RU2281232C2 - Method of control of spacecraft at maintenance of preset orientation with the aid of reactive flywheels and system for realization of this method - Google Patents

Abstract

FIELD: methods and systems for control of angular motion of spacecraft.

SUBSTANCE: proposed method includes measurement of parameters of spacecraft orientation at flight interval with the aid of control moment reactive flywheels, measurement of present vectors of reactive flywheels, determination of vector

of total moment of momentum of spacecraft. If

belongs to area S of its magnitudes, control of spacecraft is carried out with relief of reactive flywheel, otherwise control is carried out without relief of reactive flywheel. At control of spacecraft, "n" versions of change of signs of angular velocities of reactive flywheel are checked distributing the moment of momentum among reactive flywheels and keeping the parameters of orientation within permissible ranges. If this condition is observed, control of spacecraft is continued and is these conditions are not observed, respective "k" versions of change of angular velocities are noted. Upon completion of all "n" versions of change of signs of flywheel angular velocities, change of vector

is predicted at subsequent flight interval separating vector

from vector

of moment of momentum of reactive flywheel system. According to prediction of

, versions of change of signs of flywheel angular velocity change are determined at indicated interval and are compared with previous "k" versions. According to comparison, initial conditions are found for vector

for observing definite conditions for change of signs of reactive flywheel angular velocities, belonging of magnitude

to area S and allowance of spacecraft orientation parameters. Duration of flight interval may be corrected. For realization of this method, control system with reactive flywheel relief unit and other units with couplings is proposed.

EFFECT: avoidance of jump-type change of control moments of reactive flywheel; enhanced accuracy of maintenance of spacecraft orientation.

3 cl, 8 dwg, 1 tbl

Description

Изобретения относятся к космической технике и принадлежат к системам управления угловым движением космических аппаратов (КА).The invention relates to space technology and belongs to systems for controlling the angular motion of spacecraft (SC).

Известны способы управления при поддержании заданной ориентации связанного физического базиса КА относительно опорных физических базисов с использованием реактивных двигателей (РД) (см. [1], стр.111-120) в качестве исполнительных органов. При этом режимы построения и поддержания заданной ориентации на определенных интервалах полетного времени (t₀, t_k) производятся по датчикам внешней информации КА - солнечного, звездного, датчиков ориентации на Землю и других (см. [2]). В качестве параметров для ориентации КА относительно опорных физических базисов, используемых в указанных датчиках, используются углы астроориентации. При использовании в управлении КА бескарданных систем, предполагающих наличие на борту измерителей угловых скоростей, в качестве параметров для управления угловым движением КА используются кинематические параметры - углы ориентации и угловые скорости КА. Все указанные р_i - параметры, где i - 1, 2, 3...I, относятся к разряду измеряемых, и по ним строится управление угловым движением на фазовой плоскости КА, например, по принципу трех плоских независимых вращений (см. [1], стр.179). В качестве аналога рассмотрим способ управления КА с помощью реактивных исполнительных органов при выполнении режимов ориентации (см. [3]), включающий управление при помощи РД и силовых гироскопов (СГ). Указанный способ заключается в том, что в процессе поддержания заданного режима ориентации измеряют текущее значение вектора кинетического момента в системе СГ

и вектора абсолютной угловой скорости КА

, определяют по ним суммарный вектор кинетического момента

и момент времени насыщения системы СГ, определяют изменения

суммарного вектора кинетического момента, требуемого для обеспечения завершения заданного режима ориентации и разгрузку СГ при помощи РД. При этом в качестве СГ для представленной заявки рассматриваем одностепенные СГ = реактивные маховики. При этом точность управления угловым движением, а, следовательно, и точность поддержания заданной ориентации, напрямую зависит от величины конечного вращательного импульса, прикладываемого к корпусу аппарата. Моменты управления КА при использовании РД в качестве исполнительных органов системы ориентации меняются скачкообразно (см. [1], стр.72). Поэтому фазовые диаграммы установившихся колебаний КА могут иметь изменяющиеся значения углов в колебательных циклах, превышающие заданную точность для режима поддержания ориентации. Указанное превышение может быть характерным и для угловых скоростей КА.Known methods of control while maintaining a given orientation of the associated physical basis of the spacecraft relative to the supporting physical bases using jet engines (RD) (see [1], pp. 111-120) as executive bodies. At the same time, the modes of constructing and maintaining a given orientation at certain intervals of flight time (t ₀ , t _k ) are performed according to the sensors of the external information of the spacecraft - solar, stellar, sensors of orientation to the Earth and others (see [2]). As parameters for the orientation of the spacecraft relative to the supporting physical bases used in these sensors, astro-orientation angles are used. When using space-free systems in the spacecraft control, assuming there are angular velocity meters on board, kinematic parameters — orientation angles and spacecraft angular velocities — are used as parameters for controlling the angular motion of the spacecraft. All the indicated p _i are parameters, where i - 1, 2, 3 ... I, belong to the category of the measured ones, and they are used to control the angular motion on the phase plane of the spacecraft, for example, according to the principle of three plane independent rotations (see [1 ], p. 179). As an analogue, we consider a control method for a spacecraft using reactive executive bodies when performing orientation modes (see [3]), including control using RD and power gyroscopes (SG). The specified method consists in the fact that in the process of maintaining a given orientation mode, the current value of the kinetic moment vector in the SG system is measured

and the spacecraft absolute angular velocity vector

determine the total kinetic moment vector from them

and the point in time of saturation of the SG system, determine the changes

the total vector of the kinetic moment required to ensure the completion of a given orientation mode and SG unloading using the taxiway. At the same time, as SG for the submitted application, we consider single-stage SG = jet flywheels. Moreover, the accuracy of controlling the angular movement, and, consequently, the accuracy of maintaining a given orientation, directly depends on the magnitude of the final rotational pulse applied to the body of the apparatus. The spacecraft control moments when using the taxiway as the executive bodies of the orientation system change stepwise (see [1], p. 72). Therefore, the phase diagrams of the stationary vibrations of the spacecraft can have varying angles in the vibrational cycles that exceed the specified accuracy for the orientation maintenance mode. The indicated excess can be characteristic of the angular velocity of the spacecraft.

Для реализации предлагаемого способа рассмотрена система управления движением на основе бесплатформенной инерциальной навигационной системы (см. [3], стр.9). Она включает в себя: бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ); блок датчиков угловой скорости (БДУС); блок согласующих устройств (БСУ); блок силовых гироскопов (БСГ), содержащий устройства измерений

; блок реактивных двигателей ориентации (БДО).To implement the proposed method, a traffic control system based on a strapdown inertial navigation system is considered (see [3], p. 9). It includes: on-board digital computer (BCM); block of angular velocity sensors (BDUS); block matching devices (BSU); power gyroscope unit (BSG) containing measurement devices

; block of jet engines of orientation (BDO).

Информация для проведения последующего режима ориентации закладывается с помощью БУ в БЦВМ перед его проведением. С БУ производится также выдача команды в БЦВМ на начало проведения режима. В процессе его реализации, используя информацию с БДУС, БЦВМ, через БСУ выдает управляющие команды в БСГ.Information for the subsequent orientation mode is laid down with the help of the control unit in the digital computer before it is carried out. A command is also issued from the control unit to the digital computer at the beginning of the regime. In the process of its implementation, using information from the BDUS, the digital computer, through the BSU issues control commands to the BSG.

В процессе управления КА БЦВМ определяет по выражению вектора

текущее значение и проверяет выполнение условияIn the process of controlling the spacecraft, the BCMC determines by the expression of the vector

current value and checks the condition

где S - область располагаемых значений вектора кинетического момента, через параметры, определяющие указанную область S. И в случае насыщения системы СГ (РМ) по вектору кинетического момента (невыполнение условия (1)) производит выдачу через БСУ в БДО команд на разгрузку системы с помощью РД.where S is the region of the available values of the kinetic momentum vector, through the parameters defining the indicated region S. And in the case of saturation of the SG system (RM) by the vector of kinetic momentum (non-fulfillment of condition (1)), the system unloads the command to unload the system using RD.

Недостаток системы, как и способа, заключается в нарушении условий поддержания заданной ориентации по допускам на точность ее поддержания в момент включения РД.The disadvantage of the system, as well as the method, is that it violates the conditions for maintaining a given orientation with respect to tolerances on the accuracy of its maintenance at the moment of turning on the taxiway.

При рассмотрении процессов управления КА с использованием РД и реактивных маховиков (РМ), последние обладают существенным преимуществом. Связано это с тем, что моментная характеристика РМ (одностепенного гиростабилизатора) в диапазоне его рабочих скоростей имеет плавный характер (см. [1], стр.129). Это позволяет уменьшить величину вращательного импульса от управляющего момента, воздействующего на КА. При этом известно, что если бы управляющие моменты можно было сформировать столь угодно малыми, а при конечных величинах - сколь угодно точно дозированными, то открылась бы возможность "привести" систему к центру фазовой плоскости и получить требуемую ориентацию с исключением каких-либо колебательных процессов.When considering the control processes of spacecraft using RD and jet flywheels (RM), the latter have a significant advantage. This is due to the fact that the moment characteristic of the RM (single-stage gyrostabilizer) in the range of its operating speeds is smooth (see [1], p.129). This allows you to reduce the magnitude of the rotational momentum from the control moment acting on the spacecraft. Moreover, it is known that if control moments could be formed as arbitrarily small, and with finite quantities as arbitrarily precisely dosed, then the opportunity would open to “bring” the system to the center of the phase plane and obtain the required orientation with the exception of any oscillatory processes.

Таким образом, чем более дозирован импульс управляющего момента, тем точнее можно поддерживать заданную ориентацию КА. РМ имеют в этом плане существенное преимущество перед РД.Thus, the more the momentum of the control torque is dosed, the more accurately it is possible to maintain a given orientation of the spacecraft. RM in this regard have a significant advantage over taxiways.

В качестве прототипа к предлагаемому изобретению выбран способ управления КА с помощью РМ при поддержании заданной ориентации (см. [4]).As a prototype of the present invention, a spacecraft control method using RM is selected while maintaining a given orientation (see [4]).

Суть способа включает в себя определение полетного интервала времени КА (t₀, t_k) для поддержания заданной ориентации. Далее измеряют параметры ориентации КА относительно опорного физического базиса в текущие моменты времени t p_i(t), где i=1, 2, 3...I (углы и угловые скорости КА, сигналы наличия Солнца в зонах солнечного датчика и т.д.) - число параметров, по которым определяется ориентация связанного базиса КА относительно опорного физического базиса. В качестве одного из таких параметров измеряют угловую скорость КА

. Производят поддержание заданной ориентации КА по указанным измеренным параметрам при помощи системы, содержащей j-e РМ, где j=1, 2, 3..., J - число РМ в системе. Для управления кинетическим моментом в РМ и КА в целом, измеряют текущие значения векторов угловых скоростей вращения РМ

. По известным значениям моментов инерции КА и РМ, а также измеренным значениям

и

определяют значения суммарного вектора кинетического момента КА

. Далее производят проверку выполнения условияThe essence of the method includes determining the flight interval of the spacecraft (t ₀ , t _k ) to maintain a given orientation. Next, the spacecraft orientation parameters relative to the reference physical basis are measured at current time instants tp _i (t), where i = 1, 2, 3 ... I (angles and angular velocities of the spacecraft, signals of the presence of the Sun in the areas of the solar sensor, etc. ) is the number of parameters by which the orientation of the associated SC basis is determined relative to the supporting physical basis. As one of such parameters, the angular velocity of the spacecraft is measured

. Maintain a given orientation of the spacecraft according to the specified measured parameters using a system containing je PM, where j = 1, 2, 3 ..., J is the number of PM in the system. To control the kinetic moment in the RM and the spacecraft as a whole, measure the current values of the angular velocity vectors of rotation of the RM

. According to the known values of the moments of inertia of the spacecraft and RM, as well as the measured values

and

determine the values of the total vector of the kinetic moment of the spacecraft

. Next, verify the condition

где S - область располагаемых значений вектора кинетического момента системы РМ.where S is the range of available values of the vector of the kinetic moment of the RM system.

При этом, в случае выполнения условия (1) на указанном интервале, производится поддержание заданной ориентации без разгрузки РМ от накопленного кинетического момента, а в случае невыполнения указанного условия, производят разгрузку РМ.In this case, if condition (1) is fulfilled at the specified interval, the specified orientation is maintained without unloading the RM from the accumulated kinetic moment, and if the specified condition is not fulfilled, the RM is unloaded.

Преимущество данного способа перед аналогом заключается в том, что для разгрузки РМ от накопленного кинетического момента не используются РД. Указанная разгрузка осуществляется при помощи момента, создаваемого силой светового давления. При этом, в качестве исполнительного органа, используются солнечные батареи (СБ).The advantage of this method over the analogue is that RD is not used to unload the PM from the accumulated kinetic moment. The specified unloading is carried out using the moment created by the force of light pressure. At the same time, solar panels (SB) are used as the executive body.

Очевидно, что выбранный способ разгрузки позволяет производить не "скачкообразное" приложение внешнего управляющего момента, так как величина указанных сил не значительна. И разгрузка осуществляется за счет интегральной составляющей действия указанного момента на значительных интервалах полетного времени КА.It is obvious that the selected method of unloading allows not a “spasmodic” application of the external control torque, since the magnitude of the indicated forces is not significant. And unloading is carried out due to the integral component of the action of the specified moment at significant intervals of the spacecraft flight time.

Для приложения внешнего момента могут использоваться другие физические явления. Например, силы от взаимодействия собственного магнитного момента СБ с магнитным полем Земли, гравитационные силы и др.Other physical phenomena may be used to apply an external moment. For example, the forces from the interaction of the SB’s own magnetic moment with the Earth’s magnetic field, gravitational forces, etc.

На фиг.1 представлена система-прототип, см. [4].Figure 1 presents the prototype system, see [4].

При этом введены обозначения:In this case, the following notation is introduced:

1 - блок определения навигационных параметров (БОНП);1 - unit for determining navigation parameters (BONP);

2 - блок датчиков ориентации (БДОР);2 - block orientation sensors (BDOR);

3 - БДУС;3 - BDUS;

4 - блок измерения кинетического момента РМ (БИКМ);4 - unit for measuring the kinetic moment of the Republic of Moldova (BIKM);

5 - блок определения вектора суммарного кинетического момента (БОВСКМ);5 - block determining the vector of total kinetic moment (BOVSKM);

6 - система ориентации СБ (СОСБ);6 - SB orientation system (SOSB);

7 - СБ;7 - SB;

8 - корпус КА;8 - spacecraft body;

9 - блок РМ(БРМ);9 - block RM (BRM);

10 - блок определения углового положения КА (БОУП);10 - block determining the angular position of the spacecraft (BOUP);

11 - блок определения координат единичного вектора направления на Солнце в связанном базисе (БОВССБ);11 - unit for determining the coordinates of a unit direction vector on the Sun in a connected basis (BOVSSB);

12 - блок определения параметров управления угловым движением (БОПУУД);12 - block determining the parameters of the control of angular movement (BOPUUD);

13 - блок формирования управляющих сигналов на РМ (БФУСРМ);13 - a block for generating control signals on the RM (BFUSRM);

14 - блок оценки постоянной составляющей возмущающего момента (БОВМ);14 - block evaluation of the constant component of the disturbing moment (BOVM);

15 - блок определения управляющего момента от сил давления и требуемого отклонения СБ (БОУМТО).15 is a block for determining the control moment from the pressure forces and the required deviation of the SB (BOUMTO).

