RU2341419C2 - Method of sustaining triaxial orientation of spacecraft with powered gyroscopes and target load - Google Patents
Method of sustaining triaxial orientation of spacecraft with powered gyroscopes and target load Download PDFInfo
- Publication number
- RU2341419C2 RU2341419C2 RU2006122563/11A RU2006122563A RU2341419C2 RU 2341419 C2 RU2341419 C2 RU 2341419C2 RU 2006122563/11 A RU2006122563/11 A RU 2006122563/11A RU 2006122563 A RU2006122563 A RU 2006122563A RU 2341419 C2 RU2341419 C2 RU 2341419C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- parameters
- orientation
- interval
- gyroscopes
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космонавтике, а именно к управлению ориентацией космических аппаратов (КА).The invention relates to astronautics, namely, to control the orientation of spacecraft (SC).
Известен способ трехосной ориентации КА в орбитальной системе координат (ОСК) [1] по информации от прибора ориентации на Солнце (ПОС). В этом способе управление ориентацией КА выполняется по информации ПОС и заключается в том, что в бортовую вычислительную машину вводят параметры орбиты КА, рассчитывают положения Солнца в поле обзора ПОС для каждой точки орбиты из условия ориентации КА в орбитальной системе координат. Задают КА поисковую угловую скорость для обеспечения захвата Солнца в поле обзора ПОС, после чего снижают вплоть до нуля угловую скорость, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора ПОС. Затем производят разворот КА таким образом, чтобы Солнце в поле зрения ПОС переместилось в требуемую начальную рассчитанную точку. Далее непрерывно разворачивают КА таким образом, чтобы Солнце в поле зрения ПОС перемещалось по рассчитанным ранее точкам.The known method of the triaxial orientation of the spacecraft in the orbital coordinate system (OSK) [1] according to information from the device of orientation to the Sun (POS). In this method, the control of the spacecraft orientation is performed according to the PIC information and consists in the fact that the spacecraft orbit parameters are entered into the on-board computer, the position of the Sun in the POS field of view for each point of the orbit is calculated from the condition of the spacecraft orientation in the orbital coordinate system. The spacecraft is set to search angular velocity to ensure the capture of the Sun in the POS field of view, and then the angular velocity is reduced to zero, ensuring the Sun is in the POS field of view. Then, the SC is rotated so that the Sun in the POS field of view moves to the desired initial calculated point. Next, the spacecraft is continuously deployed so that the Sun in the POS field of view moves along previously calculated points.
Этот способ управления позволяет упростить конструкцию КА при обеспечении условий ориентации КА в ОСК, но не решает задачу трехосной ориентации в инерциальной системе координат (ИСК). Кроме того, из-за ограничения поля зрения ПОС элементами конструкции КА (особенно в сложных конструкциях, например орбитальных станциях) для решения задачи его ориентации на всех участках орбиты понадобится использовать несколько таких приборов. Это затрудняет решение задачи управления ориентацией предлагаемым способом КА. Использование рассматриваемого способа невозможно также на участках орбиты, затененных от Солнца Землей.This control method allows us to simplify the design of the spacecraft while ensuring the conditions for the orientation of the spacecraft in the CCS, but does not solve the problem of triaxial orientation in an inertial coordinate system (CSI). In addition, due to the limitation of the POS field of view by spacecraft construction elements (especially in complex structures, for example, orbital stations), to solve the problem of its orientation in all parts of the orbit, it will be necessary to use several such devices. This makes it difficult to solve the orientation control problem by the proposed spacecraft method. The use of the considered method is also impossible in parts of the orbit, shaded from the Sun by the Earth.
Наиболее близким из аналогов является способ управления трехосной ориентацией КА с помощью инерционных исполнительных органов [2], используемый в качестве прототипа. Способ включает в себя математическое моделирование орбиты космического аппарата, измерение параметров его углового движения, измерение кинетического момента в системе силовых гироскопов, определение, построение и поддержание по ним заданной ориентации космического аппарата.The closest of the analogues is the method of controlling the triaxial orientation of the spacecraft using inertial actuators [2], used as a prototype. The method includes mathematical modeling of the orbit of the spacecraft, measuring the parameters of its angular motion, measuring the kinetic moment in the system of power gyroscopes, determining, constructing and maintaining the given orientation of the spacecraft from them.
Построение и поддержание ориентации КА производится в ОСК по информации от построителя местной вертикали (ПМВ), прибора планетной ориентации (ППО), ПОС и датчика угловой скорости (ДУС). При этом в качестве исполнительных органов используется двухстепенной силовой гиростабилизатор (ГС) и реактивные двигатели (РД).Building and maintaining the orientation of the spacecraft is carried out in the OSK according to information from the builder of the local vertical (PMV), planetary orientation device (PPO), POS and the angular velocity sensor (TLS). Moreover, two-stage power gyrostabilizer (GS) and jet engines (RD) are used as executive bodies.
В основном режиме система ориентации должна обеспечить постоянное удержание связанных с КА (OX, OY, OZ) и орбитальных осей (ОХо, OYo, OZo) в совмещенном с заданной точностью положении. В качестве осей ориентации выбраны орбитальные оси, начало которых расположено в центре масс КА. Ось ОХо направлена по текущему радиус-вектору КА, ось OYo - по текущему вектору линейной скорости КА, ось OZo дополняет систему координат до правой.In the main mode, the orientation system must ensure that the spacecraft (OX, OY, OZ) and orbital axes (OX o , OY o , OZ o ) associated with the spacecraft are constantly held in position with a predetermined accuracy. As the orientation axes, orbital axes were chosen whose origin is located in the center of mass of the spacecraft. OX axis is directed along a radius vector of the current SC, OY o axis - the current vector of the spacecraft linear velocity, OZ o complements axis coordinate system to the right.
Управление по тангажу θ и крену φ осуществляется по сигналам ПМВ.Pitch θ and roll φ are controlled by PMW signals.
Отработка внешних возмущающих моментов по тангажу достигается разгоном или торможением маховика гиростабилизатора по сигналу ошибки θ.The development of external disturbing moments in pitch is achieved by acceleration or braking of the gyro stabilizer flywheel by the error signal θ.
Для управления ориентацией по крену φ и курсу ψ используется известный метод связывания скрытого кинетического момента СГ с корпусом КА (см. [3], стр.444-522), в соответствии с которым используются свойства вращающегося тела, стремящегося сохранить направление своего вращения в тем большей степени, чем больше его кинетический момент.To control the roll orientation φ and the ψ course, the well-known method of linking the latent kinetic moment of the SG with the spacecraft body is used (see [3], pp. 444-522), in accordance with which the properties of a rotating body are used, which seeks to maintain the direction of its rotation in that more than the greater its kinetic moment.
Сигнал ошибки по крену измеряется ПМВ и поступает на управляющие обмотки датчика момента СГ, который создает управляющий момент, пропорциональный входному сигналу. Таким образом к гиростабилизатору и к корпусу КА прикладываются разные и противоположно направленные моменты, пропорциональные сигналу ошибки по крену. Под действием датчика момента гиростабилизатор поворачивается относительно корпуса КА на некоторый угол β, оставаясь в инерциальном пространстве неподвижным. Одновременно КА поворачивается в пространстве до полной отработки ошибки по крену φ.The roll error signal is measured by the PMV and is fed to the control windings of the SG torque sensor, which creates a control moment proportional to the input signal. Thus, different and oppositely directed moments proportional to the error signal along the roll are applied to the gyrostabilizer and to the spacecraft body. Under the action of the moment sensor, the gyrostabilizer rotates relative to the spacecraft body by an angle β, remaining stationary in the inertial space. At the same time, the spacecraft rotates in space until the error is completely worked out according to the roll φ.
