Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
Патент на изобретение №2457158

(19)

RU

(11)

2457158

(13)

C2

(51) МПК B64G1/24 (2006.01)

B64G1/44 (2006.01)

(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ Статус: по данным на 27.08.2012 - действует Пошлина:

(21), (22) Заявка: 2010139068/11, 22.09.2010

(24) Дата начала отсчета срока действия патента:

22.09.2010

Приоритет(ы):

(22) Дата подачи заявки: 22.09.2010

(43) Дата публикации заявки: 27.03.2012

(45) Опубликовано: 27.07.2012

(56) Список документов, цитированных в отчете о

поиске: US 5669586 А, 23.09.1997. RU 2128607 C1, 10.04.1999. RU 2087387 C1, 20.08.1997. US 3210026 A, 05.10.1965.

Адрес для переписки:

141070, Московская обл., г. Королев, ул. Ленина, 4а, ОАО "РКК "Энергия", отдел интеллектуальной собственности

(72) Автор(ы):

Беляев Михаил Юрьевич (RU),

Брюханов Николай Альбертович (RU),

Бабкин Евгений Вячеславович (RU),

Матвеева Татьяна Владимировна (RU),

Сазонов Виктор Васильевич (RU),

Цветков Вячеслав Владимирович (RU)

(73) Патентообладатель(и):

Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU)

(54) СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С НЕПОДВИЖНЫМИ ПАНЕЛЯМИ СОЛНЕЧНЫХ БАТАРЕЙ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ЭКСПЕРИМЕНТОВ НА ОРБИТАХ С МАКСИМАЛЬНОЙ ДЛИТЕЛЬНОСТЬЮ ТЕНЕВОГО УЧАСТКА

(57) Реферат:

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными относительно корпуса КА панелями солнечных батарей (СБ). Способ управления включает гравитационную ориентацию КА и его закрутку вокруг продольной оси (минимального момента инерции). При нахождении Солнца вблизи плоскости орбиты совмещают эту плоскость с плоскостью СБ к моменту прохождения утреннего терминатора. Измеряют и отслеживают угол между перпендикуляром к активной поверхности СБ и направлением на Солнце. В момент прохождения утреннего терминатора осуществляют закрутку КА в направлении, соответствующем уменьшению указанного угла, причем угловую скорость закрутки выбирают из диапазона 360°/Т - 720°/Т, где Т - период обращения КА по орбите. Техническим результатом изобретения является обеспечение достаточного поступления энергии СБ на орбитах с максимальной длительностью теневого участка.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космического аппарата (КА) при выполнении экспериментов и исследований.

Известен способ управления ориентацией КА, включающий выставку осей аппарата и поддержание углового положения с помощью двигателей ориентации [1].

Однако для использования данного способа необходимо расходовать рабочее тело, что приводит, кроме того, к загрязнению оптических поверхностей КА и вызывает микроускорения на борту КА.

Наиболее близким к предлагаемому, прототипом, является способ, включающий выставку оси КА, соответствующую минимальному моменту инерции, на центр Земли и орбитальное смещение аппарата [2]. Данный способ используется для КА, имеющих вытянутую форму, т.е. когда момент инерции относительно продольной оси значительно (в 7 и более раз) меньше момента инерции относительно поперечных осей.

В этом случае обеспечивается гравитационная ориентация КА вытянутой формы, которая не требует для поддержания расхода рабочего тела и, следовательно, при этом не загрязняются оптические поверхности КА и не вызывают ускорения из-за работы двигателей управления ориентацией.

Однако при нахождении Солнца вблизи плоскости орбиты КА в этом случае не получает электрическую энергию. Это связано с тем, что при трехосной гравитационной ориентации продольная ось ОХ КА ориентируется на центр Земли, ось ОУ, соответствующая максимальному моменту инерции, ориентируется перпендикулярно плоскости орбиты, а ось OZ, по которой размещены неподвижные панели солнечных батарей (СБ), оказывается в плоскости орбиты. Для одноосной гравитационной ориентации КА с неподвижными каналами СБ также в общем случае не обеспечивается достаточный приход электроэнергии [2] - [4].

Техническим результатом предлагаемого способа является обеспечение энергоприхода при управлении ориентацией КА с неподвижными панелями СБ в процессе выполнения экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка.

Технический результат достигается чем, что в предлагаемом способе одноосной ориентации КА, основанном на выставке продольной оси космического аппарата на центр Земли, орбитальном смещении аппарата и закрутке вокруг продольной оси, при нахождении Солнца вблизи плоскости орбиты совмещают плоскость солнечных батарей с плоскостью орбиты к моменту прохождения утреннего терминатора, измеряют и отслеживают угол между перпендикуляром к активной поверхности солнечных батарей и направлением на Солнце, закрутку космического аппарата вокруг продольной оси в направлении, соответствующем уменьшению измеряемого и отслеживаемого угла между перпендикуляром к активной поверхности солнечных батарей и направлением на Солнце, осуществляют в момент прохождения утреннего терминатора с угловой скоростью в диапазоне =360°/T - 720°/T, где Т - период обращения космического аппарата на орбите, в секундах. За счет выполнения предлагаемых действий КА в момент прохождения утреннего терминатора начнет получать электрическую энергию, т.к. при этом активные панели СБ начнут поворачиваться на Солнце. Освещение активных панелей СБ будет увеличиваться и при =360°/Т закончится при прохождении КА вечернего терминатора. Далее электропитание систем КА будет осуществляться в соответствии с принятой схемой электроснабжения от аккумуляторных батарей, подзаряд которых выполняется при освещении панелей СБ Солнцем. Заметим также, что закрутка КА вокруг продольной оси с угловой скоростью из интервала =360°/Т сек -720°/Т сек не приведет к нарушению одноосной гравитационной ориентации КА, т.к. моменты инерции КА вокруг поперечных осей значительно (~ в 7 и более раз) превышают величину момента инерции вокруг продольной оси КА. При выборе угловой скорости из предлагаемого интервала приход электрической энергии будет несколько отличаться от оптимального значения, получаемого при =360°/Т, однако положительный эффект в предлагаемом способе будет по-прежнему.