При этом первый вход БОВСКМ 5 связан с выходом БДУС 3, а второй вход - с выходом БИКМ 4. В БОУП 10 первый, второй и третий входы связаны соответственно со вторым выходом БОНП 1, с выходом БДОР 2 и с выходом БДУС 3. БОВССБ 15 первым входом связан с первым выходом БОНП 1, а вторым входом - со вторым выходом БОУП 10. БОПУУД 12 первым входом связан с первым выходом БДУП 10, вторым входом с выходом БДУС 3, а третьим входом - с выходом БОВСКМ 5. БФУСРМ 13 своим входом связан со вторым выходом БОПУУД 12. БОВМ 14 первым входом соединен с выходом БОВССБ 11; вторым входом - с выходом БОВСКМ 5 и третьим входом - с третьим выходом БОПУУД 12. Выход БРМ 9 связан с входом БИКМ 4, а вход БРМ 9 связан с выходом БФУСРМ 13. БОУМТО 15 первым входом связан с выходом БОВССБ 15, вторым входом - с первым выходом БОПУУД 12, третьим входом - с выходом БОВСКМ 5 и четвертым входом - с выходом БОВМ 14.In this case, the first input of BOVSKM 5 is connected to the output of BDUS 3, and the second input is connected to the output of BIKM 4. In BOUP 10, the first, second and third inputs are connected respectively to the second output of BONP 1, with the output of BDOR 2 and with the output of BDUS 3. BOVSSB 15 the first input is connected to the first output of the BONP 1, and the second input to the second output of the BOUP 10. The BOPUUD 12 the first input is connected to the first output of the BDUP 10, the second input to the output of BDUS 3, and the third input to the output of BOVSK 5. BFUSRM 13 by its input connected to the second output of BOPUUD 12. BOVM 14 the first input is connected to the output of BOVSSB 11; the second input - with the output of BOVSKM 5 and the third input - with the third output of BOPUUD 12. The output of BRM 9 is connected to the input of BIKM 4, and the input of BRM 9 is connected to the output of BFUSRM 13. BOUMTO 15 by the first input is connected to the output of BOVSSB 15, the second input is connected to the first output of BOPUUD 12, the third input - with the output of BOVSKM 5 and the fourth input - with the output of BOVM 14.

Первый вход СОСБ 6 связан с выходом БОВССБ 11, а второй вход СОСБ 6 - с выходом БОУМТО 15.The first input of SOSB 6 is connected to the output of BOVSSB 11, and the second input of SOSB 6 is connected to the output of BOUMTO 15.

Кроме того, на фиг.1 дополнительно показаны: направления обмена БРМ 9 управляющим моментом

с корпусом КА; направление действия главного вектора возмущающего момента

; направление действия управляющего момента от СБ; направление действия силы светового давления; установка БДОР 2 и БДУС 3 на конструкции корпуса КА 8.In addition, figure 1 additionally shows: the exchange direction BRM 9 control torque

with spacecraft body; direction of action of the main vector of the disturbing moment

; direction of action of the control moment from the SB; direction of action of the force of light pressure; installation of BDOR 2 and BDUS 3 on the design of the spacecraft 8.

Пунктирной линией выделен контур безрасходной (по рабочему телу РД) разгрузки БРМ 9 от накопленного кинетического момента.The dashed line shows the outline of the waste-free (along the working fluid RD) unloading BRM 9 from the accumulated kinetic moment.

Для предотвращения потери управляемости системы РМ при насыщении кинетическим моментом предложена ее разгрузка при помощи сил светового давления. При этом разгрузка производится на фоне поддержания заданной ориентации КА.To prevent loss of controllability of the RM system during saturation with the kinetic moment, it is proposed to unload it using light pressure forces. In this case, unloading is carried out against the background of maintaining a given orientation of the spacecraft.

Работает система (см. фиг.1) следующим образом. БОУП 10 на основе значений вектора угловой скорости

в связанном базисе, поступающих с БДУС 3, и данных, поступающих с БДОР 2, формирует кинематические параметры управления КА. Указанные параметры используются в БОВССБ 11 и БОУП 10. БОВСКМ 5 формирует для БОПУУД 12, БОВМ 14 и БОУМТО 15 компоненты вектора суммарного кинетического момента

.The system works (see figure 1) as follows. BOUP 10 based on the values of the angular velocity vector

in a connected basis, coming from BDUS 3, and data coming from BDOR 2, forms the kinematic control parameters of the spacecraft. These parameters are used in BOVSSB 11 and BOUP 10. BOVSKM 5 forms for BOPUUD 12, BOVM 14 and BOUMTO 15 the components of the vector of total kinetic momentum

.

БОПУУД 12 формирует расчетное значение вектора требуемого управляющего момента для построения и поддержания ориентации КАBOPUUD 12 generates the calculated value of the vector of the required control moment for building and maintaining the orientation of the spacecraft

где N - параметры кинематического контура управления КА (например, кватернион разворота от орбитального базиса к связанному), компоненты которого используются в БФУСРМ 13, и требуемый вектор орбитальной угловой скорости

в связанном базисе, координаты которого используются в БОВМ 14. Кроме того, БОПУУД 12 формирует для БОУМТО 15 требование на формирование управляющего момента от сил светового давления.where N are the parameters of the kinematic control loop of the spacecraft (for example, the quaternion of a turn from the orbital base to the connected one), the components of which are used in BFUSRM 13, and the required vector of the orbital angular velocity

in a connected basis whose coordinates are used in BOWM 14. In addition, BOPUUD 12 forms for BOUMTO 15 a requirement for the formation of a control moment from light pressure forces.

БФУСРМ 13 использует компоненты вектора управляющего момента

для формирования сигналов на электрические двигатели, управляющие скоростями вращения РМ.BFUSRM 13 uses components of the control torque vector

for generating signals to electric motors controlling the rotational speeds of the RM.

БОВССБ 11 использует координаты единичного вектора направления на Солнце в выбранной инерциальной системе координат, формируемые БОНП 1 и кинематические параметры из БОВМ 14. По ним рассчитываются координаты единичного вектора направления на Солнце в связанной системе координат, используемые в СОСБ 6. СОСБ 6 осуществляет разворот СБ 7 в требуемое положение. Расчетные зависимости, по которым строится указанный алгоритм, приведены в [4], см. стр.14-19.BOVSSB 11 uses the coordinates of the unit direction vector to the Sun in the selected inertial coordinate system generated by BONP 1 and the kinematic parameters from BOVM 14. Using these coordinates, the coordinates of the unit direction vector to the Sun in the associated coordinate system are used, used in SOSB 6. SOSB 6 performs a U-turn 7 to the desired position. The calculated dependences by which this algorithm is built are given in [4], see pages 14-19.

Рассмотренная система использует одно из физических явлений для решения задач разгрузки БРМ 9 от накопленного кинетического момента. Аналогичным образом можно использовать и другие физические явления для указанных целей (см. [1], стр.177). Исходя из этого СОСБ 6, СБ 7, БОВССБ 11, БОВМ 14 и БОУМТО 15 и их функциональные связи можно функционально объединить в единый блок безрасходной разгрузки системы РМ. (ББРСРМ), см. 16 на фиг.2, подразумевая при этом, что в него может входить разноообразие устройств, использующих различные физические явления для разгрузки БРМ 9 от накопленного кинетического момента. Другие блоки системы на фиг.1 являются универсальными с точки зрения подготовки исходных данных для определения

.The considered system uses one of the physical phenomena to solve the problems of unloading BRM 9 from the accumulated kinetic moment. In a similar way, other physical phenomena can be used for these purposes (see [1], p. 177). Based on this, SOSB 6, SB 7, BOVSSB 11, BOVM 14 and BOUMTO 15 and their functional relationships can be functionally combined into a single unit of waste-free unloading of the RM system. (BRBSRM), see 16 in figure 2, implying that it may include a variety of devices using various physical phenomena to unload BRM 9 from the accumulated kinetic moment. Other blocks of the system in figure 1 are universal in terms of preparing the source data for determining

.

С учетом вновь введенного блока ББРСРМ 16, на фиг.2, во изменение ранее описанных (см. фиг.1), введены новые функциональные связи.In view of the newly introduced block BRBSRM 16, figure 2, in a change previously described (see figure 1), introduced new functional relationships.

Первый вход ББРСРМ 16 соединен с первым выходом БОНП 1, второй вход - со вторым выходом БОУП 10, третий вход - с первым входом БОПУУД 12, четвертый вход - с третьим выходом БОПУУД 12 и пятый вход - с выходом БОВСКМ 5. Остальные обозначения и функциональные связи на фиг.2 соответствуют обозначениям, введенным на фиг.1.The first input of the BBSRM 16 is connected to the first output of the BONP 1, the second input to the second output of the BOUP 10, the third input to the first input of the BOPUUD 12, the fourth input to the third output of the BOPUUD 12 and the fifth input to the output of BOVSKM 5. Other designations and functional communications in figure 2 correspond to the notation introduced in figure 1.

Главный недостаток способа и системы прототипов заключается в том, что при изменении знаков

управляющий момент изменяется скачкообразно. При этом возникает уже обсуждавшаяся применительно к РД ориентации проблема о минимально возможном единичном импульсе. В качестве примера на фиг.3, 4, 5 представлены соответственно графики для одной из осей управления ориентацией КА: угловой скорости маховика, значение угла ориентации и значения угловой скорости. Как видно из указанных фигур, в момент времени прохождения угловой скоростью нулевого значения наблюдаются "всплески" по углу ориентации и угловой скорости КА. Указанные отклонения являются запредельными для требований точности поддержания ориентации КА.The main disadvantage of the prototype method and system is that when changing signs

the control moment changes abruptly. In this case, the problem of the minimum possible unit impulse, already discussed with respect to the orientation orientation, arises. As an example, Figs. 3, 4, 5 show, respectively, graphs for one of the control axes of the spacecraft orientation: the angular velocity of the flywheel, the value of the orientation angle and the angular velocity. As can be seen from these figures, at the instant of passage of the zero velocity by the angular velocity, “spikes” are observed in the orientation angle and angular velocity of the spacecraft. These deviations are beyond the requirements of the accuracy of maintaining the orientation of the spacecraft.

Не обеспечение точности выполнения режима поддержания заданной ориентации приводит, в свою очередь, к срыву выполнения целевой задачи, поставленной перед КА. Например, к "смазу" изображений при фотографировании Земли из космоса, нарушениям границ земных зон обслуживания ретрансляторами систем связи, размещенными на искусственном спутнике Земли, пропаданием связи для наземных потребителей и другим негативным последствиям.Failure to ensure the accuracy of the mode of maintaining a given orientation leads, in turn, to disrupt the execution of the target task assigned to the spacecraft. For example, to “blur” the images when photographing the Earth from space, violations of the boundaries of the Earth’s service areas by transmitters of communication systems located on an artificial Earth satellite, loss of communication for terrestrial consumers and other negative consequences.

Технический результат предлагаемого технического решения направлен на исключение скачкообразного (релейного) изменения управляющих моментов от РМ при поддержании заданной ориентации.The technical result of the proposed technical solution is aimed at eliminating spasmodic (relay) changes in control moments from the RM while maintaining a given orientation.

Для достижения указанного технического результата в способе управления космическим аппаратом при поддержании заданной ориентации с помощью реактивных маховиков, включающем определение полетного интервала времени космического аппарата (t₀, t_к) для поддержания заданной ориентации, измерение параметров ориентации космического аппарата относительно опорного физического базиса в текущие моменты времени t p_i(t), где i=1, 2, 3,..., I - число параметров, определяющих ориентацию связанного базиса космического аппарата относительно опорного физического базиса, в том числе измерение вектора абсолютной угловой скорости космического аппарата

, измерение текущих значений векторов угловых скоростей вращения j-x реактивных маховиков

, где j=1, 2, 3,..., J - число реактивных маховиков, определение значений суммарного вектора кинетического момента космического аппарата

по известным значениям моментов инерции космического аппарата и реактивных маховиков, а также измеренным значениям векторов

и

, проверку выполнения условияTo achieve the specified technical result in the method of controlling the spacecraft while maintaining a given orientation using jet flywheels, including determining the flight time interval of the spacecraft (t ₀ , t _k ) to maintain a given orientation, measuring the orientation parameters of the spacecraft relative to the reference physical basis at current moments time tp _i (t), where i = 1, 2, 3, ..., i - the number of parameters determining the orientation of a spacecraft-related basis relative to the support INDIVIDUALS one basis, including vector measurement of absolute angular velocity of the spacecraft

measuring current values of angular rotational velocity vectors jx of jet flywheels

, where j = 1, 2, 3, ..., J is the number of jet flywheels, determining the values of the total vector of the kinetic moment of the spacecraft

according to the known values of the moments of inertia of the spacecraft and jet flywheels, as well as the measured values of the vectors

and

checking condition

где S - область располагаемых значений вектора кинетического момента реактивных маховиков, и, в случае выполнения указанного условия на интервале (t₀, t_к), поддержание заданной ориентации без разгрузки реактивных маховиков от накопленного кинетического момента, а в случае невыполнения указанного условия, разгрузку реактивных маховиков от накопленного кинетического момента, в отличие от известного при поддержании ориентации производят последовательную проверку "n"-возможных вариантов изменения знаков векторов

реактивных маховиков, где n=1, 2, 3..., путем перераспределения кинетического момента внутри реактивных маховиков и в моменты времени изменения знаков векторов

проверяют выполнение условийwhere S is the region of the available values of the kinetic moment vector of the jet flywheels, and, if the specified condition is fulfilled in the interval (t ₀ , t _k ), maintaining the specified orientation without unloading the jet flywheels from the accumulated kinetic moment, and if the specified condition is not fulfilled, unloading the jet flywheels from the accumulated kinetic moment, in contrast to the known one while maintaining the orientation, conduct a sequential check of the "n" -possible options for changing the signs of the vectors

jet flywheels, where n = 1, 2, 3 ..., by redistributing the kinetic moment inside the reactive flywheels and at time instants the signs of the vectors change

check conditions

где η_i - номинальные значения измеряемых i-x параметров ориентации, обеспечивающих поддержание заданной ориентации космического аппарата в пределах допустимых диапазонов;where η _i are the nominal values of the measured ix orientation parameters, ensuring the maintenance of a given orientation of the spacecraft within the acceptable ranges;

δ_i - величины, определяющие допустимые диапазоны на i-e параметры ориентации космического аппарата,δ _i - values that determine the acceptable ranges for ie the orientation parameters of the spacecraft,

и в случае выполнения условия (2) по всем i-м параметрам продолжают поддержание ориентации, а в случае его не выполнения фиксируют "к"-е варианты изменения знаков

и также продолжают поддержание ориентации космического аппарата до завершения всех указанных "n"-х вариантов изменения векторов

, а по окончании поддержания указанной ориентации прогнозируют изменения вектора

на последующем интервале (t₀, t_к) и по результатам прогноза выделяют из

составляющую суммарного вектора кинетического момента реактивных маховиков

, далее по полученным значениям

определяют изменение знаков векторов

реактивных маховиков на указанном интервале, по которым, в свою очередь, определяют "n"-е варианты для реактивных маховиков, изменяющих знак

, сравнивают их с "к"-ми вариантами изменения знаков

, и, в случае их не совпадения, поддержание заданной ориентации космического аппарата с использованием реактивных маховиков производят с начальными условиями

, а в случае совпадения "n"-х вариантов с "к"-ми, производят поиск начального условия

, при котором управление реактивными маховиками не приводит к изменению знаков

при одновременном выполнении условия (1) на интервале (t₀, t_к), а в случае не выполнения условия (1) на указанном интервале, определяют начальные условия

, обеспечивающие выполнение условий (1) и (2) на интервале (t₀, t'_к), максимальном по продолжительности и принадлежащем интервалу (t₀, t_к), далее к моменту времени t₀ начала поддержания ориентации производят приведение вектора кинетического момента космического аппарата

к одному из найденных начальных условий

или

путем разгрузки реактивных маховиков от накопленного кинетического момента и производят поддержание заданной ориентации с помощью реактивных маховиков до момента времени завершения интервала t_к или t'_к соответственно.and if condition (2) is fulfilled, the orientation is continued for all i-th parameters, and if it is not fulfilled, the "k" th options for changing signs are fixed

and also continue to maintain the orientation of the spacecraft until the completion of all these "n" -th options for changing vectors

, and at the end of maintaining the indicated orientation, changes in the vector are predicted

on the subsequent interval (t ₀ , t _k ) and according to the results of the forecast, are isolated from

component of the total vector of the kinetic moment of the jet flywheels

further on the obtained values

determine the change in the signs of the vectors

jet flywheels at the indicated interval, which, in turn, determine the "n" -th options for reactive flywheels that change sign

, compare them with the "k" -th options for changing characters

, and, if they do not coincide, maintaining the given orientation of the spacecraft using jet flywheels is carried out with the initial conditions

, and in case of coincidence of the "n" -th options with the "k" -mi, search for the initial condition

in which the control of the jet flywheels does not change the signs

while condition (1) is fulfilled on the interval (t ₀ , t _k ), and if condition (1) is not fulfilled on the indicated interval, the initial conditions are determined

ensuring the fulfillment of conditions (1) and (2) on the interval (t ₀ , t ' _k ), the maximum in duration and belonging to the interval (t ₀ , t _k ), then, by the time t _{0 of the} beginning of orientation maintenance, the kinetic moment vector is reduced spacecraft

to one of the found initial conditions

or

by discharging the accumulated reactive flywheel angular momentum and produce maintain the desired orientation with reactive flywheels until completion of the time interval t _k or t _'to respectively.