Если управление по тангажу и крену ведется идеально, то ось ОХ постоянно сохраняет заданное направление на Землю. Поэтому в инерциальном пространстве спутник вращается вокруг оси OZ с орбитальной угловой скоростью. В то же время при малых возмущающих моментах вектор кинетического момента гиростабилизатора остается в этом пространстве неподвижным. Вектор СГ 
В случае, если ось OZ не совпадает с осью OZo, имеет место переход отклонения гиростабилизатора β в отклонение корпуса спутника по курсу ψ, поскольку другие отклонения (θ и φ) отсутствуют. Таким образом, производится математическое моделирование орбиты и поддержание ОСК, реализуемое по указанным датчикам внешней информации при помощи СГ. При накоплении СГ предельно допустимых значений кинетического момента осуществляется его разгрузка с использованием РД.In the case where the OZ axis does not coincide with the OZ o axis, there occurs a transition of the gyrostabilizer β deflection to the satellite body deflection at the ψ course, since there are no other deviations (θ and φ). Thus, mathematical modeling of the orbit and maintenance of the OSK is carried out, which is implemented using the indicated sensors of external information using SG. When the SG accumulates the maximum allowable values of the kinetic moment, it is unloaded using the RD.
В прототипе в качестве КА рассматривается геостационарный спутник связи (ГСС) «Экран», целевой нагрузкой которого являются космические станции (КС) системы спутникового телевещания. Рабочими параметрами КС являются: рабочий диапазон частот, добротность, эквивалентная изотропно излучаемая мощность (ЭИИМ) каждого передатчика, поляризация излучаемого и принимаемого сигналов. Уровень сигнала в «точке прицеливания» (в точке пересечения оси главного лепестка антенны ГСС с земной поверхностью) может служить основным рабочим параметром, подтверждающим штатную ориентацию спутника.In the prototype, the spacecraft “Geek” geostationary communications satellite (GSS) is considered as a spacecraft, the target load of which are space stations (CS) of satellite television broadcasting systems. The operating parameters of the CS are: operating frequency range, quality factor, equivalent isotropically radiated power (EIRP) of each transmitter, polarization of the emitted and received signals. The signal level at the “aiming point” (at the point of intersection of the axis of the main lobe of the GSS antenna with the earth's surface) can serve as the main operating parameter confirming the satellite’s normal orientation.
Описанный способ трехосной ориентации имеет минимальный приборный состав и простую высоконадежную аппаратуру, что позволяет рассчитывать на обеспечение значительного полетного ресурса КА. В то же время обеспечивается высокая точность ориентации КА, которая не превышает нескольких угловых минут.The described method of triaxial orientation has a minimum instrumental composition and simple highly reliable equipment, which allows counting on providing a significant flight resource of the spacecraft. At the same time, a high accuracy of the spacecraft orientation is ensured, which does not exceed several angular minutes.
Недостатком способа управления, описанного в прототипе, является то, что отсутствует резерв управления ориентацией КА, позволяющий поддерживать его трехосную ориентации без использования ПМВ, ППО, ПОС и ДУС, что в случаях ограниченного ресурса указанных приборов, их полного или частичного отказа не позволяет увеличить время эксплуатации КА. Кроме этого, невозможность в течение какого-либо интервала времени использовать указанные приборы приведет к потере КА штатной ориентации и, как следствие, к невыполнению им штатной программы полета. Рассматриваемый способ управления не обеспечивает также поддержание ориентации КА в ИСК.The disadvantage of the control method described in the prototype is that there is no reserve for controlling the orientation of the spacecraft, which allows maintaining its triaxial orientation without using PMV, software, POS and DUS, which in cases of limited resource of these devices, their complete or partial failure does not allow to increase the time operation of the spacecraft. In addition, the inability to use these devices for any interval of time will lead to the loss of the standard orientation satellite and, as a result, to its failure to complete the regular flight program. The considered control method also does not provide support for the orientation of the spacecraft in the ISK.
Техническим результатом предлагаемого решения является создание способа поддержания трехосной ориентации КА в ОСК, ИСК, позволяющего сохранить штатную ориентацию в условиях отсутствия информации от приборов, измеряющих параметры углового движения КА. Предлагаемый способ повышает надежность управления ориентацией и увеличивает срок эксплуатации КА.The technical result of the proposed solution is to create a way to maintain the triaxial orientation of the spacecraft in the OSK, ISK, which allows you to maintain the standard orientation in the absence of information from devices measuring the parameters of the angular motion of the spacecraft. The proposed method improves the reliability of orientation control and increases the life of the spacecraft.
Технический результат достигается тем, что в предлагаемом способе поддержания трехосной ориентации космического аппарата с силовыми гироскопами и целевой нагрузкой, включающем математическое моделирование орбиты космического аппарата, измерение параметров его углового движения, определение, построение и поддержание по ним заданной ориентации космического аппарата, измерение кинетического момента в системе силовых гироскопов, в отличие от известного способа по измеренным параметрам углового движения и значениям кинетического момента силовых гироскопов определяют параметры действующих на космический аппарат возмущающих моментов, определяют номинальные рабочие параметры целевой нагрузки при штатной ориентации космического аппарата, определяют интервалы времени (ti0, tik), на которых измерение параметров углового движения не производится, где i=1, 2, ..., n - указанные интервалы времени, по измеренным на момент времени начала i-го интервала параметрам углового движения космического аппарата и кинетического момента его силовых гироскопов, а также с учетом внешних возмущающих моментов, рассчитанных с использованием определенных ранее параметров возмущающих моментов, прогнозируют на i-м интервале изменения кинетического момента в системе силовых гироскопов, соответствующие поддержанию заданной ориентации на i-м интервале, далее для поддержания заданной ориентации космического аппарата воздействуют на силовые гироскопы таким образом, чтобы их кинетический момент в каждый момент времени i-го интервала соответствовал спрогнозированному, измеряют рабочие параметры целевой нагрузки и сравнивают их с номинальными параметрами, в случае соответствия сравниваемых параметров продолжают управление ориентацией космического аппарата по спрогнозированному кинетическому моменту, в противном случае с момента времени ti1 взаимного несоответствия указанных параметров целевой нагрузки повторно измеряют параметры углового движения, определяют по ним текущую ориентацию космического аппарата, строят заданную ориентацию на интервале времени (ti1, ti') и повторно определяют параметры возмущающих моментов, действующих на космический аппарат, далее при выполнении условия (ti1, ti')∈(ti0, tik) с использованием измеренных на момент времени ti1 значений вектора кинетического момента силовых гироскопов и параметров углового движения прогнозируют изменение кинетического момента силовых гироскопов на оставшейся части i-го интервала, учитывая при этом внешние возмущающие моменты, рассчитанные с использованием повторно определенных ранее параметров возмущающих моментов, и продолжают управлять ориентацией космического аппарата на указанном i-м интервале по вновь спрогнозированному кинетическому моменту для системы силовых гироскопов, в противном случае продолжают управление ориентацией космического аппарата по измеряемым параметрам углового движения до очередного (i+1)-го интервала, далее повторяют управление космическим аппаратом вышеуказанным образом на (i+1)-м интервале по спрогнозированным значениям вектора кинетического момента для системы силовых гироскопов с последующим переходом на управление ориентацией космического аппарата по измеряемым параметрам его углового движения и заканчивают процесс управления поддержанием трехосной ориентации космического аппарата по спрогнозированным значениям вектора кинетического момента силовых гироскопов по истечению n-го интервала.The technical result is achieved by the fact that