Запишем уравнения вращательного движения КА.

КА считается твердым телом, геоцентрическое движение его центра масс - кеплеровым эллиптическим. Элементы этого движения находятся по данным радиоконтроля орбиты. Для записи уравнений введем две правые декартовы системы координат - орбитальную ОХ 1 Х 2 Х 3 Х и образованную главными центральными осями инерции КА Ох 1 х 2 х 3 . Точка О - центр масс КА, оси ОХ 3 и ОХ 1 направлены соответственно вдоль геоцентрического радиуса - вектора точки О и по трансверсали к орбите в этой точке. Упрощая модель, полагаем, что ось Ох 1 направлена вдоль продольной оси КА в сторону агрегатного отсека, ось Ох 2 перпендикулярна плоскости солнечных батарей, светочувствительная сторона которых обращена к полупространству х 2 >0.

Положение системы Ох 1 х 2 х 3 относительно системы OX 1 X 2 X 3 будем задавать углами , и , которые введем следующим образом. Система ОХ 1 Х 2 Х 3 может быть переведена в систему Ox 1 x 2 x 3 тремя последовательными поворотами: 1) на угол + /2 вокруг оси ОХ 2 , 2) на угол вокруг новой оси ОХ 3 , 3) на угол вокруг новой оси ОХ 1 , совпадающей с осью Ох 1 . Матрицу перехода от системы Ох 1 х 2 х 3 к системе ОХ 1 Х 2 Х 3 обозначим || i || 3 i =1, где i - косинус угла между осями ОХ i и Ох j . Элементы этой матрицы выражаются через введенные углы с помощью формул

11 = -sin cos ,

21 =sin ,

12 = cos sin +sin sin cos ,

22 =cos cos ,

13 = cos cos -sin sin sin ,

23 = -cos sin ,

31 = -cos cos ,

32 = -sin sin +cos sin cos ,

33 = -sin cos - cos sin sin .

В уравнениях вращательного движения КА учитываются гравитационный и восстанавливающий аэродинамический моменты. Эти уравнения имеют вид

Здесь точка означает дифференцирование по времени t, i (i=1, 2, 3) - компоненты абсолютной угловой скорости КА в системе Ох 1 х 2 х 3 , параметры р 1 характеризуют действующий на КА аэродинамический момент, 0 - модуль абсолютной угловой скорости орбитальной системы координат, I i - моменты инерции КА относительно осей Ох i ; µ - гравитационный параметр Земли, - геоцентрическое расстояние точки О, - плотность атмосферы в этой точке, V 1 - компоненты скорости точки О относительно поверхности Земли в орбитальной системе координат, Е - масштабирующий множитель.

Полученные уравнения (1) позволяют оценить вращательные движения КА при различных начальных условиях и иллюстрируют сформулированные понятия и положения.

В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа на грузовом корабле «Прогресс» при проведении экспериментов с гравитационно-чувствительной аппаратурой. Для выставки продольной оси КА, соответствующей минимальному моменту инерции, на центр Земли и орбитального смещения аппарата, могут использоваться штатные средства системы управления корабля «Прогресс» - штатные датчики угловой скорости (ДУС), система управления ориентацией корабля «Прогресс», двигатели ориентации. Для совмещения плоскости СБ с плоскостью орбиты и для закрутки КА вокруг выставленной на центр Земли оси аппарата с угловой скоростью =360°/T-720°/Т, где Т - период обращения космического аппарата на орбите, могут использоваться штатные средства системы управления ориентацией корабля «Прогресс». Для измерения и отслеживания угла между плоскостью орбиты и Солнцем и угла между перпендикуляром к активной поверхности СБ и направлением на Солнце могут использоваться штатные солнечные датчики и вычислительные устройства. Закрутка аппарата производится на время, необходимое для проведения экспериментов, и может достигать нескольких десятков витков.

Предлагаемый способ позволяет использовать космические аппараты с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка и обеспечивать при этом приход электрической энергии на КА за счет освещения панелей СБ солнечным светом.

Список литературы

1. Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. Управление космическими летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1974.

2. Беляев М.Ю. Научные эксперименты на космических кораблях и орбитальных станциях. - М.: Машиностроение, 1984.

3. Белецкий В.В. Движение искусственного спутника относительно центра масс. - М.: Наука, 1965.

4. Черноусько Ф.Л. Об устойчивости регулярной прецессии спутника. Прикладная математика и механика, 1963, т.28, вып.1, с.155-157.

Формула изобретения

Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка, включающий гравитационную ориентацию космического аппарата и закрутку вокруг его продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции, отличающийся тем, что при нахождении Солнца вблизи плоскости орбиты совмещают плоскость солнечных батарей с плоскостью орбиты к моменту прохождения утреннего терминатора, измеряют и отслеживают угол между перпендикуляром к активной поверхности солнечных батарей и направлением на Солнце, а закрутку космического аппарата вокруг продольной оси в направлении, соответствующем уменьшению измеряемого и отслеживаемого угла между перпендикуляром к активной поверхности солнечных батарей и направлением на Солнце, осуществляют в момент прохождения утреннего терминатора с угловой скоростью из диапазона =360°/Т - 720°/Т, где Т - период обращения космического аппарата по орбите в секундах.