Технический результат достигается тем, что в системе способа управления космическим аппаратом при поддержании заданной ориентации с помощью реактивных маховиков, содержащей блок определения навигационных параметров, блок датчиков ориентации, блок датчиков угловых скоростей, блок измерения кинетического момента реактивных маховиков, блок определения вектора суммарного кинетического момента, блок определения углового положения космического аппарата, блок определения параметров управления угловым движением, блок формирования управляющих сигналов на реактивные маховики, блок безрасходной разгрузки реактивных маховиков, блок реактивных маховиков, при этом первый выход блока определения навигационных параметров соединен с первым входом блока безрасходной разгрузки реактивных маховиков, а второй выход того же блока соединен с первым входом блока определения углового положения космического аппарата, выход блока датчиков ориентации соединен со вторым входом блока определения углового положения космического аппарата, выход блока датчиков угловых скоростей соединен с третьим входом блока определения углового положения космического аппарата, вторым входом блока определения параметров управления угловым движением, первым входом блока определения вектора суммарного кинетического момента, первый выход блока измерения кинетического момента реактивных маховиков соединен со вторым входом блока определения вектора суммарного кинетического момента, а вход блока измерения реактивных маховиков соединен с выходом блока реактивных маховиков, первый и второй выходы блока определения углового положения космического аппарата соединены соответственно с первым входом блока определения параметров управления угловым движением и вторым входом блока безрасходной разгрузки реактивных маховиков, первый, второй и третий выходы блока определения параметров управления угловым движением соединены соответственно с третьим входом блока безрасходной разгрузки реактивных маховиков, первым входом блока формирования управляющих сигналов на реактивные маховики и четвертым входом блока безрасходной разгрузки реактивных маховиков, выход блока определения вектора суммарного кинетического момента соединен с пятым входом блока безрасходной разгрузки реактивных маховиков, выход блока формирования управляющих сигналов на реактивные маховики соединен с входом блока реактивных маховиков, в нее дополнительно включены блок управления движением и навигацией, блок проверочных включений реактивных маховиков, блок проверки на условие точности выполнения ориентации, блок формирования вариантов, определяющих нарушение точности выполнения ориентации, блок прогноза вектора суммарного кинетического момента, блок проверки выполнения условия безрасходного управления, блок определения кинетического момента реактивных маховиков по результатам прогноза, блок определения наличия вариантов изменения знаков угловой скорости маховиков, блок сравнения вариантов по нарушению условий поддержания точности ориентации, блок поиска начальных условий по вектору кинетического момента, блок определения начальных условий для максимальной продолжительности режима ориентации, при этом первый, второй, третий, четвертый и пятый выходы блока управления движением и навигацией, соединены соответственно с первым входом блока прогноза вектора суммарного кинетического момента, входом блока проверочных включений реактивных маховиков, первым и пятым входами блока поиска начальных условий по вектору кинетического момента, четвертым входом блока определения начальных условий для максимальной продолжительности режима ориентации, первый и второй выходы блока проверочных включений реактивных маховиков соединены соответственно со вторым входом блока формирования управляющих сигналов на реактивные маховики и четвертым входом блока проверки на условие точности выполнения ориентации, первый, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходами блока датчиков ориентации, блока датчиков угловой скорости, блока реактивных маховиков, а выход блока проверки на условия точности выполнения ориентации соединен с первым входом блока формирования вариантов, определяющих нарушения точности выполнения ориентации, а второй вход указанного блока соединен с выходом блока реактивных маховиков, выход блока формирования вариантов, определяющих нарушения точности выполнения ориентации соединен с первым входом блока сравнения вариантов по нарушению условий поддержания точности ориентации, второй, третий и четвертый входы блока прогноза вектора суммарного кинетического момента, соединены соответственно с выходом блока определения вектора суммарного кинетического момента, третьим выходом блока определения углового положения космического аппарата, вторым выходом блока определения навигационных параметров, первый, второй, третий, четвертый и пятый выходы блока проверки выполнения условия безрасходного управления соединены соответственно с шестым входом блока безрасходной разгрузки реактивных маховиков, с первым входом блока определения кинетического момента реактивных маховиков по результатам прогноза, со вторым входом блока поиска начальных условий по вектору кинетического момента, третьим входом блока определения начальных условий для максимальной продолжительности режима ориентации, шестым входом блока определения параметров управления угловым движением, а первый, второй, третий и четвертый входы блока проверки выполнения условия безрасходного управления соединены соответственно с выходом блока прогноза вектора суммарного кинетического момента, с выходом блока датчиков угловых скоростей, со вторым выходом блока измерения кинетического момента реактивных маховиков, с выходом блока поиска начальных условий по вектору кинетического момента, второй вход блока определения кинетического момента реактивных маховиков по результатам прогноза соединен с четвертым выходом блока определения параметров управления угловым движением, а выход блока определения кинетического момента реактивных маховиков по результатам прогноза соединен с входом блока определения наличия вариантов изменения знаков угловой скорости маховиков, первый, второй, третий, четвертый и пятый выходы блока определения наличия вариантов изменения знаков угловой скорости маховиков соединены соответственно с пятым входом блока определения параметров управления угловым движением, с четвертым входом блока поиска начальных условий по вектору кинетического момента, со вторым входом блока сравнения вариантов по нарушению условий поддержания точности ориентации, с седьмым входом блока безрасходной разгрузки реактивных маховиков и с первым входом блока определения начальных условий для максимальной продолжительности режима ориентации, первый, второй, третий и четвертый выходы блока сравнения вариантов по нарушению условий поддержания точности выполнения ориентации соединены соответственно с четвертым входом блока определения параметров управления угловым движением, с третьим входом блока поиска начальных условий по вектору кинетического момента, с седьмым входом блока безрасходной разгрузки реактивных маховиков, со вторым входом блока определения начальных условий для максимальной продолжительности режима ориентации, первый и второй выходы блока определения начальных условий для максимальной продолжительности режима ориентации соединен соответственно по отдельности с шестыми входами блоков безрасходной разгрузки реактивных маховиков и определения параметров управления угловым движением.The technical result is achieved in that in a system for controlling a spacecraft while maintaining a given orientation using jet flywheels, which contains a unit for determining navigation parameters, a block for orientation sensors, a block for angular velocity sensors, a unit for measuring the kinetic moment of reactive flywheels, a unit for determining the vector of total kinetic moment, a unit for determining the angular position of the spacecraft, a unit for determining the parameters for controlling the angular movement, a unit for forming a control signals to the jet flywheels, the unit for the non-expendable unloading of the jet flywheels, the block of the jet flywheels, the first output of the unit for determining navigation parameters connected to the first input of the unit for unloading the jet flywheels, and the second output of the same unit connected to the first input of the unit for determining the angular position of the spacecraft , the output of the block of orientation sensors is connected to the second input of the block for determining the angular position of the spacecraft, the output of the block of sensors of angular velocity is connected n with the third input of the unit for determining the angular position of the spacecraft, the second input of the unit for determining the parameters of control of the angular motion, the first input of the unit for determining the vector of the total kinetic moment, the first output of the unit for measuring the kinetic moment of the jet flywheels is connected to the second input of the unit for determining the vector of the total kinetic moment, and the input the measuring unit of the reactive flywheels is connected to the output of the unit of the reactive flywheels, the first and second outputs of the unit for determining the angular position the spacecraft are connected respectively to the first input of the block for determining the parameters of controlling the angular movement and the second input of the block for the non-expendable unloading of the jet flywheels, the first, second and third outputs of the block for determining the parameters of the control of the angular motion signals to the jet flywheels and the fourth input of the unit for non-expendable unloading of jet flywheels, the output of the op if the vector of total kinetic momentum is connected to the fifth input of the jet flywheel unloading unit, the output of the control signal generation unit to the jet flywheels is connected to the input of the jet flywheel block, it additionally includes a motion and navigation control unit, a reactive flywheel test inclusion block, a condition check block the accuracy of the orientation, the block forming options that determine the violation of the accuracy of the orientation, the forecast block of the vector of total of the non-logical moment, the unit for verifying the fulfillment of the condition for non-expendable control, the unit for determining the kinetic moment of the jet flywheels according to the forecast results, the unit for determining the availability of options for changing the signs of the angular speed of the flywheels, the unit for comparing options for violating the conditions for maintaining the orientation accuracy, the block for searching the initial conditions for the kinetic moment vector, determining the initial conditions for the maximum duration of the orientation mode, while the first, second, third, fourth and fifth outputs the motion and navigation control unit are connected respectively to the first input of the forecast unit of the vector of total kinetic moment, the input of the block of test inclusions of the jet flywheels, the first and fifth inputs of the block of search for initial conditions by the vector of kinetic moment, the fourth input of the block to determine the initial conditions for the maximum duration of the orientation mode, the first and second outputs of the block of test inclusions of the jet flywheels are connected respectively to the second input of the control unit their signals to the jet flywheels and the fourth input of the block checking the accuracy of orientation, the first, second and third inputs of which are connected respectively to the outputs of the block of orientation sensors, the block of angular velocity sensors, the block of reactive flywheels, and the output of the block of checking the accuracy of orientation is connected with the first input of the block forming options that determine violations of the accuracy of the orientation, and the second input of the indicated block is connected to the output of the jet flywheel block, the output of the block and the formation of options that determine violations of the accuracy of the orientation is connected to the first input of the unit for comparing options for violating the conditions for maintaining the orientation accuracy, the second, third and fourth inputs of the forecast block of the vector of total kinetic moment are connected respectively to the output of the block for determining the vector of total kinetic moment, the third output of the block determining the angular position of the spacecraft, the second output of the unit for determining navigation parameters, the first, second, third, fourth the fifth and fifth outputs of the unit for verifying the fulfillment of the condition for non-expendable control are connected respectively to the sixth input of the unit for non-expendable unloading of jet flywheels, with the first input of the unit for determining the kinetic moment of the jet flywheels according to the forecast results, with the second input of the block for searching the initial conditions by the vector of kinetic momentum, the third input of the unit for determining initial conditions for the maximum duration of the orientation mode, the sixth input of the block determining the parameters of the control of angular movement, and the first, second, third and fourth inputs of the unit for verifying the fulfillment of the condition for non-expendable control are connected, respectively, with the output of the forecast unit for the vector of total kinetic momentum, with the output of the block of angular velocity sensors, with the second output of the unit for measuring the kinetic moment of reactive flywheels, with the output of the initial conditions search unit by vector kinetic moment, the second input of the unit for determining the kinetic moment of the jet flywheels according to the forecast results is connected to the fourth output of the unit of determination of angular motion control parameters, and the output of the unit for determining the kinetic moment of the jet flywheels according to the forecast results is connected to the input of the unit for determining the presence of options for changing the signs of the angular speed of the flywheels, the first, second, third, fourth and fifth outputs of the unit for determining the presence of options for changing the signs of the angular speed of the flywheels are connected respectively with the fifth input of the block for determining the parameters for controlling the angular motion, with the fourth input of the block for searching the initial conditions by the kinetic vector moment, with the second input of the unit for comparing options for violation of the conditions for maintaining orientation accuracy, with the seventh input of the unit for waste-free unloading of jet flywheels and with the first input of the unit for determining the initial conditions for the maximum duration of the orientation mode, the first, second, third and fourth outputs of the unit for comparing options for violation conditions for maintaining the accuracy of the orientation, respectively, are connected to the fourth input of the block for determining the parameters for controlling the angular movement, with the third input loka of searching for initial conditions by the vector of kinetic moment, with the seventh input of the unit for non-expendable unloading of jet flywheels, with the second input of the block for determining the initial conditions for the maximum duration of the orientation mode, the first and second outputs of the block for determining the initial conditions for the maximum duration of the orientation mode are connected individually to the sixth the inputs of the blocks of non-expendable unloading of jet flywheels and determine the parameters of the control of angular movement.

Для объяснения сути предлагаемого технического решения в описание изобретения введены фиг.1 - 7.To explain the essence of the proposed technical solution in the description of the invention introduced figure 1 - 7.

На фиг.1-2 представлены функциональные блок-схемы системы-прототипа.Figure 1-2 presents a functional block diagram of a prototype system.

На фиг.3-5 представлены графики угловой скорости РМ, угла ориентации и угловой скорости КА соответственно.Figure 3-5 presents graphs of the angular velocity of the RM, the orientation angle and the angular velocity of the spacecraft, respectively.

На фиг.6 представлена схема расположения j-x РМ на КА, где j=1, 2, 3, 4 и область S системы, созданной j-ми РМ.Figure 6 shows the layout of j-x PM on the spacecraft, where j = 1, 2, 3, 4 and region S of the system created by the j-th PM.

На фиг.7 представлена функциональная блок-схема предлагаемой системы управления КА.Figure 7 presents a functional block diagram of the proposed spacecraft control system.

Пусть на КА установлено 4-е РМ с неподвижными осями вращения (см. фиг.6). Матрица направляющих косинусов их собственных кинетических моментов для РМ с векторами

, равными по абсолютному значению

, имеет вид:Let the spacecraft have 4 PM with fixed axes of rotation (see Fig.6). The matrix of guiding cosines of their own kinetic moments for RM with vectors

equal in absolute value

has the form:

При этом триэдр связанного базиса OXYZ согласован с эллипсоидом инерции КА - строительные оси являются одновременно главными центральными осями инерции.In this case, the trihedron of the coupled basis OXYZ is consistent with the spacecraft inertia ellipsoid - the construction axes are simultaneously the main central axes of inertia.

Область S (см. фиг.6) располагаемых значений вектора кинетического момента имеет вид неправильного многогранника с вписанной сферой радиусомThe region S (see Fig. 6) of the available values of the kinetic moment vector has the form of an irregular polyhedron with an inscribed sphere of radius

Суммарный вектор кинетического момента системы

состоит из j-x роторов (гироскопов), каждый со своим кинетическим моментом

:The total vector of the kinetic moment of the system

consists of jx rotors (gyroscopes), each with its own kinetic moment

:

где

и I_j - векторы угловой скорости РМ относительно корпуса и момент инерции соответствующих роторов маховиков.Where

and I _j are the angular velocity vectors of the PM relative to the housing and the moment of inertia of the corresponding flywheel rotors.

В процессе управления угловым движением КА с помощью системы РМ, маховики могут изменять знак

по "n"-м вариантам в соответствии с таблицей 1.In the process of controlling the angular motion of the spacecraft using the RM system, the flywheels can change the sign

according to the "n" th options in accordance with table 1.

Наиболее вероятными являются первые десять (n=1, 2,...,10) вариантов. Менее вероятны варианты n=11...15. При этом рассматриваются только законы управления системой маховиков без включения РД, которая обеспечивает, в свою очередь, управление угловым движением КА. Однако не каждая из комбинаций в "n"-х вариантах может приводить к нарушению точности поддержания заданной ориентации. Различное сочетание в изменении знаков

приводит к различным проявлениям в поведении динамики КА. В каждом конкретном случае это зависит от инерционных характеристик КА, конструктивных особенностей, наличия демфирующих элементов и т.д. И установить указанные отклонения по углу и угловой скорости (или другим параметрам, установленным для управления в кинематическом контуре КА) возможно наиболее достоверно непосредственно в условиях космического полета. Связано это с тем, что окончательно динамические параметры космических аппаратов формируются после выведения их на рабочую орбиту и раскрытия всех элементов конструкции.The most likely are the first ten (n = 1, 2, ..., 10) options. Less likely are options n = 11 ... 15. In this case, only the laws of controlling the flywheel system without turning on the taxiway, which, in turn, controls the angular motion of the spacecraft, are considered. However, not each of the combinations in the "n" versions can lead to a violation of the accuracy of maintaining a given orientation. Different combination of changing characters

leads to various manifestations in the behavior of the dynamics of the spacecraft. In each case, this depends on the inertial characteristics of the spacecraft, design features, the presence of damping elements, etc. And it is possible to establish the indicated deviations in angle and angular velocity (or other parameters established for control in the kinematic circuit of the spacecraft) directly in space flight conditions. This is due to the fact that the finally dynamic parameters of spacecraft are formed after putting them into a working orbit and the disclosure of all structural elements.

Для определения, какой из вариантов "n" может привести к нарушению требований по точности поддержания заданной ориентации, необходимо провести проверку указанных "n"-х возможных вариантов изменения знаков векторов

.To determine which of the options “n” can lead to a violation of the requirements for the accuracy of maintaining a given orientation, it is necessary to check the indicated “n” -th options for changing the signs of the vectors

.