in the proposed method of maintaining the triaxial orientation of the spacecraft with power gyroscopes and the target load, which includes mathematical modeling of the orbit of the spacecraft, measuring the parameters of its angular motion, determining, constructing and maintaining them with a given orientation of the spacecraft, measuring the kinetic moment in system of power gyroscopes, in contrast to the known method according to the measured parameters of the angular motion and the values of the kinetic moment coagulant power gyroscopes determine the parameters acting on the spacecraft perturbing torques, determined nominal operating parameters of the payload of a spacecraft at regular orientation, determine the time intervals (t i0, t ik), where measurement of the angular movement parameters is not performed, where i = 1, 2 , ..., n are the indicated time intervals according to the parameters measured at the time of the beginning of the i-th interval for the parameters of the angular motion of the spacecraft and the kinetic moment of its power gyroscopes, as well as taking into account external moments calculated using the parameters of disturbing moments determined earlier are predicted on the i-th interval of kinetic moment changes in the system of power gyroscopes, corresponding to maintaining a given orientation on the i-th interval, then, to maintain a given orientation of the spacecraft, they act on power gyroscopes in this way so that their kinetic moment at each moment of time of the i-th interval corresponds to the predicted one, measure the operating parameters of the target load and compare them with the minimum parameters, if the compared parameters continue to control the orientation of the spacecraft according to the predicted kinetic moment, otherwise, from the moment t i1 of mutual mismatch of the specified target load parameters, the angular motion parameters are re-measured, the current orientation of the spacecraft is determined from them, and the desired orientation is built on time interval (t i1 , t i ') and re-determine the parameters of disturbing moments acting on the spacecraft, then when the condition (t i1 , t i ') ∈ (t i0 , t ik ) is fulfilled, using the values of the kinetic moment vector of force gyroscopes and angular motion parameters measured at time t i1, the kinetic moment of force gyroscopes is predicted to change over the remainder of the i-th interval , taking into account the external disturbing moments calculated using the previously determined parameters of disturbing moments, they continue to control the orientation of the spacecraft in the indicated ith interval over the newly predicted kinet at a certain moment for the system of power gyroscopes, otherwise they continue to control the orientation of the spacecraft according to the measured parameters of the angular motion to the next (i + 1) th interval, then repeat the control of the spacecraft in the above manner on the (i + 1) th interval according to the predicted values the vector of kinetic moment for a system of power gyroscopes with the subsequent transition to controlling the orientation of the spacecraft by the measured parameters of its angular motion and complete the control process n maintaining the triaxial orientation of the spacecraft according to the predicted values of the vector of the kinetic moment of power gyroscopes after the expiration of the nth interval.
Для пояснения сущности предлагаемого способа приводятся фиг.1-10 и таблицы 1, 2. На фиг.1-4 маркеры указывают точки, отвечающие телеметрическим данным, а кривые изображают сглаживающие эти данные сплайны. На фиг.5-8 точками обозначены измеренные значения компонентов вектора угловой скорости, а сплошными линиями - результат аппроксимации. На фиг.9 точками обозначены измеренные значения кинетического момента силовых гироскопов, а сплошная линия - закон изменения кинетического момента силовых гироскопов, полученный расчетным путем. Аналогично, на фиг.10 точками обозначены измеренные значения компонент угловой скорости ГСС, а сплошными линиями - расчетные значения. В таблицах 1 и 2 представлены полученные значения тензора инерции КА и параметров возмущающих моментов.To explain the essence of the proposed method are shown in figures 1-10 and tables 1, 2. In figures 1-4, the markers indicate points corresponding to telemetric data, and the curves depict the splines smoothing these data. 5-8, dots indicate the measured values of the components of the angular velocity vector, and solid lines indicate the approximation result. In Fig. 9, dots denote the measured values of the kinetic moment of force gyros, and the solid line is the law of variation of the kinetic moment of force gyros obtained by calculation. Similarly, in Fig. 10, dots indicate the measured values of the components of the angular velocity of the GSS, and solid lines indicate the calculated values. Tables 1 and 2 show the obtained values of the inertia tensor of the spacecraft and the parameters of disturbing moments.
Суть предлагаемого способа состоит в том, чтобы определить закон изменения кинетического момента силовых гироскопов, при котором угловая скорость КА будет соответствовать угловой скорости аппарата, соответствующей поддержанию заданной ориентации. Следовательно, меняя кинетический момент силовых гироскопов по определенному закону, получим заданную ориентацию КА. При этом для контроля правильности решения поставленной задачи используется информация, подтверждающая получение сигнала от целевой нагрузки КА с параметрами, соответствующими номинальным рабочим параметрам. Значения этих параметров напрямую зависят от ориентации аппарата. В качестве целевой нагрузки, по рабочим параметрам которой будет оцениваться точность ориентации, могут выступать, например, бортовой ретрансляционный комплекс (рабочий параметр - мощность сигнала, принимаемого на контрольных измерительных станциях) или бортовые телескопы, предназначенные для наблюдения и съемки заданных участков звездного неба (рабочий параметр - распознанный наблюдаемый участок звездного неба) и др.The essence of the proposed method is to determine the law of change in the kinetic moment of power gyroscopes, at which the angular velocity of the spacecraft will correspond to the angular velocity of the apparatus, corresponding to maintaining a given orientation. Therefore, changing the kinetic moment of power gyroscopes according to a certain law, we obtain a given orientation of the spacecraft. In this case, to verify the correctness of the solution of the problem, information is used that confirms the receipt of a signal from the target payload of the spacecraft with parameters corresponding to the nominal operating parameters. The values of these parameters directly depend on the orientation of the device. As the target load, according to the operating parameters of which the orientation accuracy will be evaluated, for example, an on-board relay complex (the working parameter is the signal power received at the control measuring stations) or on-board telescopes designed to observe and record specified sections of the starry sky (working parameter - recognized observable portion of the starry sky), etc.
Рассмотрим решение задачи поддержания трехосной ориентации КА в ОСК предлагаемым способом на примере геостационарного спутника связи "Ямал". Для управления ориентацией этих спутников используются установленные на борту ПОС, звездные датчики, датчик определения координат центра Земли (ДОКЦЗ), аналог ПМВ, гироскопический измеритель вектора угловой скорости (ГИВУС). В качестве исполнительных органов выступают одностепенные силовые гироскопы - маховики. На базе бортовой цифровой вычислительной машины построены динамический и кинематический контуры системы управления движением и навигации (СУДН). При этом используются принципы бескарданной системы управления ориентацией КА (см. [3], стр.101-103).Let us consider the solution of the problem of maintaining the triaxial orientation of the spacecraft in the spacecraft using the proposed method using the example of the Yamal geostationary communications satellite. To control the orientation of these satellites, POS installed on board, star sensors, a center-of-the-Earth position sensor (DOKZZ), an analogue of PMV, and a gyroscopic angular velocity vector meter (GIVUS) are used. Single-stage power gyroscopes - flywheels act as executive bodies. On the basis of the on-board digital computer, the dynamic and kinematic contours of the motion control and navigation system (VESS) were built. In this case, the principles of a gimballess attitude control system of the spacecraft are used (see [3], pp. 101-103).
