неориентированного движения КА. В то же время большое количество аппаратов совершает в настоящее время постоянно ориентированный полет.
Технической задачей изобретения является расширение возможности определения инерционных параметров КА в полете и повышение точности их определения.
Данная техническая задача решается за счет того, что в способе определения инерционных параметров КА с гиросиловыми стабилизаторами в полете, включающем измерение и прогнозирование движения центра масс КА по орбите, стабилизирует КА в инерционной системе координат и поддерживают неизменной его ориентацию на интервале определения инерционных параметров, определяют угловое положение КА в инерциальном пространстве на интервале поддержания ориентации, измеряют значения компонент собственного кинетического момента гиросиловых стабилизаторов КА и определяют инерционные параметры КА из условия равенства производных по времени компонент кинетического момента аппарате сумме действующих на КА гравитационного и восстанавливающего аэродинамического момента (см. следующие соотношения):
= Mgiijij)+Mai(Pi,<α>ij) (1) где Hi (i=1, 2, 3) компоненты кинетического момента КА;
Mgi( τijij) гравитационный момент действующий на КА;
Mai(Pi, αij) восстанавливающий аэродинамический момент
τij (i, j=1, 2, 3) элементы тензора инерции КА, Pi (i=1, 2, 3,) функции, характеризующие геометрические размеры КА и состояние атмосферы; αij (i, j= 1, 2, 3) элементы матрицы, определяющей положение КА относительно орбитальной системы координат.
Формула (1) представляет собой закон изменения полного кинетического момента КА. При стабилизации КА в инерциальном пространстве весь момент внешних сил, действующих на КА, передается гиродинам, а интересующие нас элементы тензора инерции КА входят в закон изменения линейно. Формула (1) в этом случае переписывается в следующем виде
h1= h01 +22Q323Q212P313P2)dt
h2= h02 +23Q121Q313P111P3)dt
h3= h03 +21Q222Q111P212P1)dt
Qi= 3(i=1,2,3)
(2) где hi (i=1, 2, 3) компоненты собственного кинетического момента системы гиродинов; ωо угловая скорость орбитального движения.
Для реализации данного способа необходимо в заданные моменты времени измерять значения компонент ее собственного кинетического момента hi (i=1, 2, 3). Проведя указанные измерения во время поддержания неизменной ориентации КА в абсолютном пространстве и определив угловое положение КА на интервале определения инерционных параметров, с помощью формул (2) их можно обработать каким-либо статистическим методом. Если принять за параметры модели начальные условия, элементы тензора инерции и аэродинамические параметры то, так как эти параметры входят в предлагаемую модель линейно, наиболее подходящим в данном случае методом обработки является метод неименьших квадратов. В рамках этого метода отыскание оценки вектора параметров сводится к решению линейной системы (системы нормальных уравнений).
Проведенная статистическая обработка измерений кинетического момента гиросистемы позволяет оценить две разности главных моментов инерций и недиагональные элементы тензора инерции КА.
Это превышает количество определяемых параметров в способе-прототипе, т. е. применение данного способа позволяет расширить возможности определения инерционных параметров КА в полете.
Кроме того, известно, что для сильно вытянутых КА, каким, например, является орбитальный комплекс "Мир", минимальный момент инерции (момент относительно продольной оси) маломеняющаяся величина, так как перемещение грузов происходит в основном вдоль продольной оси. Таким образом подлежат определению все неизвестные элементы тензора инерции КА.
Способ иллюстрируется чертежом где обозначены Земля 1, орбита КА 2, космический аппарат 3, вектор 4 собственного кинетического момента гиросиловых стабилизаторов КА.
Данный способ может быть реализован с помощью известных средств.
Измерение движения центра масс КА может осуществляться с помощью радиоконтроля орбиты либо с помощью системы автономной навигации. Для прогнозирования движения может использоваться существующий программноматематический комплекс баллистического обеспечения космических полетов ОС "Салют" ОК "Мир" и других КА. Для стабилизации КА в инерциальной системе координат и поддержания его ориентации на интервале определения инерционных параметров могут применяться существующие системы ориентации и управления движением. Определение углового положения КА в инерциальном пространстве может осуществляться с помощью системы контроля ориентации, построенной на базе солнечного датчика и магнитометра, с помощью оптического звездного датчика либо с помощью других приборов. Измерять значения компонент собственного кинетического момента гиродинов можно с помощью телеметрической системы.
Формула изобретения: СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ИНЕРЦИОННЫХ ПАРАМЕТРОВ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ГИРОСИЛОВЫМИ СТАБИЛИЗАТОРАМИ В ПОЛЕТЕ, включающий измерение и прогнозирование движения центра масс космического аппарата по орбите, отличающийся тем, что стабилизируют космический аппарат в инерционной системе координат и поддерживают неизменной его ориентацию на интервале определения инерционных параметров, определяют угловое положение космического аппарата в инерционном пространстве на интервале поддержания ориентации, измеряют значения компонент собственного кинетического момента гиросиловых стабилизаторов космического аппарата и определяют инерционные параметры космического аппарата из условия равенства производных по времени компонент кинетического момента аппарата сумме действующих на аппарат гравитационного и восстанавливающего аэродинамического моментов.