Для этого при поддержании ориентации производим перераспределение кинетического момента внутри реактивных маховиков. Например, маховик с кинетическим моментом ротора

управляет угловым движением КА вокруг оси ОХ, производит направленный набор угловой скорости от нуля до значения

, при этом четвертый маховик парирует указанный кинетический момент за счет противоположного направления проекции создаваемого им кинетического момента на указанную ось. Одновременно второй и третий маховики парируют составляющие кинетического момента четвертого маховика на оси ОУ и OZ соответственно, которые образуются в процессе работы четвертого маховика.To do this, while maintaining orientation, we redistribute the kinetic moment inside the jet flywheels. For example, a flywheel with a kinetic moment of the rotor

controls the angular motion of the spacecraft around the axis OX, produces a directional set of angular velocity from zero to a value

while the fourth flywheel fights off the specified kinetic moment due to the opposite direction of the projection of the kinetic moment created by it on the specified axis. At the same time, the second and third flywheels fend off the components of the kinetic moment of the fourth flywheel on the axis OU and OZ, respectively, which are formed during the operation of the fourth flywheel.

Потребная величина кинетического момента четвертого маховика для парирования работы первого составит

. Далее разгон маховиков заменяется торможением. Если у четвертого маховика на момент начала разгона были нулевые начальные условия, то по концу торможения оба маховика могут одновременно изменить знаки угловой скорости (произойдет взаимный обмен кинетическим моментом между двумя маховиками через корпус КА без "вмешательства" составляющей

).The required value of the kinetic moment of the fourth flywheel to parry the work of the first is

. Further, the acceleration of the flywheels is replaced by braking. If the fourth flywheel had zero initial conditions at the time of acceleration, then at the end of braking, both flywheels can simultaneously change the signs of angular velocity (there will be a mutual exchange of the kinetic moment between the two flywheels through the spacecraft’s body without an “interference” component

)

Если же у четвертого маховика начальные условия по вектору кинетического момента были отличные от нуля, то при отрицательных значениях указанных условий по окончанию торможения первого маховика с последующим сохранением знака управляющего момента произойдет смена знака

с "+" на "-", а при положительных значениях начальных условий Г°4<0,87 Г, смена знака

произойдет ранее, до смены знака

.If, on the fourth flywheel, the initial conditions for the kinetic moment vector were non-zero, then with negative values of the indicated conditions, at the end of braking of the first flywheel with subsequent preservation of the control moment sign, the sign will change

from "+" to "-", and with positive values of the initial conditions Г ° 4 <0.87 Г, change of sign

will happen earlier, before the change of sign

.

При этом поведение второго и третьего маховиков в процессе "прокачки" кинетического момента первого маховика на

также будет зависеть от начальных условий на момент начала проведения указанного проверочного перераспределения кинетического момента в системе и действия

. Так как им приходится компенсировать управляющие моменты, создаваемые четвертым маховиком, и при этом поддерживать ориентацию КА, то у них также происходят изменения кинетического момента, которые могут привести к смене в знаках

и

.Moreover, the behavior of the second and third flywheels in the process of “pumping” the kinetic moment of the first flywheel onto

will also depend on the initial conditions at the time the specified verification redistribution of the kinetic moment in the system begins and the action

. Since they have to compensate for the control moments created by the fourth flywheel, and at the same time maintain the orientation of the spacecraft, they also have changes in the kinetic moment, which can lead to a change in signs

and

.

При поддержании ориентации и одновременном проведении перераспределения кинетического момента в системе, необходимо учитывать также действующий на КА внешний возмущающий момент

. Указанный момент будет действовать на всем интервале перераспределения кинетического момента в РМ, при этом маховики одновременно будут производить управление угловым движением КА по данным, поступающим от кинематического контура системы управления движением. Тем самым РМ будут парировать действие

за счет изменений собственного кинетического момента (см. [1], стр.137...147, [4], стр.16, 17).While maintaining orientation and simultaneously redistributing the kinetic moment in the system, it is also necessary to take into account the external disturbing moment acting on the spacecraft

. The specified moment will act on the entire interval of kinetic moment redistribution in the RM, while the flywheels will simultaneously control the angular motion of the spacecraft according to the data received from the kinematic contour of the motion control system. Thus, the RM will fend off the action

due to changes in the own kinetic moment (see [1], pp. 137 ... 147, [4], pp. 16, 17).

Таким образом, проведя одну или несколько "прокачек" каждого из маховиков при разных начальных условиях для векторов

, производим последовательную проверку всех "n"-возможных вариантов изменения знаков векторов

. При этом в моменты времени изменения знаков векторами

проверяем выполнение условий (2).Thus, having performed one or several “pumping” of each of the flywheels under different initial conditions for the vectors

, we conduct a sequential check of all "n" -possible options for changing the signs of vectors

. Moreover, at time instants, signs change by vectors

we verify the fulfillment of conditions (2).

На фиг.4, 5 показаны изменения угловой координаты и угловой скорости КА в момент времени прохождения одним из маховиков нуля и смены знака

. При этом произошло превышение допустимых значений - по углу (ϑ), δ_ϑ|0,1'|, р_ϑ-η_ϑ=0,4'-0,15'≈0,25' и по угловой скорости

,

,

.Figures 4 and 5 show changes in the angular coordinate and angular velocity of the spacecraft at a time when one of the flywheels passes zero and changes sign

. In this case, the permissible values were exceeded - in angle (ϑ), δ _ϑ | 0.1 '|, p _ϑ -η _ϑ = 0.4'-0.15'≈0.25' and in angular velocity

,

,

.

В процессе проверок возможны ситуации, когда условие (2) не выполняется не по всем параметрам ориентации КА. Поскольку указанное несоответствие условиям также приводит к срыву решения целевой задачи, то его необходимо отнести к области недопустимых технических решений.In the process of checks, situations are possible when condition (2) is not satisfied for all the spacecraft orientation parameters. Since the indicated non-compliance with the conditions also leads to a breakdown in the solution of the target problem, it must be attributed to the field of unacceptable technical solutions.

Таким образом, в процессе постоянного поддержания ориентации и проведения проверок по изменению векторов

по всем "n"-м вариантам необходимо фиксировать "к"-е варианты указанных изменений, при которых не выполняются условия (2). Если "n" рассматривать как множество решений, то "к" является подмножеством множества "n" (к⊂n).Thus, in the process of constantly maintaining orientation and conducting checks on the change of vectors

for all the “n” th options, it is necessary to fix the “k” th options of the indicated changes, under which conditions (2) are not satisfied. If “n” is considered as a set of solutions, then “k” is a subset of the set “n” (к⊂n).

Завершив необходимые проверки, можно приступать к непосредственному выполнению программы полета.After completing the necessary checks, you can proceed to the direct implementation of the flight program.

Для этого прогнозируем изменения вектора

для последующего поддержания заданной ориентации на интервале (t₀, t_к), см. [5]. Получив

, выделяем из него составляющую

по известному выражению (см. [1], стр.122):To do this, we predict changes in the vector

for the subsequent maintenance of a given orientation on the interval (t ₀ , t _k ), see [5]. Having received

, we select a component from it

according to the well-known expression (see [1], p. 122):

при этом

- кинетический момент корпуса КА известен из условия поддержания заданной ориентации, например, для режима орбитальной ориентацииwherein

- the kinetic moment of the spacecraft hull is known from the condition of maintaining a given orientation, for example, for the orbital orientation mode

где К₀ - кинетический момент орбитального движения КА;where K ₀ is the kinetic moment of the orbital motion of the spacecraft;

К₀=I Ω₀, где I - тензор инерции КА, Ω₀ - орбитальная скорость КА.K ₀ = I Ω ₀ , where I is the SC inertia tensor, and Ω ₀ is the SC orbital velocity.

По полученным значениям

можно определить изменение знаков векторов

. Для этого анализируется закон управления маховиками, например, при использовании четвертого маховика только как резервного, и задействование которого производится только при отказе одного из первых трех маховиков, изменению знака компоненты вектора

, будет означать и соответствующее ему изменение знака

. Это связано с тем, что каждая из компонент вектора при управлении КА формируется отдельным маховиком, т.е.According to the obtained values

can change the signs of vectors

. To do this, the flywheel control law is analyzed, for example, when the fourth flywheel is used only as a backup, and it is activated only when one of the first three flywheels fails, the sign of the vector component changes

will also mean a corresponding change in sign

. This is due to the fact that each of the components of the vector when controlling the spacecraft is formed by a separate flywheel, i.e.

где I_м - момент инерции ротора маховика при условии применения РМ, одинаковых по конструкции.where I _m is the moment of inertia of the rotor of the flywheel, provided that the PM is used, which are identical in design.

Определив, какие из "n"-х вариантов могут иметь место при поддержании заданной ориентации, проверяем их на принадлежность подмножеству "к". В случае пустого подмножества к=0, выполнение динамического режима не приведет к нарушению требуемых условий поддержания заданной ориентации. Следовательно, с начальными условиями

проводим указанный режим.Having determined which of the "n" options can take place while maintaining a given orientation, we check that they belong to the subset of "k". In the case of an empty subset of k = 0, the execution of the dynamic mode will not violate the required conditions for maintaining a given orientation. Therefore, with the initial conditions

we carry out the specified mode.

Если же к≠0, то производим поиск начального условия

, при котором управление не будет приводить к смене знака

. В рассматриваемом примере для Н_х, Н_у, H_z должны исключаться переходы через нулевые значения.If k ≠ 0, then we search for the initial condition

at which control will not lead to a change of sign

. In this example, for H _x , H _y , H _z , transitions through zero values should be excluded.

Пример поиска таких условий представлен в [6] для случая выполнения режима поддержания ориентации после программного разворота. При этом значение

должно обеспечивать выполнение условия (1). Одним из приемлемых методов поиска начальных условий является метод последовательных итераций. Для его реализации к значению

прибавляется

, т.е.

, далее проверяется условие (1) (например, при апроксимации области S сферой должно выполняться условие

и процесс поиска повторяется несколько раз до выполнения указанного условия. В случае, если найти указанные условия не удается в силу ограниченности области S, производится определение

, обеспечивающих выполнение условия (1) на интервале (t₀, t'_к), максимальном по продолжительности и принадлежащих интервалу (t₀, t'_к).An example of the search for such conditions is presented in [6] for the case of maintaining the orientation maintenance mode after a program turn. In this case, the value

must ensure the fulfillment of condition (1). One of the acceptable methods for finding the initial conditions is the method of sequential iterations. To implement it to the value

is being added

, i.e.

, then condition (1) is checked (for example, when approximating region S by a sphere, the condition

and the search process is repeated several times until the specified condition is met. If it is not possible to find the indicated conditions due to the boundedness of the domain S, a definition is made

ensuring the fulfillment of condition (1) on the interval (t ₀ , t ' _k ), the maximum in duration and belonging to the interval (t ₀ , t' _k ).

Например, если область S на фиг.6 апроксимировать сферой радиусом R, то начальные условия

, которые могут обеспечить управление на интервале

можно задать следующим образом:For example, if the region S in Fig. 6 is approximated by a sphere of radius R, then the initial conditions

that can provide control over the interval

can be set as follows:

т.е. управление должно привести кинетический момент от поверхности сферы во внутрь. Таким образом, максимально будет использована область S располагаемых значений вектора кинетического момента. При этом необходимо дополнительно провести проверку выполнения условия (1) на всем интервале (t₀, t'_к). В случае невыполнения условия (1) путем последовательных итераций с изменением компонент и знаков вектора

, производится поиск начальных условий, обеспечивающих выполнение условия (1). Определив начальные условия

или

путем разгрузки системы РМ от накопленного кинетического момента, производим приведение текущего значения вектора

на момент времени t₀ к одному из значений

или

.those. control should bring the kinetic moment from the surface of the sphere inward. Thus, the region S of the available values of the kinetic moment vector will be used to the maximum. In this case, it is necessary to additionally verify that condition (1) is fulfilled over the entire interval (t ₀ , t ' _k ). If condition (1) is not met by successive iterations with a change in the components and signs of the vector

, a search is made for the initial conditions ensuring the fulfillment of condition (1). Defining the initial conditions

or

by unloading the RM system from the accumulated kinetic moment, we bring the current value of the vector

at time t ₀ to one of the values

or

.

Получив к моменту времени t₀ искомые значения

или

производим поддержание заданной ориентации при помощи системы РМ до момента времени завершения интервала t_к или t'_к соответственно.Having obtained the desired values at time t ₀

or

We produce maintain the desired orientation using the PM system to time _{to the} completion interval t or t _'to respectively.

Реализацию предложенного способа можно осуществить при помощи системы управления движением и навигации (СУДН) КА, построенной на принципах бесплатформенных инерциально навигационных систем (БИНС), (см. [1], стр.101...105, [4], стр.12...18). При этом в нее необходимо ввести дополнительные блоки и функциональные связи, позволяющие реализовать предлагаемый "Способ управления КА...".Implementation of the proposed method can be carried out using the spacecraft navigation and navigation system (VESS) of the spacecraft, based on the principles of strapdown inertial navigation systems (SINS), (see [1], p. 101 ... 105, [4], p. 12 ...eighteen). At the same time, it is necessary to introduce additional blocks and functional connections into it, which allow to implement the proposed "Spacecraft control method ...".

На фиг.7 представлена функциональная блок-схема указанной системы.Figure 7 presents a functional block diagram of the specified system.

При этом на фиг.7 введены нижеследующие обозначения:In this case, in Fig. 7, the following notation is introduced:

17 - блок управления движением и навигацией (БУДН);17 - motion control unit and navigation (BUDN);

18 - блок проверочных включений РМ (БПВРМ);18 - block test inclusions RM (BPVRM);

19 - блок проверки на соответствия условиям точности выполнения ориентации (БПУТВО);19 - unit check for compliance with the conditions for the accuracy of orientation (BPUTVO);

20 - блок формирования вариантов нарушения точности выполнения ориентации (БФВНТВО);20 - block forming options for violation of the accuracy of orientation (BFVNTVO);

21 - блок прогноза вектора суммарного кинетического момента (БПВСКМ);21 is a block prediction of the vector of total kinetic moment (BPVSKM);

22 - блок проверки выполнения условия безрасходного управления (БПВУБУ);22 - unit verifying the fulfillment of the condition of non-expendable control (BPVUBU);

23 - блок определения кинетического момента РМ по результатам прогноза (БОКМРМРП);23 - block determining the kinetic moment of the Republic of Moldova according to the forecast results (BOKMRMRP);

24 - блок определения наличия вариантов изменения знаков угловой скорости маховиков (БОНИЗУСМ);24 is a block for determining the presence of options for changing the signs of the angular velocity of the flywheels (BONIZUSM);

25 - блок сравнения вариантов по нарушению условий поддержания точности ориентации (БСВНУПТО);25 is a block comparing options for violating conditions for maintaining orientation accuracy (BSVNUPTO);

26 - блок поиска начальных условий по вектору кинетического момента (БПНУВКМ);26 - block search for initial conditions by the vector of kinetic moment (BPNUVKM);

27 - блок определения начальных условий для максимальной продолжительности режима ориентации (БОНУМПРО).27 - block determining the initial conditions for the maximum duration of the orientation mode (BONUMPRO).

При этом первый выход БУДН 17 соединен с первым входом БПВСКМ 21, а второй, третий и четвертый выходы того же блока - с входом БПВРМ 18, первым и пятым входами БПНУВКМ 26. Первый выход БПВРМ 18 соединен со вторым входом БФУСРМ 13, а второй выход указанного блока - с четвертым входом БПУТВО 19. Выход БПУТВО 19 соединен с первым входом БФВНТВО 20, а первый, второй и третий входы БПУТВО 19 соединены соответственно с выходами БДОР 2, БДУС 3 и БРМ 9.In this case, the first output of the BUDN 17 is connected to the first input of the BPVSKM 21, and the second, third and fourth outputs of the same block are connected to the input of the BPVRM 18, the first and fifth inputs of the BPNUVKM 26. The first output of the BPVRM 18 is connected to the second input of the BFUSRM 13, and the second output of the indicated block - with the fourth input of the BTUVTO 19. The output of the BTUVTO 19 is connected to the first input of the BFVNTVO 20, and the first, second and third inputs of the BTUVTO 19 are connected to the outputs of the BDOR 2, BDUS 3 and BRM 9, respectively.

Выход БФВНТВО 20 соединен с первым входом БСВНУПТО 25, а второй вход БФВНТВО 20 соединен с выходом БРМ 9.The output of the BFVNTVO 20 is connected to the first input of the BSVNUPTO 25, and the second input of the BFVNTVO 20 is connected to the output of the BRM 9.