Для решения поставленной задачи, прежде всего, требуется определить параметры возмущающих моментов, действующих на КА. В общем случае при решении задачи определения параметров возмущающих моментов, зависящих от орбиты и конструктивных особенностей КА, требуется определять параметры различных возмущающих моментов. Для низкоорбитальных КА преобладающими возмущающими моментами являются гравитационный и аэродинамический. Для высокоорбитальных КА, например геостационарных, требуется учитывать, как правило, гравитационный момент и момент от силы светового давления. Кроме того, конструктивные особенности как низкоорбитальных, так и высокоорбитальных аппаратов могут привести к появлению существенных собственных магнитных моментов, которые также необходимо учитывать при их взаимодействии с магнитным полем Земли.To solve this problem, first of all, it is required to determine the parameters of disturbing moments acting on the spacecraft. In the general case, when solving the problem of determining the parameters of disturbing moments, which depend on the orbit and design features of the spacecraft, it is required to determine the parameters of various disturbing moments. For low-orbit spacecraft, the prevailing disturbing moments are gravitational and aerodynamic. For high-orbit spacecraft, for example, geostationary ones, it is required to take into account, as a rule, the gravitational moment and the moment from the light pressure force. In addition, the design features of both low-orbit and high-orbit devices can lead to the appearance of significant intrinsic magnetic moments, which also must be taken into account when interacting with the Earth's magnetic field.
Методика определения параметров возмущающих моментов зависит от формы представления этих моментов. Например, в [4] при моделировании аэродинамического момента, действующего на международную космическую станцию (МКС), предполагалось, что атмосфера вращается вместе с Землей и что станция имеет форму сферы, центр которой смещен относительно центра масс. Аэродинамический момент аппроксимировался следующими выражениями:The methodology for determining the parameters of disturbing moments depends on the form of representation of these moments. For example, in [4], when modeling the aerodynamic moment acting on an international space station (ISS), it was assumed that the atmosphere rotates with the Earth and that the station has the shape of a sphere whose center is offset from the center of mass. The aerodynamic moment was approximated by the following expressions:
Ma1=ρV(P3V2-P2V3), Ma2=ρV(P1V3-P3V1),M a1 = ρV (P 3 V 2 -P 2 V 3 ), M a2 = ρV (P 1 V 3 -P 3 V 1 ),
Ma3=ρV(P2V1-P1V2), 
где ρ - плотность набегающего на МКС аэродинамического потока, Vi - компоненты скорости центра масс станции относительно поверхности земли, Pi - постоянные коэффициенты (параметры аэродинамического момента).where ρ is the density of the aerodynamic flow incident on the ISS, V i are the velocity components of the center of mass of the station relative to the earth’s surface, P i are constant coefficients (aerodynamic moment parameters).
В качестве параметров гравитационного момента, действующего на аппарат, могут выступать компоненты тензора инерции. В [4], [5] и [6] описан способ оценки этих параметров. Компоненты гравитационного момента задавались формуламиThe parameters of the gravitational moment acting on the apparatus can be the components of the inertia tensor. In [4], [5] and [6] a method for estimating these parameters is described. The components of the gravitational moment are given by the formulas
Здесь хi - компоненты геоцентрического радиуса-вектора центра масс станции, Iij - компоненты тензора инерции станции в строительной системе координат, Iij=Iji (i, j=1, 2, 3), μЕ - гравитационный параметр Земли.Here, x i are the components of the geocentric radius vector of the center of mass of the station, I ij are the components of the inertia tensor of the station in the construction coordinate system, I ij = I ji (i, j = 1, 2, 3), μ E is the Earth's gravitational parameter.
В [4], [5], [6] предложены разные способы определения описанных параметров возмущающих моментов. Способы определения различаются между собой, но основу определения во всех случаях составляет решение динамических уравнений Эйлера при использовании измеренных на борту параметров углового движения - кватернионов ориентации КА и угловых скоростей, а также результатов моделирования орбиты КА и измерений кинетического момента в системе силовых гироскопов.In [4], [5], [6], various methods were proposed for determining the described parameters of disturbing moments. The methods of determination differ from each other, but the basis of determination in all cases is the solution of the Euler dynamic equations using the angular motion parameters measured on board - the spacecraft orientation quaternions and angular velocities, as well as the results of modeling the spacecraft’s orbit and measuring the kinetic moment in a system of power gyroscopes.
В рассматриваемом случае на ГСС действуют следующие возмущающие моменты - гравитационные от Земли, Луны и Солнца, магнитный момент, от взаимодействия собственного магнитного момента КА с магнитным полем Земли и момент от силы светового давления. Учитывая то, что порядок гравитационных моментов от Луны и Солнца, а также магнитный момент существенно меньше гравитационных моментов от Земли и момента от силы светового давления (на 5 порядков), влиянием указанных моментов можно пренебречь.In the case under consideration, the following perturbing moments act on the GSS - gravitational from the Earth, the Moon and the Sun, the magnetic moment, from the interaction of the spacecraft’s own magnetic moment with the Earth’s magnetic field and the moment from the light pressure force. Considering that the order of gravitational moments from the Moon and the Sun, as well as the magnetic moment is significantly less than the gravitational moments from the Earth and the moment from the light pressure force (by 5 orders of magnitude), the influence of these moments can be neglected.
Определение параметров внешних возмущающих моментов выполняется следующим образом. Предполагается, что ГСС является гиростатом. Центр масс спутника движется по геостационарной орбите. Элементы этого движения определяются по данным радиоконтроля орбиты. В качестве исполнительных органов, используемых на ГСС для управления ориентацией, применяются маховики. Для записи уравнений изменения собственного кинетического момента системы маховиков вводятся две правые декартовы системы координат. Начала обеих систем помещены в центр масс - точку О.The determination of the parameters of external disturbing moments is performed as follows. GSS is assumed to be a gyrostat. The center of mass of the satellite moves in a geostationary orbit. Elements of this movement are determined according to the radio control data of the orbit. Flywheels are used as the executive bodies used on the GSS to control orientation. To write the equations for changing the intrinsic kinetic moment of the flywheel system, two right Cartesian coordinate systems are introduced. The beginnings of both systems are placed in the center of mass - point O.
В качестве базовой системы координат принимается система OY1Y2Y3, плоскость OY1Y2 которой параллельна среднему земному экватору эпохи 2000.0. Ось OY1 направлена в точку весеннего равноденствия указанной эпохи, ось OY3 направлена в соответствующий северный полюс мира. Под ориентацией спутника понимается ориентация жестко связанной с его корпусом строительной системы координат Oy1y2y3. В режиме поддержания штатной ориентации ГСС ось Oy1 направлена по текущему радиус-вектору, ось Oy2 - по текущему вектору линейной скорости.The OY 1 Y 2 Y 3 system , the OY 1 Y 2 plane of which is parallel to the average earth equator of the 2000.0 era, is taken as the basic coordinate system. The axis OY 1 is directed to the vernal equinox of the indicated era, the axis OY 3 is directed to the corresponding north pole of the world. The orientation of the satellite is understood as the orientation of the building coordinate system Oy 1 y 2 y 3 rigidly connected to its body. In the mode of maintaining the GSS standard orientation, the Oy 1 axis is directed along the current radius vector, and the Oy 2 axis is directed along the current linear velocity vector.
Положение системы Oy1y2y3 относительно системы OY1Y2Y3 задается с помощью нормированного кватерниона Q=(q0, q1, q2, q3), 
Оценка тензора инерции спутника выполнялась на освещенных Солнцем интервалах орбиты. Из моментов внешних сил, приложенных к спутнику, учитывались гравитационный и момент от силы светового давления. Компоненты гравитационного момента задавались формуламиThe satellite inertia tensor was estimated at orbit intervals illuminated by the Sun. From the moments of external forces applied to the satellite, the gravitational and moment from the light pressure forces were taken into account. The components of the gravitational moment are given by the formulas
Здесь хi - компоненты геоцентрического радиуса-вектора центра масс станции, Iij - компоненты тензора инерции станции в строительной системе координат, Iij=Iji (i, j=1, 2, 3), μЕ - гравитационный параметр Земли. Момент от силы светового давления аппроксимируется выражениямиHere, x i are the components of the geocentric radius vector of the center of mass of the station, I ij are the components of the inertia tensor of the station in the construction coordinate system, I ij = I ji (i, j = 1, 2, 3), μ E is the Earth's gravitational parameter. The moment of light pressure is approximated by the expressions
Ms1=k(p2es3- p3es2), Ms2=k(p3es1- p1es3), Ms1=k(p1es2- p2es2).M s1 = k (p 2 e s3 - p 3 e s2 ), M s2 = k (p 3 e s1 - p 1 e s3 ), M s1 = k (p 1 e s2 - p 2 e s2 ).