БПВСКМ 21 своим выходом соединен с первым входом БПВУБУ 22, а второй, третий и четвертый входы в БПВСКМ 21 соединены соответственно со вторым выходом БОНП 1, третьим выходом БОУП 10 и выходом БОВСКМ 5.BPVSKM 21 with its output is connected to the first input of BPVUBU 22, and the second, third and fourth inputs to BPVSKM 21 are connected respectively with the second output of the BONP 1, the third output of the BOUP 10 and the output of the BOVSKM 5.

Первый, второй и третий выходы БПВУБУ 22 соединены соответственно с шестым входом ББРСРМ 16, первым входом БОКМРМРП 23 и вторым входом БПНУВКМ 26. А второй, третий и четвертый входы БПВУБУ 22 соединены соответственно с выходом БДУС 3, вторым выходом БИКМ 4 и выходом БПНУВКМ 26.The first, second, and third outputs of the BPVUBU 22 are connected respectively to the sixth input of the BRBSRM 16, the first input of the BOKMRMRP 23 and the second input of the BPNUVKM 26. And the second, third, and fourth inputs of the BPVUBU 22 are connected respectively to the output of BDVUBU 22, the second output of BIKM 4 and the output of BPNUVM 26 .

Второй вход БОКМРМРП 23 соединен с четвертым выходом БОПУУД 12. А выход БОКМРМРП 23 соединен с входом БОНИЗУСМ 24.The second input of BOKMRMRP 23 is connected to the fourth output of BOPUUD 12. And the output of BOKMRMRP 23 is connected to the input of BONIZUSM 24.

Первый, второй, третий и четвертый выходы БОНИЗУСМ 24 соединены соответственно с пятым входом БОПУУД 12, четвертым входом БПНУВКМ 26, вторым входом БСВНУПТО 25 и седьмым входом ББРСРМ 16.The first, second, third and fourth outputs of BONIZUSM 24 are connected respectively to the fifth input of BOPUUD 12, the fourth input of BPNUVKM 26, the second input of BSVNUPTO 25 and the seventh input of BRBSRM 16.

Первый, второй и третий выходы БСВНУПТО 25 соединены соответственно с четвертым входом БОПУУД 12, третьим входом БПНУВКМ 26 и седьмым входом ББРСРМ 16.The first, second and third outputs of BSVNUPTO 25 are connected respectively to the fourth input of BOPUUD 12, the third input of BPNUVKM 26 and the seventh input of BRBSRM 16.

Первый, второй, третий и четвертый входы БОНУМПРО 27 соединены соответственно с пятым выходом БОНИЗУСМ 24, с четвертым выходом БСВНУПТО 25, с четвертым выходом БПВУБУ 22, с пятым выходом БУДН 17.The first, second, third and fourth inputs of BONUMPRO 27 are connected, respectively, with the fifth output of BONIZUSM 24, with the fourth output of BSVNUPTO 25, with the fourth output of BPVUBU 22, with the fifth output of BUDNUSM 17.

Выход БОНУМПРО 27 соединен с пятым входом ББРСРМ 16. Пятый выход БПВУБУ 22 и второй выход БОНУМПРО 27, соединены с шестым входом ББРСРМ 16.The output of the BONUMPRO 27 is connected to the fifth input of the BRBSRM 16. The fifth output of the BPVUBU 22 and the second output of BONUMPRO 27 are connected to the sixth input of the BRBSRM 16.

Работает система (см. фиг.7) следующим образом.The system works (see Fig. 7) as follows.

В БПВРМ 18 из второго выхода БУСУДН 17 выдается команда на дополнительные проверочные включения по одному из j-x PM. При этом выбор j-го PM может производиться с учетом начальных условий по вектору

на момент выдачи указанной команды. Как указывалось ранее, от начальных условий будет зависеть, какие PM поменяют свой знак

в процессе проверочного включения выбранного маховика.In BPVRM 18 from the second output of BUSUDN 17 a command is issued for additional test switching on one of jx PM. Moreover, the choice of j-th PM can be made taking into account the initial conditions for the vector

at the time of issuing the specified command. As mentioned earlier, it will depend on the initial conditions which PM will change their sign

during the test inclusion of the selected flywheel.

По указанной команде на соответствующий j-й маховик в БРМ 9, например, первый, поступает серия управляющих импульсов из первого выхода БПВРМ 18 на второй вход БФУСРМ 13, пропорциональных угловой скорости его вращения. При этом в управлении маховика участвует также блок БФУСРМ 13 по командам (импульсам) с БОПУУД 12. Таким образом, производится управление маховиком по суммарному коду управления на выполнение режима ориентации и на проведение проверочного включения. В процессе разгона (торможения) выбранного маховика, суммарный управляющий момент

, действующий на КА, частично воспринимается динамическим контуром как возмущающий

. Следовательно, система управления движением его парирует путем приложения управляющих моментов от второго и третьего маховиков и подключения в работу резервного (четвертого маховика).According to the indicated command, the corresponding j-th flywheel in BRM 9, for example, the first, receives a series of control pulses from the first output of the BPVRM 18 to the second input of the BFUSRM 13 proportional to the angular velocity of its rotation. At the same time, the BFUSRM 13 unit is also involved in controlling the flywheel by commands (pulses) from BOPUUD 12. Thus, the flywheel is controlled by the total control code to perform orientation mode and to carry out test switching. During acceleration (braking) of the selected flywheel, the total control torque

acting on the spacecraft is partially perceived by the dynamic circuit as disturbing

. Consequently, the motion control system counters it by applying control moments from the second and third flywheels and connecting the backup (fourth flywheel) to the work.

В результате происходит описанное ранее перераспределение кинетического момента внутри РМ между маховиками.As a result, the previously described redistribution of the kinetic moment inside the RM between the flywheels occurs.

В процессе указанного перераспределения

меняют свои знаки, при этом момент времени события фиксируется БПУТВО 19 по информации с выхода БРМ 9. Для этого выход БРМ 9 подключен к третьему входу указанного блока, по которому информация от датчиков угловой скорости РМ (например, тахогенераторов) поступает на третий вход БПУТВО 19. Одновременно на входы первый и второй БПУТВО 19 поступает информация из БДОР 2 и БДУС 3 о текущем значении параметров p_i(t). При этом работа БПУТВО 19 осуществляется по команде на его четвертый вход с БПВРМ 18, одновременно с началом выдачи команд в БФУСРМ 13. В БПУТВО 19 производится проверка выполнения условий (2) по η_i и δ_i, ранее заложенным в логику работы блока в момент времени изменения знака w_j. И в случае невыполнения по одному из параметров или более условий (2), информация с БПУТВО 19 поступает на первый вход БФВНТВО 20. На второй вход указанного блока поступает также информация из БРМ 9. БФВНТВО 20 формирует подмножество из "к"-вариантов, в котором каждому варианту соответствуют определенные изменения значении

.In the process of said redistribution

they change their signs, at the same time, the event time is recorded by БПУТВО 19 according to information from the output of the BRM 9. For this, the output of the BRM 9 is connected to the third input of the indicated unit, by which information from the angular velocity sensors of the Republic of Moldova (for example, tachogenerators) is fed to the third input of the БПУТВО 19 . At the same time, the inputs of the first and second BTUPVO 19 receive information from BDOR 2 and BDUS 3 about the current value of the parameters p _i (t). At the same time, the operation of the BUTU 19 is carried out by a command to its fourth entrance with the BVVRM 18, simultaneously with the beginning of the issuance of commands to the BFUSRM 13. In the BUTU 19 it checks the fulfillment of conditions (2) by η _i and δ _i previously laid down in the logic of the unit at the time sign change time w _j . And if one of the parameters or more conditions (2) is not fulfilled, the information from the BTUVTO 19 is fed to the first input of the BFVNTVO 20. The second input of the indicated block also receives information from the BRM 9. The BFVVTVO 20 forms a subset of the “k” options, which each variant corresponds to certain changes in the meaning

.

Для проверки всех возможных вариантов "n" в БПВРМ 18 последовательно могут задаваться с БУДН 17 проверочные включения по каждому из маховиков (включая резервный маховик) при различных начальных условиях по вектору кинетического момента в БРМ 9. После проверки всех "n"-х вариантов, информация о "к"-х вариантах поступает с выхода БФВНТВО 20 на первый вход БСВНУПТО 25.To check all possible variants of "n" in BPVRM 18, test inclusions for each of the flywheels (including the backup flywheel) under different initial conditions for the kinetic moment vector in BRM 9 can be sequentially set with BUDN 17, after checking all the "n" options, information about the "k" options comes from the output of the BFVNTVO 20 to the first input of the BSVNUPTO 25.

По окончании "прокачки" РМ производим прогноз изменений суммарного вектора кинетического момента на интервале (t₀, t_к)

по команде с первого выхода БУДН 17 на первый вход БПВСКМ 21. Для этого в БПВСКМ 21 из выхода БОВСКМ 5 получаем на четвертый вход информацию о

, из второго выхода БОНП 1 - о навигационных параметрах, из БОУП 10 - об угловой ориентации КА относительно опорного физического базиса соответственно на второй и третий входы. Кроме того, в блок БПВСКМ 21 дополнительно закладываются параметры ρ_p для указанного прогноза - тензор инерции КА, гравитационные параметры Земли, Луны и Солнца и т.д. из первого выхода БУДН 17 на первый вход БПВСКМ 21. Прогноз осуществляется по результатам интегрирования известных уравнений углового движения КА (см., например, [5], стр.13-15) в указанном блоке, куда указанные параметры ρ_p закладываются в виде расчетных констант.At the end of the "pumping" of the RM, we forecast the changes in the total vector of the kinetic moment in the interval (t ₀ , t _k )

by command from the first exit of BUDN 17 to the first entrance of BPVSKM 21. For this, in BPVSKM 21 from the output of BOVSKM 5 we receive information on the fourth entrance about

, from the second output of BONP 1 - about navigation parameters, from BOUP 10 - about the angular orientation of the spacecraft relative to the supporting physical basis, respectively, to the second and third inputs. In addition, the ρ _p parameters for the indicated forecast are additionally embedded in the BPVSKM 21 block — the inertia tensor of the spacecraft, the gravitational parameters of the Earth, the Moon and the Sun, etc. from the first output of BUDN 17 to the first input of BPVSKM 21. The forecast is made by integrating the known equations of the angular motion of the spacecraft (see, for example, [5], pp. 13-15) in the indicated block, where the indicated parameters ρ _p are laid down in the form of calculated constants.

Спрогнозированные значения

из БПВСКМ 21 передаются на первый вход в БПВУБУ 22, где производится проверка выполнения условия (1). Туда же на второй вход БПВУБУ 22 передается информация с выхода БДУС 3 о

, на третий вход из БИКМ 4 о значении

. Указанная информация позволяет определитьPredicted values

from BPVSKM 21 are transferred to the first entrance to BPVUBU 22, where they verify the fulfillment of condition (1). There, on the second input of BPVUBU 22, information is transmitted from the output of BDUS 3 o

, to the third entrance from BIKM 4 about the value

. The specified information allows you to determine

где I_T - тензор инерции КА.where I _T is the inertia tensor of the spacecraft.

Проверка производится по выполнению условияVerification is carried out on the condition

При этом в алгоритме работы блока БПВУБУ 22 заложены параметры, описывающие область S.Moreover, in the algorithm of operation of the BPVUBU 22 block, parameters are described that describe area S.

Если указанное условие не выполняется, то выдается на второй вход БПНУВКМ 26 с третьего выхода БПВУБУ 22 команда на поиск начальных условий по вектору

на предстоящий режим ориентации. При этом на первый вход БПНУВКМ 26 заранее задается программа поиска с третьего выхода БУДН 17, например, для поиска

. Для поиска к текущему значению

через четвертый вход в БПВУБУ 22 с выхода БПНУВКМ 26 прибавляется значение

и далее производится проверка выполнения условияIf the specified condition is not fulfilled, then a command is issued to the second input BPNUVKM 26 from the third output BPVUBU 22 to search for the initial conditions by vector

on the upcoming orientation mode. At the same time, the search program from the third output of the BUDN 17, for example, for searching, is predefined on the first input of BPNUVKM 26

. To search for the current value

through the fourth entrance to BPVUBU 22 from the output of BPNUVKM 26 the value is added

and then the condition is checked

где

Where

на "m"-м шаге, где

- прогнозируемые значения вектора кинетического момента на интервале (t₀, t_к), при этом интервал поиска также задается с БПНУВКМ 26 по тому же каналу. Поиск

прекращается на "m"-м шаге при выполнении условия (1)', т.е.on the "m" th step, where

- the predicted values of the vector of kinetic momentum in the interval (t ₀ , t _k ), while the search interval is also set with BPNUVKM 26 on the same channel. Search

terminates at the "m" th step when condition (1) 'is satisfied, i.e.

при этом получаем промежуточное значение, которое далее должно быть проверено на выполнимость по условиям точности поддержания заданной ориентации. Команда о прекращении поиска (выдачи очередного "m"-го шага) поступает с третьего выхода БПВУБУ 22 на второй вход БПНУВКМ 26. Значение

с первого выхода БПВУБУ 22 выдается на шестой вход БОПУУД 16 для разгрузки.we obtain an intermediate value, which should then be checked for feasibility according to the conditions of accuracy of maintaining a given orientation. The command to stop the search (issuing the next "m" th step) is received from the third output of the BPVUBU 22 to the second input of the BPNUVKM 26. Value

from the first output BPVUBU 22 is issued to the sixth input of BOPUUD 16 for unloading.

БРМ 9 от накопленного кинетического момента, где

. При этом, как будет показано далее, разгрузка начнется при условии подтверждения с третьего выхода БСВНУПТО 25 на седьмой вход ББРСРМ 16 выполнения условий точности поддержания ориентации (2).BRM 9 from the accumulated kinetic moment, where

. In this case, as will be shown below, unloading will begin if the BSVNUPTO 25 third output to the seventh input of the BRBSRM 16 is confirmed to meet the orientation accuracy conditions (2).

Если же условие (1) выполняется, то значения суммарного вектора

передается на первый вход БОКМРМРП 23 со второго входа БПВУБУ 22, где по данным с четвертого выхода БОПУУД 12 на предстоящий режим, также передаваемым на второй вход указанного блока, включающим в себя значение

KA, производится по (5) определение

для значений

.If condition (1) is satisfied, then the values of the total vector

is transmitted to the first input of the BOKMRMRP 23 from the second input of the BPVUBU 22, where according to the fourth output of the BOPUUD 12 to the upcoming mode, also transmitted to the second input of the indicated unit, including the value

KA, made by (5) determination

for values

.

Значения

поступают с выхода БОКМРМРП 23 на вход БОНВИЗУСМ 24, где по законам управления системой маховиков, производится определение "n"-х вариантов изменения знаков w_j Как указывалось ранее, при независимом управлении маховиками по каждой из осей KA, изменению знаков Н_х, Н_у, H_z, соответствуют изменения знаков w_x, w_y, w_z. Следовательно, определение варианта "n" в соответствии с таблицей 1, производится по изменению знаков Н_х, Н_у, H_z. В случае отсутствия изменения знаков w_j на пятый вход БОПУУД 12 выдается команда из первого выхода БОНВИЗУСМ 24 на поддержание заданной ориентации. Одновременно со второго выхода БОНВИЗУСМ 24 на четвертый вход БПНУВКМ 26 выдается команда на прекращение "m"-го итерационного процесса, с четвертого выхода БОНВИЗУСМ 24 на седьмой вход ББРСРМ 16 проходит команда, подтверждающая прохождение проверки по условиям (2).Values

come from the output of BOKMRMRP 23 to the input of BONVISUSM 24, where, according to the laws of controlling the flywheel system, the "n" -th options for changing the signs w _j are determined As previously indicated, when the flywheels are independently controlled on each of the KA axes, the signs change H _x , N _y , H _z , correspond to sign changes w _x , w _y , w _z . Therefore, the definition of the option "n" in accordance with table 1, is made by changing the signs of H _x , H _y , H _z . If there is no change of signs w _j to the fifth input of BOPUUD 12, a command is issued from the first output of BONVISUS 24 to maintain a given orientation. Simultaneously, from the second output of BONVISUSM 24 to the fourth input of BPNUVKM 26, a command is issued to terminate the "m" -th iterative process, from the fourth output of BONVISUSM 24 to the seventh input of BBSRM 16, a command is passed confirming that the test has passed under conditions (2).

При этом, в случае отсутствия

, ББРСРМ 16 не реализует программу разгрузки от накопленного кинетического момента.In this case, in the absence of

, BBSRM 16 does not implement the program of unloading from the accumulated kinetic moment.

Если же нет, информация о полученном "n"-м варианте поступает с третьего выхода БОНВИЗУСМ 24 на второй вход БСВНУПТО 25. Туда же была ранее записана информация с БФВНТВО 20 через первый вход БСВНУПТО 25.If not, information about the received "n" -th version comes from the third output of BONVISUSM 24 to the second input of BSVNUPTO 25. There, earlier, information from BFVNTVO 20 was also recorded there through the first input of BSVNUPTO 25.

В блоке БСВНУПТО 25 путем сравнения производится проверка принадлежности подмножества элементов "к" множеству элементов "n".In the block BSVNUPTO 25 by comparison, the membership of the subset of elements "to" the set of elements "n" is checked.

В случае отсутствия указанной принадлежности, на четвертый вход БОПУУД 12 выдается команда из первого выхода БСВНУПТО 25 на поддержание заданной ориентации. В противном случае из второго выхода БСВНУПТО 25 выдается команда на третий вход БПНУВКМ 26 на поиск значения

, см. (9). При этом после каждого "m"-го шага проверки условия (1)' и получения

производится указанная выше последовательность проверок в блоках БОНИЗУСМ 24 и БСВНУПТО 25. И как только условие к∈n перестает выполняться, поступает команда на третий вход БПНУВКМ 26 из второго входа БСВНУПТО 25 о прекращении итерационного процесса поиска и производится окончательное присвоение

. Для этого выдается из выхода БПНУВКМ 26 на четвертый вход БПВУБУ 22 команда, по которой, в свою очередь, из первого выхода БПВУБУ 22 на шестой вход ББРСРМ 16 передается значение

.In the absence of the indicated accessory, the fourth input BOPUUD 12 is issued a command from the first output BSVNUPTO 25 to maintain a given orientation. Otherwise, from the second output of BSVNUPTO 25, a command is issued to the third input of BPNUVKM 26 to search for the value

, see (9). Moreover, after each "m" -th step of checking conditions (1) 'and obtaining

the above sequence of checks is performed in the blocks BONIZUSM 24 and BSVNUPTO 25. And as soon as the condition k∈n ceases to be fulfilled, a command arrives at the third input BPNUVKM 26 from the second input BSVNUPTO 25 to terminate the iterative search process and the final assignment is made

. For this, a command is issued from the output of the BPNUVKM 26 to the fourth input of the BPVUBU 22, according to which, in turn, the value is transmitted from the first output of the BPVUBU 22 to the sixth input of the BRVSRUM 16

.

Одновременно с третьего выхода БСВНУПТО 25 на седьмой вход ББРСРМ 16 проходит команда, подтверждающая прохождение проверки по условиям (2).At the same time, from the third exit of BSVNUPTO 25 to the seventh input of BRBSRM 16, a team passes, confirming that the test has passed under conditions (2).

ББРСРМ 16 осуществляет приведение к

к моменту начала поддержания ориентации до

за счет разгрузки БРМ 9 от накопленного кинетического момента. Указанное приведение может осуществляться разными способами разгрузки. Так, например, в системе-прототипе разгрузка производится от сил светового давления при помощи СБ, поэтому в описанный алгоритм (см. [4], стр.16, фиг.5) задается для разгрузки не текущее значение

, от которого производится разгрузка к нулевому значению, а наперед заданное значение

.BBSRM 16 casts to

by the time the orientation starts to

due to the unloading of the BRM 9 from the accumulated kinetic moment. The specified reduction can be carried out in different ways of unloading. So, for example, in the prototype system, unloading is performed from light pressure forces using SB, therefore, the current algorithm is specified for unloading in the described algorithm (see [4], page 16, Fig. 5)

from which the unloading is performed to zero value, and in advance the set value

.

В конкретном случае безрасходная разгрузка может потребовать дополнительного времени для приведения суммарного кинетического момента к исходному значению. Поэтому указанный режим поддержания ориентации необходимо готовить заранее. В случае же использования РД для разгрузки (см. [3]) процесс указанного приведения занимает менее продолжительный интервал времени.In a specific case, waste-free unloading may require additional time to bring the total kinetic momentum to its original value. Therefore, the specified mode of maintaining orientation must be prepared in advance. In the case of using the taxiway for unloading (see [3]), the process of the indicated reduction takes a shorter time interval.

Рассматриваемые ограничения (2) на работу системы РМ могут приводить к невыполнению условий на всем интервале (t₀, t_к), так как возможности указанной системы по понятным причинам областью S ограничены. В таких случаях необходимо провести поиск начальных условий

, обеспечивающих выполнение условий (1) на интервале (t₀, t_к') максимальном по продолжительности и принадлежащим интервалу (t₀, t_к).The considered restrictions (2) on the operation of the PM system can lead to non-fulfillment of the conditions on the entire interval (t ₀ , t _k ), since the capabilities of the specified system are limited to the region S. In such cases, it is necessary to search for the initial conditions

ensuring the fulfillment of conditions (1) on the interval (t ₀ , t _k ') maximum in duration and belonging to the interval (t ₀ , t _k ).

Максимальная продолжительность интервала (t₀, t'_к) будет обеспечена при наиболее полном использовании области S системы РМ для управления КА при поддержании заданной ориентации, при этом не должны происходить изменения знаков

.The maximum duration of the interval (t ₀ , t ' _k ) will be ensured when the region S of the RM system is used to the fullest extent to control the spacecraft while maintaining a given orientation, and no signs should change

.

Если начинать процесс управления с нулевыми начальными условиями

, то может произойти быстрое нарушение условий (2), так как функция

имеет как постоянную, так и периодическую составляющую (см. [5], фиг.3). Поэтому с известным периодом, два раза за один виток КА составляющие G_x(t), G_y(t) и G_z(t) будут пересекать нулевые значения.If you start the management process with zero initial conditions

, then a rapid violation of conditions (2) can occur, since the function

has both a constant and a periodic component (see [5], FIG. 3). Therefore, with a known period, two times in one revolution of the spacecraft, the components G _x (t), G _y (t) and G _z (t) will intersect the zero values.

Более целесообразным, например, является поиск решения, когда управление кинетическим моментом системы РМ будет происходить в одной из восьми подобластей S₁, S₂...S₈, ограниченных поверхностью области S и восьмью квадратами, образованными осями связанного базиса OXYZ (см. фиг.8). При этом начало пути годографа вектора

происходит с поверхности области S.More appropriate, for example, is the search for a solution when the kinetic moment of the PM system will be controlled in one of eight subdomains S ₁ , S ₂ ... S ₈ bounded by the surface of region S and eight squares formed by the axes of the connected basis OXYZ (see Fig. .8). In this case, the beginning of the hodograph path of the vector

occurs from the surface of area S.

Если апроксимировать область S сферой радиусом R_сф, то для указанного управления в пределах подобласти S₁, необходимо задать начальные условияIf we approximate region S by a sphere of radius R _sf , then for the indicated control within the subdomain S ₁ , it is necessary to set the initial conditions

Далее задаем номер начальных условий, например, n₁ с четвертого выхода БУДН 17 на пятый вход БПНУВКМ 26, соответствующий (10). Одновременно с первого выхода БУСУДН 17 на первый вход БПВСКМ 21 выдается команда на прогноз

.Next, we set the number of initial conditions, for example, n ₁ from the fourth output of the BUDN 17 to the fifth input of the BPNUVKM 26, corresponding to (10). At the same time, from the first output of BUSUDN 17 to the first input of BPVSKM 21, a forecast command is issued

.

Из БПНУВКМ 26 на четвертый вход БПВУБУ 22 передаются начальные условия для проверкиFrom BPNUVKM 26 to the fourth entrance BPVUBU 22 transferred initial conditions for verification

где момент времени t'_1к соответствует моменту времени выхода на границу области S.where the time moment t ' _1k corresponds to the time moment of reaching the boundary of the region S.

Значение полученного интервала (t₀, t'_1к) пересылается на третий вход БОНУМПР 27 из четвертого выхода БПВУБУ 22.The value of the obtained interval (t ₀ , t ' _1k ) is sent to the third input of the BONUMPR 27 from the fourth output of the BPVUBU 22.

Далее в процессе проверки условий (2) по вышеуказанному алгоритму на первый вход БОНУМПР 27 с пятого выхода БОНИЗУСМ 24 записывается момент времени t'_1км, изменения

знаков. При этом значения t'_1км запоминаются окончательно по подтверждению нарушения условий ориентации (невыполнении условия (2)) с четвертого выхода БСВНУПТО 25 на второй вход БОНУМПР 27.Further, in the process of checking conditions (2) according to the above algorithm, the first time BONUMPR 27 from the fifth output of BONIZUSM 24 is recorded time t ' _1km , changes

signs. In this case, the values of t ' _{1km are} finally remembered by the confirmation of violation of the orientation conditions (non-fulfillment of condition (2)) from the fourth output of BSVNUPTO 25 to the second input of BONUMPR 27.

Далее проверяются следующие начальные условияNext, the following initial conditions are checked.

Таким образом в БОНУМПР 27 формируется матрица-столбец из восьми строкThus, in BONUMPR 27, a column matrix of eight rows is formed

По наименьшему из значений Δt'_1к, Δt'_2к,...,Δt'_8к матрицы (12) выбирается вариант начальных условий по вектору кинетического момента

. Значения вариантов для поиска закладываются в виде компонент вектора начальных условий с пятого выхода БУСУДН 17 на четвертый вход БОНУМПР 27.Based on the smallest of the values Δt ' _1k , Δt' _2k , ..., Δt ' _{8k of} matrix (12), a variant of the initial conditions is selected by the vector of kinetic momentum

. The values of the options for the search are laid down in the form of the components of the vector of initial conditions from the fifth output of BUSUDN 17 to the fourth input of BONUMPR 27.

Далее в БОНУМПР 27 после проверки всех вариантов поиска определяется значениеFurther, in BONUMPR 27, after checking all the search options, the value is determined

которое пересылается на шестой вход ББРСРМ 16.which is forwarded to the sixth input of the BRBSRM 16.

При этом БСВНУПТО 25 по началу выдачи информации в БОНУМПР 27 открывает седьмой вход в ББРСРМ 16 для записи

в алгоритм разгрузки.Thus BSVNUPTO 25 at the beginning of the issuance of information in BONUMPR 27 opens the seventh entrance to BBSRM 16 for recording

into the unloading algorithm.

После разгрузки на величину

или

и тем самым приведения

к или

из выхода БОВКСМ 5 на третий вход БОПУУД 10 поступают полученные значения суммарного вектора кинетического момента.After unloading by

or

and thereby bringing

to or

from the output of BOVKSM 5 to the third input of the BOPUUD 10, the obtained values of the total vector of kinetic momentum arrive.

В указанном БОПУУД 12 происходит сравнивание значений и

с заложенными ранее в указанный блок значениями

и

. При этом закладка указанных значений, по мере их получения в БПВУБУ 22 и БОНУМПРО 27, производится с пятого выхода и второго выхода соответственно на шестой вход БОПУУД 12. Совпадение указанных прогнозных и полученных значений служит условием начала режима поддержания заданной ориентации, реализуемого БОПУУД 12.In the specified BOPUUD 12 is a comparison of values and

with previously set values in the specified block

and

. At the same time, the tabulation of these values, as they are received in BPVUBU 22 and BONUMPRO 27, is made from the fifth output and second output, respectively, to the sixth input of the BOPUUD 12. The coincidence of these predicted and received values serves as a condition for the beginning of the mode of maintaining the given orientation, implemented by BOPUUD 12.

Второй "вариантный" контур поиска начальных условий для

дает возможность задавать любые варианты начальных условий для поиска, исходя из мотивации разработчика алгоритма.The second "variant" contour of the search for initial conditions for

makes it possible to set any options for the initial conditions for the search, based on the motivation of the developer of the algorithm.

Примером для возможной аппаратной реализации предложенного способа может служить бортовая цифровая вычислительная система (БЦВС) КА "Ямал" (см. [7]).An example for a possible hardware implementation of the proposed method is the on-board digital computer system (BTSC) of the Yamal spacecraft (see [7]).

БЦВС предназначена для выполнения следующих основных функций:BCVS is designed to perform the following main functions:

- представления служебным системам КА (в том числе СУДН) вычислительных ресурсов в реальном масштабе времени;- Presentation to the spacecraft service systems (including the VESS) of computing resources in real time;

- получение необходимой информации, обработка по заданным алгоритмам, выдача управляющих воздействий, хранение информации;- obtaining the necessary information, processing according to specified algorithms, issuing control actions, information storage;

- обеспечение информационного обмена между БЦВС и служебными системами;- ensuring information exchange between the BCVS and service systems;

- сбор телеметрической информации о состоянии бортовых систем, формирования кадра ТМИ и выдача в служебный канал управления (СКУ), диагностика, управление резервами и программно-аппаратными ресурсами;- collection of telemetric information about the state of on-board systems, the formation of a TMI frame and the issuance of a control channel (CMS) to the service channel, diagnostics, management of reserves and hardware and software resources;

- обеспечение взаимодействия бортового контура управления (БКУ) с наземным контуром управления (НКУ) с помощью интерфейсов служебного канала управления.- ensuring the interaction of the onboard control loop (BKU) with the ground control loop (NKU) using the interfaces of the service control channel.

В состав БЦВС входят цифровые вычислительные машины (ЦВМ) и устройства сопряжения (УС).The BCVS includes digital computers (digital computers) and interface devices (CSS).

Связь ЦВМ с УС, датчиками СУДН осуществляется по магистрали мультиплексного канала обмена (МКО), выполненному в соответствии с ГОСТ.The connection of the digital computer with the control system, the SUDN sensors is carried out along the trunk of the multiplexed communication channel (MCO), made in accordance with GOST.

Реализация блоков 1-16 подробно представлена в прототипе, см. [4].The implementation of blocks 1-16 is presented in detail in the prototype, see [4].

Реализация БУДН 17 может быть осуществлена средствами НКУ, при этом функциональные связи с остальными блоками, входящими в состав БКУ, могут быть реализованы блоками автоматики БА СКУ, имеющими взаимный наземно-бортовой интерфейс [7, 8].The implementation of the BUDN 17 can be carried out by means of the low-voltage switchgear, while the functional connections with the remaining blocks that are part of the CLC can be realized by the automatic control units of the BA SKU having a mutual ground-air interface [7, 8].

Блоки с 18 по 27 имеют программно-логическое назначение и тем самым не требуют электросиловой коммутации. Поэтому они реализуются на базе УС и ЦВМ через МКО. При этом связь с датчиковой аппаратурой и МКО осуществляет система бортовых измерений (СБИ).Blocks 18 to 27 have a program-logic purpose and thus do not require electrical power switching. Therefore, they are implemented on the basis of CSS and digital computers through MCOs. At the same time, communication with the sensor equipment and the MCO is carried out by the on-board measurement system (SBI).

В конкретном случае СБИ производит сбор телеметрической информации (реализует телеметрические функциональные связи между блоками); обеспечивает выдачу по каналу МКО текущей информации ЦВМ; обеспечивает связь между блоками по приборному интерфейсу (например, ПИ-232) текущей информации.In a specific case, the SBI collects telemetric information (implements telemetric functional relationships between blocks); provides the issuance through the MCO channel of current computer information; It provides communication between the units via the instrument interface (for example, PI-232) of current information.

На фиг.8 представлена схема реализации "Системы..." на базе БЦВС КА, при этом, кроме ранее введенных, приняты новые сокращения:On Fig presents a diagram of the implementation of the "System ..." on the basis of the BCVS KA, while, in addition to the previously introduced, adopted new abbreviations:

КК - коммутационный канал;KK - switching channel;

КС - канал синхронизации.KS - synchronization channel.

БУДН 17 реализован на базе управляющего информационно вычислительного комплекса (УИВК) земной станции ЗС СКУ (станция КИС, см. [8], рис.7.1). БАСКУ связана посредством радиосигналов с ЗС СКУ. Команда на дополнительные проверочные включения по j-му РМ, (например, первому) выдается через передатчик ЗС СКУ на приемник БАСКУ.BUDN 17 is implemented on the basis of the control information and computer complex (UIVK) of the earth station ZS SKU (KIS station, see [8], Fig. 7.1). BASKU is connected via radio signals to the ZS SKU. The command for additional test inclusions on the j-th PM, (for example, the first) is issued through the transmitter of the ACS CCU to the BASKU receiver.