Здесь k=(r*/Δ)2, r* - средний радиус орбиты Земли; Δ - расстояние от КА до Солнца; рi - постоянные коэффициенты; еsi - компоненты орта направления ГСС - Солнце. При выводе этих выражений предполагалось, что на интервалах оценки площадь поверхности ГСС, на которую воздействует набегающий световой поток, неизменна и отражающие свойства поверхности спутника во всех его точках одинаковы.Here k = (r * / Δ) 2 , r * is the average radius of the Earth’s orbit; Δ is the distance from the spacecraft to the sun; p i are constant coefficients; e si are the components of the unit vector of the GSS - Sun direction. When deriving these expressions, it was assumed that at the estimation intervals the surface area of the GSS affected by the incident light flux is unchanged and the reflective properties of the satellite surface at all points are the same.
Компоненты кинетического момента спутника в его движении относительно центра масс имеют видThe components of the kinetic moment of the satellite in its motion relative to the center of mass are
где Нi и ωj - компоненты собственного кинетического момента системы маховиков и угловой скорости ГСС. Теорема об изменении кинетического момента ГСС под действием указанных выше внешних моментов выражается соотношениямиwhere H i and ω j are the components of the intrinsic kinetic moment of the flywheel system and the angular velocity of the GSS. The theorem on the change in the kinetic moment of the GSS under the action of the above external moments is expressed by the relations
Здесь точкой обозначено дифференцирование по времени t.Here, the dot denotes differentiation with respect to time t.
Подставив в эти соотношения выписанные выше выражения для величин Кi, Мgi и Мsi, можно получить уравненияSubstituting the above expressions for the quantities K i , M gi and M si into these relations, we can obtain the equations
С помощью соотношений Iij=Iji из этих уравнений исключены компоненты тензора инерции Iij при i>j.Using the relations I ij = I ji, the components of the inertia tensor I ij are excluded from these equations for i> j.
Ниже выписанные уравнения используются следующим образом. На некотором отрезке времени, длиной несколько часов, по телеметрической информации восстанавливается фактическое движение спутника относительно центра масс, в том числе его угловая скорость и угловое ускорение. В результате уравнения (1) станут замкнутой системой относительно переменных Нi (i=1, 2, 3). В этой системе величины Iij, рi будут рассматриваться как искомые параметры возмущающих моментов (гравитационного и от силы светового давления соответственно). Общее решение этих уравнений с явно однозначной его зависимостью от параметров и начальных условий представлено следующим образомThe equations below are used as follows. Over a certain period of time, several hours long, the actual motion of the satellite relative to the center of mass is restored from telemetry information, including its angular velocity and angular acceleration. As a result, equations (1) become a closed system with respect to the variables H i (i = 1, 2, 3). In this system, the values I ij , p i will be considered as the desired parameters of the disturbing moments (gravitational and on the light pressure force, respectively). The general solution of these equations with its explicitly unique dependence on the parameters and initial conditions is presented as follows
где αi=Hi(t0) - начальные условия, t0 - заданный момент времени, α4=I11, α5=I12, α7=I22, α8=I23, α9=I33, α10=p1, α11=p2, α12=p3. Функции Fij(t) определяются начальными задачами, для линейных дифференциальных уравнений, не содержащих параметров.where α i = H i (t 0 ) are the initial conditions, t 0 is the given time, α 4 = I 11 , α 5 = I 12 , α 7 = I 22 , α 8 = I 23 , α 9 = I 33 , α 10 = p 1 , α 11 = p 2 , α 12 = p 3 . The functions F ij (t) are determined by the initial problems for linear differential equations that do not contain parameters.
Телеметрическое обеспечение системы маховиков позволяет в некоторые моменты времени tn (n=1, 2, ..., N) измерять значения Hi(tn) компонентов ее собственного кинетического момента. Точность измерения кинетического момента маховиков ГСС "Ямал-200" составляет 0.1 Нмс. Результаты измерений этих величин обозначаются соответственно 
Это значение определяется так называемыми нормальными уравнениями, которые в данном случае имеют вид:This value is determined by the so-called normal equations, which in this case have the form:
Если ошибки в измерениях величин 
Чтобы реализовать описанный подход к оцениванию тензора инерции спутника, необходимо располагать методом восстановления его фактического движения по телеметрической информации. Ниже используется метод, основанный на аппроксимации вращательного движения спутника сплайнами.In order to implement the described approach to estimating the satellite inertia tensor, it is necessary to have a method for restoring its actual motion from telemetric information. Below we use a method based on the approximation of the satellite's rotational motion by splines.
Телеметрическая информация собирается на временном интервале не более часа, содержит последовательность моментов времени, кватернионов и угловых скоростейTelemetric information is collected at a time interval of not more than an hour, contains a sequence of time instants, quaternions and angular velocities
Здесь t0<t1<...<tM, Qm - значение кватерниона Q, вычисленное на момент времени tm, ωm - значение угловой скорости, определенное на этот же момент времени. Как правило, tm+1-tm≅2 с. Кватернион, задающий ориентацию спутника, определен с точностью до знака. Знаки Qm и момент t0 в (2) выбираются из условияHere t 0 <t 1 <... <t M , Q m is the value of the quaternion Q calculated at time t m , ω m is the value of the angular velocity determined at the same time. Typically, t m + 1 -t m ≅2 s. The quaternion that sets the orientation of the satellite is determined to the exact sign. Signs Q m and moment t 0 in (2) are selected from the condition
Сглаживание последовательности кватернионов (4) выполняется покомпонентно с использованием решения следующей задачи. Пусть для моментов времени tm (m=0, 1, ..., M), tm<tm+1, известны приближенные значения хm≈f(tm) некоторой гладкой функции f(t). Требуется восстановить эту функцию на отрезке t0≤t≤tM.Quaternion sequence smoothing (4) is performed component-wise using the solution of the following problem. Let the approximate values x m ≈f (t m ) of some smooth function f (t) be known for the instants of time t m (m = 0, 1, ..., M), t m <t m + 1 . It is required to restore this function on the interval t 0 ≤t≤t M.
Если предположить, что эта функция дважды непрерывно дифференцируема, то решение сводится к решению вариационной задачиIf we assume that this function is twice continuously differentiable, then the solution reduces to the solution of the variational problem
Здесь S - заданное положительное число. Решением задачи (5) является кубический сплайн.Here S is a given positive number. The solution to problem (5) is a cubic spline.
Норма кватерниона, который образован сплайнами, сглаживающими компоненты кватернионов (4), уже не равна единице, но мало отличается от нее. Полученная кватернионная функция нормируется на единицу и служит аппроксимацией вращения системы Oy1y2y3 относительно системы OY1Y2Y3 на отрезке t0≤t≤tM.The norm of the quaternion, which is formed by splines that smooth the components of the quaternions (4), is no longer equal to unity, but differs little from it. The obtained quaternion function is normalized to unity and serves as an approximation of the rotation of the system Oy 1 y 2 y 3 relative to the system OY 1 Y 2 Y 3 on the interval t 0 ≤t≤t M.