УС 2 обеспечивает прием по командному интерфейсу (стандарт RS-422) команды, поступающей из ЗС СКУ. На базе УС 2 реализован БПВРМ 18. По указанной команде УС 2 выдает унитарный код через МКО в УС 1, на базе которого реализован БФУСРМ 13 (см. [4]). Порядок следования и число импульсов в указанном коде, соответствует знаку и величине угловой скорости вращения РМ. В БФУСРМ 13 с БОПУУД 12 передаются также прямые функциональные массивы данных управления РМ, которые формирует БОПУУД 12. После формирования в УС 1 (БФУСРМ 13), указанные импульсы выдаются в БРМ 9 по выходному каналу управления.US 2 provides reception on the command interface (RS-422 standard) of the command coming from the ZS SKU. BPVRM 18 is implemented on the basis of CSS 2. According to the indicated command, CSS 2 issues a unitary code through MCO to CSS 1, on the basis of which BFUSRM 13 is implemented (see [4]). The sequence and the number of pulses in the specified code corresponds to the sign and magnitude of the angular velocity of rotation of the RM. In BFUSRM 13 with BOPUUD 12, direct functional arrays of RM control data are also transmitted, which are generated by BOPUUD 12. After generation in US 1 (BFUSRM 13), these pulses are issued to BRM 9 through the control output channel.

БПТВО 19, реализованный на базе ЦВМ, получает через СБИ КА→УС 1→МКО информацию о знаках

с выходов БРМ 9.BPTVO 19, implemented on the basis of a digital computer, receives information about signs through SBI KA → CSS 1 → MCO

from the outputs of the BRM 9.

Для реализации функций БПТВО 19 ЦВМ получает по МКО информацию с БДОР 2 и БДУС 3. При этом работа алгоритма осуществляется по команде с УС 2 (БПВРМ 18) одновременно с выдачей команд в УС1 (БФУСРМ 13).To implement the functions of the BPTVO 19, the digital computer receives information from the BDOR 2 and BDUS 3 via the MCO. In this case, the algorithm is operated by the command with US 2 (BPVRM 18) simultaneously with the issuance of commands in US 1 (BFUSRM 13).

Необходимые константы для работы алгоритмов БПТВО 19 на вычислительных ресурсах ЦВМ закладываются через УИВК (с БУСУДН 17).The necessary constants for the operation of the BPTVO 19 algorithms on the computing resources of the digital computer are laid down through the UIVK (with BUSUDN 17).

Блок БФВНТВО 20 реализуется на базе ЦВМ, при этом в него поступает информация по результатам работы алгоритма БПТВО 19 внутри ЦВМ, а также по информационному обмену через УС 1, с БРМ 9.The BFVNTVO 20 block is implemented on the basis of a digital computer, and it receives information on the results of the BPTVO 19 algorithm inside the digital computer, as well as information exchange through data center 1, with BRM 9.

Необходимо также отметить, что БЦВС производит сбор телеметрической информации (ТМИ) о состоянии бортовых систем и приборов КА и выдачу ее в БАСКУ. В свою очередь БА СКУ передает информацию ЗС СКУ, где устройство обработки ТМИ обеспечивает контроль и диагностику при работе систем КА, в том числе обеспечивается контроль окончания работы выбранного маховика в проверочном режиме.It should also be noted that the BCVS collects telemetry information (TMI) about the state of on-board systems and spacecraft devices and issues it to BASKU. In turn, the SKU BA transmits information to the SC SKU, where the TMI processing device provides monitoring and diagnostics during the operation of spacecraft systems, including monitoring the end of the selected flywheel in test mode.

Далее через УИВК ЗССКУ (БУДН 17) выдаются команды на каждый из j-x маховиков для проверки всех возможных вариантов "n". После проверки указанных вариантов в БСВНУПТО 25 записывается с БФВНТВО 20 информация о "к"-х вариантах управления системой СГ. Запись производится в соответствии с работой описанных ранее алгоритмов. При этом команда на завершение режима "прокачки" маховиков выдается через БУДН 17 по указанному ранее пути.Then, through UIVK ZSSKU (BUDN 17), commands are issued to each of the j-x flywheels to check all possible variants of "n". After checking these options in BSVNUPTO 25 is recorded with BFVNTVO 20 information about the "k" -th options for controlling the SG system. Recording is performed in accordance with the operation of the previously described algorithms. At the same time, the command to complete the "pumping" of the flywheels is issued through the BUDN 17 along the previously indicated path.

По той же команде в ЦВМ производится прогноз изменений вектора

на интервале (t₀, t_к), тем самым реализуется логика работы БПВСКМ 21. Для этого из БОКСМ 5 по внутреннему алгоритмическому обмену ЦВМ выдается значение G(t₀). Для решения указанной задачи, в свою очередь, ЦВМ использует принятую информацию через МКО от БРМ 9, БОНП 1, БДУС 3. Дополнительно также используется информация, полученная в БОУП 10 (см. [4]). For the same command in a computer, a forecast of changes in the vector is made

on the interval (t ₀ , t _k ), thereby realizing the logic of the BPVSKM 21. For this, the value G (t ₀ ) is output from the BOXM 5 via the internal algorithmic exchange of the digital computer. To solve this problem, in turn, the digital computer uses the received information through the MCO from BRM 9, BONP 1, BDUS 3. Additionally, the information obtained in the BOUP 10 is also used (see [4]) .

Необходимые константы, задающие параметры p_p, закладываются в ЦВМ, через УС 2, БАСКУ с УИВК ЗССКУ. За счет вычислительных ресурсов ЦВМ в БПВУБУ 22 реализуется алгоритм проверки условия (10).The necessary constants specifying the parameters p _p are laid down in the digital computer, through the CSS 2, BASKU with UIVK ZSSKU. Due to the computing resources of the digital computer, in BPVUBU 22, an algorithm for checking the condition (10) is implemented.

В случае невыполнения указанного условия при помощи БПНУВК 26, БОНУМПР 27 в соответствии с алгоритмами, сформированными по выражениям (11)-(15), осуществляется поиск начальных условий для

, обеспечивающих поддержание заданной ориентации с соблюдением требуемых условий по точности ее выполнения. Указанная логика осуществляется за счет вычислительных ресурсов ЦВМ. При этом используются межалгоритмические связи внутри вычислительного процесса, реализуемого ЦВМ, а также связи через МКО по указанным ранее путям получаемой внешней для ЦВМ информации.In case of failure to fulfill the specified condition using BPNUVK 26, BONUMPR 27 in accordance with the algorithms generated by the expressions (11) - (15), the initial conditions for

ensuring the maintenance of a given orientation in compliance with the required conditions for the accuracy of its implementation. The specified logic is carried out due to the computing resources of the digital computer. In this case, interalgorithmic communications are used within the computing process implemented by the digital computer, as well as communications through the MCO via the previously indicated ways of obtaining external information for the digital computer.

После получения начальных условий

или

, указанная информация алгоритмически пересылается в БОУМТО 15 для формирования требуемого управляющего момента от сил светового давления для разгрузки БРМ 9. Описание работы БОУМТО 15 в совокупности с другими блоками и системами, составляющими ББРСРМ 16, подробно представлено в [4].After receiving the initial conditions

or

, the indicated information is algorithmically sent to BOUMTO 15 to generate the required control moment from the light pressure forces for unloading the BRM 9. The operation of the BOUMTO 15 in conjunction with other blocks and systems that make up the BRBSRM 16 is described in detail in [4].

В дополнение к работе устройства в целом необходимо отметить, что связь с устройствами УС 1, УС 2 и датчиками СУДН (БДОР, БДУС) осуществляется по дублированной магистрали мультиплексного канала обмена - МКО. ЦВМ выполняет функции контроллера МКО, другие абоненты являются оконечными устройствами интерфейса. УС 2 обеспечивает выдачу внешнего синхросигнала "метка цикла" с периодичностью 203 мс в другой УС, ЦВМ (дублирующие УС и ЦВМ) по каналу синхронизации (КС).In addition to the operation of the device as a whole, it should be noted that communication with the devices US 1, US 2 and SUDN sensors (BDOR, BDUS) is carried out via the duplicated trunk of the multiplex communication channel - MCO. A digital computer performs the functions of an MCO controller, other subscribers are terminal devices of the interface. CSS 2 provides the issuance of an external sync signal “loop label” with a frequency of 203 ms to another CSS, digital computers (duplicate CSS and digital computers) via a synchronization channel (CS).

ЦВМ запрашивает из УС 1 массивы данных в виде сформированных кадров, содержащих значение дискретных, аналоговых, температурных, диагностических и статусных параметров.A digital computer requests from the data center 1 data arrays in the form of generated frames containing the value of discrete, analog, temperature, diagnostic and status parameters.

Все кадры должны формироваться один раз в такт 203 мс. Подробное описание БЦВС, см. [9].All frames should be formed once per cycle of 203 ms. For a detailed description of the BCVS, see [9].

Положительный результат от предлагаемого технического решения заключается в обеспечении высокой точности поддержания заданной ориентации при управлении КА с помощью реактивных маховиков. Точность достигается за счет исключения изменения знаков угловыми скоростями роторов маховиков на интервале времени непосредственного проведения эксперимента, что, в свою очередь, приводит к исключению "релейного" типа управляющих воздействий от реактивных маховиков на корпус КА (см. фиг.3, 4, 5). Без решения указанной задачи целый ряд экспериментов на борту КА не обеспечивался бы требованиями задаваемым техническим условиям на их проведение. К ним, прежде всего, необходимо отнести условие наблюдения и фотографирования Земли из космоса. Высокая разрешающая способность аппаратуры, используемой на борту КА для этих целей, приводит к высоким требованиям к точности выполнения ориентации.A positive result from the proposed technical solution is to ensure high accuracy of maintaining a given orientation when controlling a spacecraft using jet flywheels. The accuracy is achieved by eliminating the change in signs of the angular velocities of the flywheel rotors in the time interval of the direct experiment, which, in turn, eliminates the "relay" type of control actions from the reactive flywheels on the spacecraft body (see Figs. 3, 4, 5) . Without solving this problem, a number of experiments onboard the spacecraft would not be provided with the requirements of the specified technical conditions for their implementation. To them, first of all, it is necessary to include the condition for observing and photographing the Earth from space. The high resolution of the equipment used on board the spacecraft for these purposes leads to high requirements for the accuracy of orientation.

Несоответствие указанным требованиям приведет к потерям полетного ресурса КА, непродуктивному использованию бортовой аппаратуры полезной нагрузки.Non-compliance with the specified requirements will lead to loss of the spacecraft’s flight resource, unproductive use of onboard payload equipment.

Источники информацииInformation sources

1. Б.В.Раушенбах, Е.Н.Токарь. Управление ориентацией космических аппаратов. М.: Наука, 1974 г.1. B.V. Raushenbach, E.N. Tokar. Spacecraft orientation control. M .: Nauka, 1974

2. Л.А.Мирошниченко, В.А.Раевский, Г.М.Маркелов. Система ориентации и стабилизации спутника телевизионного вещания "Экран". Техническая кибернетика. №7-1977, стр.18-26.2. L.A. Miroshnichenko, V.A. Raevsky, G.M. Markelov. Orientation and stabilization system of the television broadcast satellite "Screen". Technical cybernetics. No. 7-1977, pp. 18-26.

3. В.С.Ковтун, В.Н.Платонов. Способ управления КА с помощью реактивных исполнительных органов при выполнении режимов ориентации. Патент РФ 2066287.3. V.S. Kovtun, V.N. Platonov. A method for controlling a spacecraft using reactive executive bodies when performing orientation modes. RF patent 2066287.

4. А.В.Богачев, В.С.Ковтун, В.Н.Платонов. Способ формирования управляющих моментов на КА с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями и система для его осуществления. Патент РФ 2196710.4. A.V. Bogachev, V.S. Kovtun, V.N. Platonov. A method for generating control moments on a spacecraft with power gyroscopes and rotary solar panels and a system for its implementation. RF patent 2196710.

5. В.С.Ковтун, Ю.Р.Банит. Способ управления КА с помощью силовых гироскопов и реактивных двигателей, расположенных под углом к осям связанного базиса. Патент РФ 2197412.5. V.S. Kovtun, Yu.R. Banit. A method for controlling a spacecraft using power gyroscopes and jet engines located at an angle to the axes of the associated basis. RF patent 2197412.

6. В.С.Ковтун, В.Н.Платонов, Н.А.Суханов, С.Б.Величкин, С.И.Гусев. Система управления ориентацией КА с силовыми гироскопами. Патент РФ 2006430.6. V.S. Kovtun, V.N. Platonov, N.A. Sukhanov, S. B. Velichkin, S. I. Gusev. Control system for the orientation of spacecraft with power gyroscopes. RF patent 2006430.

7. Основные характеристики КА "Ямал" РКК "Энергия" им. С.П.Королева. Королев, 2000 г.7. Main characteristics of the spacecraft "Yamal" RSC "Energy" named after S.P. Koroleva. Korolev, 2000

8. Спутниковая связь и вещание. Под редакцией Л.Я.Кантора. М.:осква, Радио и связь, 1997 г.8. Satellite communications and broadcasting. Edited by L.Ya. Cantor. M.: Oskva, Radio and Communications, 1997

9. Бортовая цифровая вычислительная система КА "Ямал". Техническое описание. РКК "Энергия", 1999 г.9. On-board digital computer system of the spacecraft "Yamal". Technical description. RSC Energia, 1999

Таблица 1
Способ управления космическим аппаратом при поддержании заданной ориентации с помощью реактивных маховиков и система для его осуществления.
Таблица вариантов изменения знаков

Table 1
A method of controlling a spacecraft while maintaining a given orientation using jet flywheels and a system for its implementation.
Sign change options table

  Маховик (j)Flywheel (j) 1one 22 33 4four n (вариант)n (option) Изменение знака w_j одного маховикаChange sign w _{j of} one flywheel 1one 1one 00 00 00 22 00 1one 00 00 33 00 00 1one 00 4four 00 00 00 1one   Одновременное изменение знаков w_j двух маховиковSimultaneous change of signs w _{j of} two flywheels 55 1one 1one 00 00 66 1one 00 1one 00 77 1one 00 00 1one 88 00 1one 1one 00 99 00 1one 00 1one 1010 00 00 1one 1one   Одновременное изменение знаков w_j трех маховиков маловероятенSimultaneous change of signs w _{j of} three flywheels is unlikely 11eleven 1one 1one 1one 00 1212 00 1one 1one 1one 1313 1one 00 1one 1one 14fourteen 1one 1one 00 1one   Одновременный переход четырех маховиков*Simultaneous transition of four flywheels * 15fifteen 1one 1one 1one 1one * Примечание: Одновременное изменение знаков w_j четырех маховиков маловероятен* Note: Simultaneous change of signs w _{j of} four flywheels is unlikely 1 - изменение знака

0 - нет изменения знака

1 - sign change

0 - no sign change

Claims (2)

1. Способ управления космическим аппаратом при поддержании заданной ориентации с помощью реактивных маховиков, включающий определение полетного интервала времени космического аппарата (t₀, t_к) для поддержания заданной ориентации, измерение параметров p_i(t) ориентации космического аппарата относительно опорного физического базиса в текущие моменты времени t, где i=1, 2, 3,...,I - число параметров, определяющих ориентацию связанного базиса космического аппарата относительно опорного физического базиса, причем в числе указанных параметров измеряют вектор абсолютной угловой скорости космического аппарата

, измерение текущих значений векторов угловых скоростей

вращения j-ых реактивных маховиков, где j=1, 2, 3,...J - число реактивных маховиков, определение значений вектора суммарного кинетического момента космического аппарата

по известным значениям моментов инерции аппарата и его реактивных маховиков, а также по измеренным значениям векторов

и

, проверку выполнения условия1. A method of controlling a spacecraft while maintaining a given orientation using jet flywheels, including determining the flight time interval of the spacecraft (t ₀ , t _k ) to maintain a given orientation, measuring the parameters p _i (t) of the orientation of the spacecraft relative to the reference physical basis in the current moments of time t, where i = 1, 2, 3, ..., I is the number of parameters that determine the orientation of the associated basis of the spacecraft relative to the reference physical basis, and among these parameters gaining the absolute angular velocity vector of the spacecraft

measuring current values of angular velocity vectors

rotation of j-th jet flywheels, where j = 1, 2, 3, ... J is the number of jet flywheels, determining the values of the vector of the total kinetic moment of the spacecraft

by the known values of the moments of inertia of the apparatus and its jet flywheels, as well as by the measured values of the vectors

and

checking condition

где S - область располагаемых значений вектора кинетического момента реактивных маховиков, и в случае выполнения указанного условия на интервале (t₀, t_к) - поддержание заданной ориентации без разгрузки реактивных маховиков от накопленного кинетического момента, а в случае невыполнения указанного условия - разгрузку реактивных маховиков от накопленного кинетического момента, отличающийся тем, что при поддержании ориентации производят последовательную проверку n возможных вариантов изменения знаков, задающих направления указанных векторов