Для уменьшения случайных ошибок при определении значений угловой скорости спутника используется процесс сглаживания, основанный на применении метода наименьших квадратов. Предполагается, что измеренные значения угловой скорости имеют одинаковую точность и функция ω(t) на участке измерений может быть достаточно хорошо описана многочленом третьей степени. В результате по наблюдаемым значениям функции в точках измерений методом наименьших квадратов построен многочлен третьей степени, описывающий функцию 
Такое определение угловой скорости спутника позволяет уменьшить влияние ошибок измерений при последующей аппроксимации функции 
Примеры аппроксимации вращательного движения ГСС описанным способом приведены на фиг.1-8. Эти чертежи иллюстрируют стабилизацию спутника в орбитальной системе координат при движении ГСС по освещенной Солнцем части орбиты.Examples of approximation of the rotational motion of the GSS in the described manner are shown in figures 1-8. These drawings illustrate the stabilization of the satellite in the orbital coordinate system when the GSS moves along the part of the orbit illuminated by the Sun.
На фиг.1-4 маркеры указывают точки 
Детали движения спутника на соответствующих интервалах времени представлены на фиг.5-6. Здесь точками представлены измеренные значения кинетического момента и угловой скорости, а сплошные линии - результат аппроксимации.Details of the satellite’s movement at respective time intervals are shown in FIGS. 5-6. Here, the dots represent the measured values of the kinetic moment and angular velocity, and the solid lines represent the approximation result.
В приведенных примерах ориентация спутника поддерживалась одними лишь маховиками. Реактивные двигатели системы управления движением ГСС не включались. Это обстоятельство позволило использовать полученные на соответствующих временных интервалах данные измерений кинетического момента маховиков для оценки тензора инерции спутника. В таблицах 1 и 2 приведены результаты оценки этого тензора, а также параметров светового давления ГСС при движении по освещенной Солнцем части орбиты на четырех таких интервалах (инт.1-4). В таблице указаны номер интервала, дата и время, на которые этот интервал приходится, оценка 
Проведенные расчеты показывают высокую степень точности полученных значений динамических параметров спутника.The calculations performed show a high degree of accuracy of the obtained values of the satellite dynamic parameters.
В соответствии с программой полета определяют интервал времени, на котором использование датчиков ориентации не производится. Например, (t10, t1k)=(02.09.05 02:30:00, 02.09.05 23:10:00).In accordance with the flight program, determine the time interval at which the use of orientation sensors is not performed. For example, (t 10 , t 1k ) = (09/02/05 02:30:00, 09/02/05 23:10:00).
Следующий шаг решения поставленной задачи состоит в формировании на заданном временном интервале закона изменения кинетического момента маховиков, при котором будет обеспечиваться поддержание заданной ориентации КА в орбитальной системе координат. Сделать это можно следующим образом.The next step in solving this problem is to form a law of change in the kinetic moment of the flywheels at a given time interval, at which a given orientation of the spacecraft in the orbital coordinate system will be maintained. You can do this as follows.
Используя измеренные на момент времени начала интервала параметры углового движения и кинетического момента силовых гироскопов, учитывая внешние возмущающие моменты, рассчитанные с использованием определенных ранее параметров возмущающих моментов, определяется закон изменения кинетического момента в системе силовых гироскопов 
Для определения вектора угловой скорости, соответствующего заданной ориентации КА (в данном случае - орбитальной) на рассматриваемом временном интервале, используются рассчитанные на заданные моменты времени интервала (зависящие от шага интегрирования динамических уравнений) значения текущего радиус-вектора КА 
здесь точкой обозначено дифференцирование по времени. На фиг.5, 6, 7, 8 точками обозначены измеренные значения компонентов вектора угловой скорости, а сплошной линией - рассчитанные по указанному выражению.here the dot denotes time differentiation. In FIGS. 5, 6, 7, 8, dots indicate the measured values of the components of the angular velocity vector, and the solid line - calculated according to the specified expression.
Поддержание заданной ориентации ГСС выполняют, управляя системой силовых гироскопов, изменяя их кинетический момент в соответствии с определенным законом изменения кинетического момента силовых гироскопов. В рассматриваемом случае для системы из трех маховиков, оси вращения которых расположены вдоль осей связанного базиса, в каждый k-й момент времени, используя известные на (k+1) моменты времени из определенного ранее закона (по (8)) значения кинетического момента маховиков 
Полученные значения (9) в бортовой вычислительной машине (БЦВМ) сравниваются с текущими значениями угловой скорости маховиков ωm1(tk), ωm2(tk), ωm3(tk)The obtained values (9) in the on-board computer (BCM) are compared with the current values of the angular velocity of the flywheels ω m1 (t k ), ω m2 (t k ), ω m3 (t k )
Δωmi=ωmi(tk+1)-ωmi(tk), i=1, 2, 3.Δω mi = ω mi (t k + 1 ) -ω mi (t k ), i = 1, 2, 3.
На основании результатов сравнения, в соответствии со штатным алгоритмом управления скоростью вращения маховиков, БЦВМ формирует на интервале времени dt управляющие воздействия по осям (каналам) управления, направленные на изменение угловой скорости маховиков, выдавая на приводы роторов маховиков серию импульсов, пропорциональных Δωmi.Based on the comparison results, in accordance with the standard algorithm for controlling the rotation speed of the flywheels, the digital computer generates control actions on the control axes (channels) in the time interval dt aimed at changing the angular velocity of the flywheels, giving a series of pulses proportional to Δω mi to the drives of the flywheel rotors.
Анализируя представленные графики изменения кинетического момента в СГ КА на рассматриваемом интервале, нетрудно сделать вывод, что в данном случае задача поддержания ориентации КА в орбитальной системе координат будет решена успешно, если кинетический момент силовых гироскопов изменять в соответствии с определенным законом (фиг.9). На фиг.9 точками обозначены измеренные значения кинетического момента силовых гироскопов Hx, Hy, Hz, а сплошная линия - закон изменения кинетического момента силовых гироскопов, полученный расчетным путем и предназначенный для использования при управлении ориентацией предлагаемым способом. Но при этом необходимо учитывать, что во время управления ориентацией КА предлагаемым способом нельзя исключать возможность появления какого-либо неучтенного возмущающего момента, который может быть вызван как внешними факторами, например вспышкой на Солнце, так и внутренними, например незапланированное включение какой-либо аппаратуры, создающей дополнительный собственный магнитный момент КА.Analyzing the presented graphs of the kinetic moment of change in the spacecraft SG in the considered interval, it is easy to conclude that in this case the task of maintaining the spacecraft orientation in the orbital coordinate system will be solved successfully if the kinetic moment of power gyroscopes is changed in accordance with a certain law (Fig. 9). In Fig. 9, dots denote the measured values of the kinetic moment of power gyroscopes H x , H y , H z , and the solid line is the law of change in the kinetic moment of power gyroscopes, obtained by calculation and intended for use in controlling the orientation of the proposed method. But it must be borne in mind that during the control of the spacecraft orientation by the proposed method, it is impossible to exclude the possibility of the appearance of any unaccounted for disturbing moment that can be caused by external factors, such as a solar flare, or internal factors, for example, unplanned switching on of some equipment, creating an additional intrinsic magnetic moment of the spacecraft.
Во избежание потери ориентации из-за действия неучтенных моментов для контроля ориентации КА в таких случаях может быть использована информация, характеризующая значения рабочих параметров целевой нагрузки. Например, для геостационарного спутника связи это могут быть рабочие сигналы от бортового ретрансляционного комплекса.In order to avoid loss of orientation due to the action of unaccounted moments for controlling the orientation of the spacecraft in such cases, information can be used that characterizes the values of the operating parameters of the target load. For example, for a geostationary communications satellite, these may be operational signals from an onboard relay complex.
Для получения эталонного сигнала, т.е. сигнала, с которым при движении по прогнозируемым значениям суммарного вектора кинетического момента СГ КА будет сравниваться текущий сигнал, необходимо при заданной ориентации аппарата выполнить на наземных пунктах измерение рабочих параметров принимаемого сигнала (например, его мощности). В процессе поддержания ориентации КА по прогнозу изменения кинетического момента в системе силовых гироскопов на наземных пунктах выполняется штатное измерение текущих параметров принимаемого сигнала и сравнение этого сигнала с эталонным его значением. Например, можно использовать сигнал от радиомаяка, диапазон которого при штатной ориентации КА составляет 20±0.5 дБ, см.[7].To obtain a reference signal, i.e. signal, with which the current signal will be compared when moving along the predicted values of the total kinetic momentum vector of the spacecraft SG, it is necessary to measure the operating parameters of the received signal (for example, its power) at ground points. In the process of maintaining the orientation of the spacecraft according to the forecast of the change in the kinetic moment in the system of power gyroscopes at ground points, a regular measurement of the current parameters of the received signal is performed and this signal is compared with its reference value. For example, you can use a signal from a beacon, the range of which with a regular orientation of the spacecraft is 20 ± 0.5 dB, see [7].
Если измеренный сигнал находится внутри диапазона, то продолжают управление ориентацией КА, меняя кинетический момент силовых гироскопов по определенному закону. В противном случае с момента времени t11 несовпадения эталонного и измеренного сигналов для управления ориентацией КА включают датчики ориентации. При этом необходимо отметить, что может происходить лишь ухудшение рабочих характеристик в пределах допустимых значений без потери функциональности целевой нагрузки.If the measured signal is within the range, then continue to control the orientation of the spacecraft, changing the kinetic moment of power gyroscopes according to a certain law. Otherwise, from the time t 11 the mismatch between the reference and the measured signals for controlling the orientation of the spacecraft include orientation sensors. It should be noted that only degradation of performance can occur within acceptable values without losing the functionality of the target load.
По измерениям датчиков ориентации на интервале (t11, t1')∈(t10, t1k) определяют параметры углового движения (текущую ориентацию КА и его угловую скорость) и выполняют построение и последующее поддержание заданной ориентации КА. Одновременно производят повторное определение параметров возмущающих моментов, действующих на КА. Для продолжения поддержания ориентации КА по указанному прогнозу, используя измерения кинетического момента силовых гироскопов и измерения угловой скорости КА, выполняют определение новых параметров возмущающих моментов.From the measurements of orientation sensors on the interval (t 11 , t 1 ') ∈ (t 10 , t 1k ), the angular motion parameters (the current orientation of the spacecraft and its angular velocity) are determined and the construction and subsequent maintenance of the given orientation of the spacecraft are performed. At the same time, the parameters of disturbing moments acting on the spacecraft are re-determined. To continue maintaining the orientation of the spacecraft according to the forecast, using measurements of the kinetic moment of power gyroscopes and measurements of the angular velocity of the spacecraft, new parameters of disturbing moments are determined.
Если к моменту завершения определения параметров возмущающих моментов в соответствии с программой полета интервал поддержания ориентации КА по прогнозу изменения кинетического момента в системе СГ не завершен, то переходят на управление ориентацией КА по новому определенному закону изменения кинетического момента силовых гироскопов. Далее управляют ориентацией КА до завершения выбранного интервала. Сравнение спрогнозированного (эталонного для последующего управления) значения кинетического момента с текущим его значением выполняется непрерывно, на всем протяжении интервала (t10, t1k) реализации предлагаемого способа только таким образом можно контролировать соответствие текущей ориентации КА требуемой.If by the time the determination of the parameters of disturbing moments in accordance with the flight program is complete, the interval of maintaining the spacecraft orientation according to the forecast of kinetic moment changes in the SG system is not completed, then they switch to controlling the spacecraft orientation according to the new defined law of kinetic moment of force gyroscopes. Next, control the orientation of the spacecraft until the completion of the selected interval. Comparison of the predicted (reference for subsequent control) value of the kinetic moment with its current value is carried out continuously, throughout the interval (t 10 , t 1k ) of the implementation of the proposed method, only in this way can the correspondence of the current orientation of the spacecraft to the required one be controlled.
В случае необходимости, вызванной ухудшением значений рабочих параметров целевой нагрузки, управление по указанному прогнозу прерывают и переходят на управление по датчикам-измерителям параметров углового движения. Далее уточняют значения параметров главного вектора возмущающего момента, действующего на КА, и с учетом их, в свою очередь, вновь прогнозируют значения вектора кинетического момента в системе СГ. И по уточненным данным производят последующее управление КА вплоть до момента времени завершения интервала (t10, t1k).If necessary, caused by the deterioration in the values of the operating parameters of the target load, the control according to the specified forecast is interrupted and transferred to control by sensors measuring the angular motion parameters. Next, the values of the parameters of the main vector of the perturbing moment acting on the spacecraft are specified, and taking into account them, in turn, the values of the kinetic moment vector in the SG system are again predicted. And according to the updated data, the subsequent control of the spacecraft is carried out up to the time of completion of the interval (t 10 , t 1k ).
Приведенный пример моделирования орбиты КА и прогноза изменений вектора кинетического момента в системе СГ для режима поддержания трехосной ориентации в ОСК показывает необходимую последовательность действий, которую можно воспроизвести и для режимов поддержания ориентации в ИСК. Отличаются только спрогнозированные значения вектора кинетического момента в системе СГ, зависящие от положения осей связанного базиса в инерциальном пространстве.The given example of modeling the orbit of the spacecraft and predicting changes in the kinetic moment vector in the SG system for the mode of maintaining triaxial orientation in the CCS shows the necessary sequence of actions that can be reproduced for the modes of maintaining orientation in the CSI. Only the predicted values of the vector of the kinetic moment in the SG system differ, depending on the position of the axes of the associated basis in inertial space.
По завершении 1-го интервала продолжают поддержание ориентации КА по измеренным параметрам его углового движения. При дальнейшем выполнении программы полета КА может возникать планируемая или вынужденная необходимость в использовании рассмотренного способа поддержания его трехосной ориентации на i-x интервалах, где i=1, 2, ..., n - число указанных интервалов, на которых измерения параметров углового движения не выполняются. Планируемый (детерминированный) переход на предлагаемый способ управления КА может быть вызван, например, необходимостью экономии ресурса датчиков контроля и управления углового движения КА, технологической необходимостью, связанной с предотвращением «засветки» оптических датчиков Солнцем и т.д. Управление поддержанием трехосной ориентации КА по прогнозируемым значениям вектора кинетического момента заканчивают по истечении n-го полетного интервала.At the end of the 1st interval, they continue to maintain the orientation of the spacecraft according to the measured parameters of its angular motion. With the further execution of the spacecraft flight program, a planned or forced need may arise for using the considered method of maintaining its triaxial orientation at i-x intervals, where i = 1, 2, ..., n is the number of these intervals at which angular motion parameters are not measured. The planned (deterministic) transition to the proposed spacecraft control method can be caused, for example, by the need to save the life of sensors for monitoring and controlling the angular motion of the spacecraft, the technological necessity associated with the prevention of "exposure" of optical sensors by the Sun, etc. The control of maintaining the triaxial orientation of the spacecraft according to the predicted values of the kinetic moment vector is completed after the n-th flight interval.