, где n=1, 2, 3..., путем перераспределения кинетического момента между реактивными маховиками и в моменты времени изменения знаков векторов

проверяют выполнение условийwhere S is the range of the available values of the kinetic moment vector of the jet flywheels, and if the specified condition is satisfied on the interval (t ₀ , t _k ), maintaining the specified orientation without unloading the jet flywheels from the accumulated kinetic moment, and if this condition is not fulfilled, unloading the jet flywheels from the accumulated kinetic moment, characterized in that, while maintaining the orientation, a sequential check of n possible variations of the signs defining the directions of the indicated vectors is performed orov

, where n = 1, 2, 3 ..., by redistributing the kinetic moment between the jet flywheels and at time instants the signs of the vectors change

check conditions

где η_i - номинальные значения измеряемых i-х параметров ориентации, обеспечивающих поддержание заданной ориентации космического аппарата в пределах допустимых диапазонов; δ_i - величины, определяющие допустимые диапазоны на i-e параметры ориентации космического аппарата, и в случае выполнения условия (2) по всем i-м параметрам продолжают поддержание ориентации космического аппарата, а в случае его невыполнения - фиксируют соответствующие данному случаю k-e варианты изменения знаков векторами

, продолжая поддержание ориентации космического аппарата до завершения всех указанных n-х вариантов изменения знаков векторами

, а по окончании поддержания указанной ориентации прогнозируют изменения вектора

на последующем интервале (t₀, t_к) и по результатам прогноза выделяют из вектора

составляющую

суммарного вектора кинетического момента реактивных маховиков, далее по полученным значениям

определяют изменения знаков векторами

на указанном интервале, по которым, в свою очередь, определяют n-е варианты изменения знаков векторами

, сравнивают их с k-ми вариантами изменения знаков этими векторами и, в случае несовпадения этих вариантов - поддержание заданной ориентации космического аппарата реактивными маховиками производят с начальными условиями

, а в случае совпадения указанных n-х и k-х вариантов производят поиск начального условия

, при котором управление реактивными маховиками не приводит к изменению знаков векторами

при одновременном выполнении условия (1) на интервале (t₀, t_к), в случае же невыполнения условия (1) на указанном интервале, определяют начальные условия

, обеспечивающие выполнение условий (1) и (2) на интервале (t₀, t'_к), максимальном по продолжительности и принадлежащем интервалу (t₀, t_к), далее к моменту времени t_o начала поддержания ориентации производят приведение суммарного вектора кинетического момента

космического аппарата к одному из найденных начальных условий

или

путем разгрузки реактивных маховиков от накопленного кинетического момента и поддерживают заданную ориентацию с помощью реактивных маховиков до момента завершения интервала (t₀, t_к) или (t₀, t'_к) соответственно.where η _i are the nominal values of the measured i-th orientation parameters, ensuring the maintenance of the given orientation of the spacecraft within the acceptable ranges; δ _i are the values that determine the permissible ranges for ie the orientation parameters of the spacecraft, and if condition (2) is satisfied for all the i-th parameters, they continue to maintain the orientation of the spacecraft, and if it is not fulfilled, they fix variants of signs changing by vectors corresponding to this case ke

while continuing to maintain the orientation of the spacecraft until the completion of all the indicated n-th options for changing signs by vectors

, and at the end of maintaining the indicated orientation, changes in the vector are predicted

on the subsequent interval (t ₀ , t _k ) and according to the results of the forecast, are isolated from the vector

component

the total vector of the kinetic moment of the jet flywheels, then according to the obtained values

determine sign changes by vectors

on the specified interval, which, in turn, determine the nth options for changing signs with vectors

, compare them with k-th options for changing signs with these vectors and, if these options do not coincide, maintaining the given orientation of the spacecraft by reactive flywheels is performed with the initial conditions

, and if the indicated n-th and k-th options coincide, they search for the initial condition

in which control of the jet flywheels does not lead to a change of signs by vectors

while condition (1) is fulfilled on the interval (t ₀ , t _k ), in case of non-fulfillment of condition (1) on the indicated interval, the initial conditions are determined

ensuring the fulfillment of conditions (1) and (2) on the interval (t ₀ , t ' _k ), the maximum in duration and belonging to the interval (t ₀ , t _k ), then, by the time t _{o the} beginning of maintaining orientation, the total kinetic vector moment

spacecraft to one of the found initial conditions

or

by unloading the jet flywheels from the accumulated kinetic moment and maintain the desired orientation using the jet flywheels until the interval (t ₀ , t _k ) or (t ₀ , t ' _k ) is completed, respectively. 2. Система управления космическим аппаратом при поддержании заданной ориентации с помощью реактивных маховиков, содержащая блок определения навигационных параметров, блок датчиков ориентации, блок датчиков угловых скоростей, блок измерения кинетического момента реактивных маховиков, блок определения вектора суммарного кинетического момента космического аппарата, блок определения углового положения космического аппарата, блок определения параметров управления угловым движением, блок формирования управляющих сигналов на реактивные маховики, блок безрасходной разгрузки реактивных маховиков, блок реактивных маховиков, при этом первый выход блока определения навигационных параметров соединен с первым входом блока безрасходной разгрузки реактивных маховиков, а второй выход того же блока соединен с первым входом блока определения углового положения космического аппарата, выход блока датчиков ориентации соединен со вторым входом блока определения углового положения космического аппарата, выход блока датчиков угловых скоростей соединен с третьим входом блока определения углового положения космического аппарата, вторым входом блока определения параметров управления угловым движением, первым входом блока определения вектора суммарного кинетического момента, первый выход блока измерения кинетического момента реактивных маховиков соединен со вторым входом блока определения вектора суммарного кинетического момента, а вход блока измерения реактивных маховиков соединен с выходом блока реактивных маховиков, первый и второй выходы блока определения углового положения космического аппарата соединены, соответственно, с первым входом блока определения параметров управления угловым движением и вторым входом блока безрасходной разгрузки реактивных маховиков, первый, второй и третий выходы блока определения параметров управления угловым движением соединены, соответственно, с третьим входом блока безрасходной разгрузки реактивных маховиков, первым входом блока формирования управляющих сигналов на реактивные маховики и четвертым входом блока безрасходной разгрузки реактивных маховиков, выход блока определения вектора суммарного кинетического момента соединен с пятым входом блока безрасходной разгрузки реактивных маховиков, выход блока формирования управляющих сигналов на реактивные маховики соединен с входом блока реактивных маховиков, отличающаяся тем, что в нее дополнительно включены блок управления движением и навигацией, блок проверочных включений реактивных маховиков, блок проверки на условие точности выполнения ориентации, блок формирования вариантов, определяющих нарушение точности выполнения ориентации, блок прогноза вектора суммарного кинетического момента, блок проверки выполнения условия безрасходного управления, блок определения кинетического момента реактивных маховиков по результатам прогноза, блок определения наличия вариантов изменения знаков угловой скорости маховиков, блок сравнения вариантов по нарушению условий поддержания точности ориентации, блок поиска начальных условий по вектору кинетического момента, блок определения начальных условий для максимальной продолжительности режима ориентации, при этом первый, второй, третий, четвертый и пятый выходы блока управления движением и навигацией соединены соответственно с первым входом блока прогноза вектора суммарного кинетического момента, входом блока проверочных включений реактивных маховиков, первым и пятым входами блока поиска начальных условий по вектору кинетического момента, четвертым входом блока определения начальных условий для максимальной продолжительности режима ориентации, первый и второй выходы блока проверочных включений реактивных маховиков соединены соответственно со вторым входом блока формирования управляющих сигналов на реактивные маховики и четвертым входом блока проверки на условие точности выполнения ориентации, первый, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходами блока датчиков ориентации, блока датчиков угловой скорости, блока реактивных маховиков, а выход блока проверки на условия точности выполнения ориентации соединен с первым входом блока формирования вариантов, определяющих нарушения точности выполнения ориентации, а второй вход указанного блока соединен с выходом блока реактивных маховиков, выход блока формирования вариантов, определяющих нарушения точности выполнения ориентации, соединен с первым входом блока сравнения вариантов по нарушению условий поддержания точности ориентации, второй, третий и четвертый входы блока прогноза вектора суммарного кинетического момента соединены соответственно с выходом блока определения вектора суммарного кинетического момента, третьим выходом блока определения углового положения космического аппарата, вторым выходом блока определения навигационных параметров, первый, второй, третий, четвертый и пятый выходы блока проверки выполнения условия безрасходного управления соединены соответственно с шестым входом блока безрасходной разгрузки реактивных маховиков, с первым входом блока определения кинетического момента реактивных маховиков по результатам прогноза, со вторым входом блока поиска начальных условий по вектору кинетического момента, третьим входом блока определения начальных условий для максимальной продолжительности режима ориентации, шестым входом блока определения параметров управления угловым движением, а первый, второй, третий и четвертый входы блока проверки выполнения условия безрасходного управления соединены соответственно с выходом блока прогноза вектора суммарного кинетического момента, с выходом блока датчиков угловых скоростей, со вторым выходом блока измерения кинетического момента реактивных маховиков, с выходом блока поиска начальных условий по вектору кинетического момента, второй вход блока определения кинетического момента реактивных маховиков по результатам прогноза соединен с четвертым выходом блока определения параметров управления угловым движением, а выход блока определения кинетического момента реактивных маховиков по результатам прогноза соединен с входом блока определения наличия вариантов изменения знаков угловой скорости маховиков, первый, второй, третий, четвертый и пятый выходы блока определения наличия вариантов изменения знаков угловой скорости маховиков, соединены соответственно с пятым входом блока определения параметров управления угловым движением, с четвертым входом блока поиска начальных условий по вектору кинетического момента, со вторым входом блока сравнения вариантов по нарушению условий поддержания точности ориентации, с седьмым входом блока безрасходной разгрузки реактивных маховиков и с первым входом блока определения начальных условий для максимальной продолжительности режима ориентации, первый, второй, третий и четвертый выходы блока сравнения вариантов по нарушению условий поддержания точности выполнения ориентации соединены соответственно с четвертым входом блока определения параметров управления угловым движением, с третьим входом блока поиска начальных условий по вектору кинетического момента, с седьмым входом блока безрасходной разгрузки реактивных маховиков, со вторым входом блока определения начальных условий для максимальной продолжительности режима ориентации, первый и второй выходы блока определения начальных условий для максимальной продолжительности режима ориентации соединены соответственно по отдельности с шестыми входами блоков безрасходной разгрузки реактивных маховиков и определения параметров управления угловым движением.2. The control system of the spacecraft while maintaining the desired orientation using the jet flywheels, comprising a block for determining navigation parameters, a block of orientation sensors, a block of angular velocity sensors, a block for measuring the kinetic moment of the jet flywheels, a block for determining the vector of the total kinetic moment of the spacecraft, a block for determining the angular position spacecraft, block for determining angular motion control parameters, block for generating control signals for reactive e flywheels, a unit for non-expendable unloading of jet flywheels, a block of jet flywheels, while the first output of the unit for determining navigation parameters is connected to the first input of the unit for non-expendable unloading of jet flywheels, and the second output of the same unit is connected to the first input of the unit for determining the angular position of the spacecraft, the output of the unit orientation sensors is connected to the second input of the block determining the angular position of the spacecraft, the output of the block of angular velocity sensors is connected to the third input of the block dividing the angular position of the spacecraft, the second input of the angular motion control parameter determination unit, the first input of the total kinetic moment vector determination unit, the first output of the reactive flywheel kinetic moment measurement unit is connected to the second input of the total kinetic moment vector determination unit, and the input of the reactive flywheel measurement unit is connected with the output of the jet flywheel block, the first and second outputs of the block determine the angular position of the spacecraft are connected, respectively, with the first input of the block for determining the parameters of controlling the angular movement and the second input of the block for the non-expendable unloading of the jet flywheels, the first, second and third outputs of the block for determining the parameters of the control of angular movement are connected, respectively, with the third input of the block for the non-expendable unloading of jet flywheels, the first input of the block the formation of control signals to the jet flywheels and the fourth input of the unit for waste-free unloading of the jet flywheels, the output of the vector determination unit in total of the kinetic moment is connected to the fifth input of the jet flywheel unloading unit, the output of the control signal generation unit to the jet flywheels is connected to the input of the jet flywheel unit, characterized in that it also includes a motion and navigation control unit, a reactive flywheel test switch unit, a check unit on the condition of the accuracy of the orientation, the block for the formation of options that determine the violation of the accuracy of the orientation, the forecast block of the vector of the total kinet moment, the unit for verifying the fulfillment of the condition for non-expendable control, the unit for determining the kinetic moment of jet flywheels according to the forecast results, the unit for determining the availability of options for changing the signs of the angular speed of the flywheels, the unit for comparing options for violating the conditions for maintaining orientation accuracy, the unit for finding initial conditions for the kinetic moment vector, block determining the initial conditions for the maximum duration of the orientation mode, while the first, second, third, fourth and fifth outputs of the block motion and navigation controls are connected respectively to the first input of the forecast vector unit of the total kinetic moment, the input of the test switch block of the jet flywheels, the first and fifth inputs of the initial condition search block by the kinetic moment vector, the fourth input of the initial condition determination block for the maximum duration of the orientation mode, the first and the second outputs of the block of test inclusions of the jet flywheels are connected respectively to the second input of the block forming control si the catch on the reactive flywheels and the fourth input of the unit for checking the accuracy of the orientation, the first, second and third inputs of which are connected respectively to the outputs of the unit of orientation sensors, the unit of angular velocity sensors, the unit of the reactive flywheels, and the output of the unit for checking the accuracy of the orientation is connected to the first input of the block forming options that determine violations of the accuracy of the orientation, and the second input of the specified block is connected to the output of the jet flywheel block, the output of the block options that determine violations of the accuracy of the orientation, is connected to the first input of the comparison unit of variants for violation of the conditions for maintaining the accuracy of orientation, the second, third and fourth inputs of the forecast block of the vector of total kinetic moment are connected respectively to the output of the block for determining the vector of total kinetic moment, the third output of the determination unit the angular position of the spacecraft, the second output of the unit for determining navigation parameters, the first, second, third, fourth and the fifth outputs of the unit for verifying the fulfillment of the condition for non-expendable control are connected respectively to the sixth input of the unit for non-expendable unloading of the jet flywheels, with the first input of the unit for determining the kinetic moment of the jet flywheels according to the forecast results, with the second input of the unit for searching for initial conditions by the kinetic moment vector, the third input of the unit for determining initial conditions for the maximum duration of the orientation mode, the sixth input of the block for determining the parameters for controlling the angular movement, and the first the second, third, fourth inputs of the unit for verifying the fulfillment of the condition for non-expendable control are connected, respectively, with the output of the forecast unit for the vector of total kinetic momentum, with the output of the block of angular velocity sensors, with the second output of the unit for measuring the kinetic moment of reactive flywheels, with the output of the initial conditions search unit by vector kinetic moment, the second input of the unit for determining the kinetic moment of the jet flywheels according to the results of the forecast is connected to the fourth output of the unit for determining the param the angular motion control ditch, and the output of the reactive flywheel kinetic moment determination unit according to the forecast results is connected to the input of the unit for determining the presence of options for changing the signs of the angular speed of the flywheels, the first, second, third, fourth and fifth outputs of the unit for determining the presence of options for changing the signs of the angular speed of the flywheels are connected accordingly, with the fifth input of the block for determining the parameters for controlling the angular motion, with the fourth input of the block for searching the initial conditions by the kinetic moment vector the one with the second input of the unit for comparing options for violating the conditions of maintaining orientation accuracy, with the seventh input of the unit for waste-free unloading of jet flywheels and with the first input of the unit for determining the initial conditions for the maximum duration of the orientation mode, the first, second, third, and fourth outputs of the unit for comparing options for violation conditions for maintaining the accuracy of the orientation, respectively, are connected to the fourth input of the block determining the parameters of the control of angular movement, with the third input of the block claim initial conditions for the vector of kinetic moment, with the seventh input of the unit for non-expendable unloading of jet flywheels, with the second input of the unit for determining the initial conditions for the maximum duration of the orientation mode, the first and second outputs of the unit for determining the initial conditions for the maximum duration of the orientation mode are connected individually to the sixth inputs blocks of non-expendable unloading of jet flywheels and determination of parameters for controlling angular movement.

Images