Вынужденная (вероятностная) необходимость перехода на управление КА с использованием предлагаемого способа может быть вызвана частичным или полным отказом датчиков, связанным, например, с воздействием на них частиц высоких энергий (протонов и электронов) в периоды высокой активности Солнца.The forced (probabilistic) necessity of switching to spacecraft control using the proposed method can be caused by partial or complete failure of the sensors, associated, for example, with exposure to high-energy particles (protons and electrons) during periods of high solar activity.
Предлагаемый способ позволяет повысить отказоустойчивость КА при поддержании трехосной ориентацией, т.к. может использоваться и в случаях незапланированного отключения датчиков ориентации при нештатных ситуациях и в случаях, когда использование датчиков невозможно (например, в результате засветки их Солнцем). Кроме того, применение предлагаемого способа может увеличить срок эксплуатации КА за счет экономии ресурса по числу включений и продолжительности работы датчиков ориентации.The proposed method allows to increase the fault tolerance of the spacecraft while maintaining a triaxial orientation, because it can be used in cases of unplanned disconnection of orientation sensors in emergency situations and in cases where the use of sensors is impossible (for example, as a result of exposure to the Sun). In addition, the application of the proposed method can increase the life of the spacecraft by saving resources on the number of inclusions and the duration of the orientation sensors.
Список литературыBibliography
1. Способ трехосной ориентации космического аппарата в орбитальной системе координат. Патент RU 2247684 С2.1. The method of triaxial orientation of a spacecraft in an orbital coordinate system. Patent RU 2247684 C2.
2. Л.А.Мирошниченко, В.А.Раевский, Г.М.Маркелов. Система ориентации и стабилизации спутника телевизионного вещания "Экран". Техническая кибернетика, №4, 1977 г.2. L.A. Miroshnichenko, V.A. Raevsky, G.M. Markelov. Orientation and stabilization system of the television broadcast satellite "Screen". Technical Cybernetics, No. 4, 1977
3. Б.В.Раушенбах, Е.Н.Токарь. Управление ориентацией космических аппаратов. М.: Наука, 1974 г.3. B.V. Raushenbach, E.N. Tokar. Spacecraft orientation control. M .: Nauka, 1974
4. Ю.Р.Банит, М.Ю.Беляев, Т.А.Добринская, Н.И.Ефимов, В.В.Сазонов, В.М.Стажков. Определение тензора инерции международной космической станции по телеметрической информации. Препринт №57, ИПМ им. М.В. Келдыша, 2002 г.4. Yu.R. Banit, M.Yu. Belyaev, T.A. Dobrinskaya, N.I. Efimov, V.V. Sazonov, V.M. Stazhkov. Determination of the inertia tensor of the international space station by telemetric information. Preprint No. 57, IPM named after M.V. Keldysh, 2002
5. Способ определения инерционных характеристик космического аппарата в процессе управления с помощью силовых гироскопов и реактивных двигателей. Патент RU 2208559 С1.5. A method for determining the inertial characteristics of a spacecraft in the control process using power gyroscopes and jet engines. Patent RU 2208559 C1.
6. Н.Н.Севастьянов, В.Н.Бранец, Ю.Р.Банит, М.Ю.Беляев, В.В.Сазонов. Определение тензора инерции геостационарных спутников "Ямал" по телеметрической информации. ИПМ им. М.В.Келдыша, 2006 г.6. N.N. Sevastyanov, V.N. Branets, Yu.R. Banit, M.Yu. Belyaev, V.V. Sazonov. Determination of the inertia tensor of geostationary satellites "Yamal" by telemetric information. IPM them. M.V. Keldysh, 2006
7. Способ управления ориентацией космического аппарата, снабженного бортовым радиотехническим комплексом. Патент RU 2191721 С1.7. A method for controlling the orientation of a spacecraft equipped with an onboard radio complex. Patent RU 2191721 C1.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006122563/11A RU2341419C2 (en) | 2006-06-23 | 2006-06-23 | Method of sustaining triaxial orientation of spacecraft with powered gyroscopes and target load |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006122563/11A RU2341419C2 (en) | 2006-06-23 | 2006-06-23 | Method of sustaining triaxial orientation of spacecraft with powered gyroscopes and target load |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2006122563A RU2006122563A (en) | 2008-01-20 |
| RU2341419C2 true RU2341419C2 (en) | 2008-12-20 |
Family
ID=39107894
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006122563/11A RU2341419C2 (en) | 2006-06-23 | 2006-06-23 | Method of sustaining triaxial orientation of spacecraft with powered gyroscopes and target load |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2341419C2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2453813C1 (en) * | 2011-03-10 | 2012-06-20 | Общество с ограниченной ответственностью Научно-исследовательский центр "НИКА" | Method of navigating spacecraft based on celestial periodic radiation sources |
| RU2737780C1 (en) * | 2019-11-05 | 2020-12-02 | Александр Георгиевич Озеров | Method of moving centre of mass of object, involving use of rotating rotor |
-
2006
- 2006-06-23 RU RU2006122563/11A patent/RU2341419C2/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| МИРОШНИЧЕНКО Л.А., РАЕВСКИЙ В.А. и др. Система ориентации и стабилизации спутника телевизионного вещания "Экран". - Техническая кибернетика, №4, 1977. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2453813C1 (en) * | 2011-03-10 | 2012-06-20 | Общество с ограниченной ответственностью Научно-исследовательский центр "НИКА" | Method of navigating spacecraft based on celestial periodic radiation sources |
| RU2737780C1 (en) * | 2019-11-05 | 2020-12-02 | Александр Георгиевич Озеров | Method of moving centre of mass of object, involving use of rotating rotor |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2006122563A (en) | 2008-01-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9978285B2 (en) | Autonomous and non-autonomous dynamic model based navigation system for unmanned vehicles | |
| Pong | On-orbit performance & operation of the attitude & pointing control subsystems on ASTERIA | |
| US9593963B2 (en) | Method and a device for determining navigation parameters of an aircraft during a landing phase | |
| US6681182B2 (en) | Fault detection pseudo gyro | |
| Abdelrahman et al. | Sigma-point Kalman filtering for spacecraft attitude and rate estimation using magnetometer measurements | |
| US7062363B2 (en) | Refinement of spacecraft angular velocity and attitude estimates using star data | |
| Scharf et al. | Flight-like ground demonstrations of precision maneuvers for spacecraft formations—Part I | |
| Pedrotty et al. | Seeker free-flying inspector gnc system overview | |
| Sternberg et al. | Reconfigurable ground and flight testing facility for robotic servicing, capture, and assembly | |
| Lu et al. | Adaptive unscented two-filter smoother applied to transfer alignment for ADPOS | |
| RU2341419C2 (en) | Method of sustaining triaxial orientation of spacecraft with powered gyroscopes and target load | |
| RU2208559C1 (en) | Method of determination of inertial characteristics of spacecraft in the course of control by means of powered gyroscopes and jet engines | |
| Ticona et al. | Attitude determination and control system for nadir pointing and detumbling using magnetorquer for 1u bolivian cubesat | |
| CN115543637B (en) | Method and device for associating space targets and storage medium | |
| Anderson et al. | Attitude determination and control system simulation and analysis for low-cost micro-satellites | |
| EP1943481B1 (en) | System and method for employing an aided-alignment mode to align an inertial reference system | |
| Allasio et al. | GOCE mission: design phases and in-flight experiences | |
| Goh et al. | A pre-processed orbital parameters approach for improving cubesat orbit propagator and attitude determination | |
| Garmier et al. | Philae landing on comet churyumov-gerasimenko: understanding of its descent trajectory, attitude, rebound and final landing site | |
| Ploen et al. | Bias compensated inertial navigation for Venus balloon missions | |
| Cataldi et al. | Validation flight experiment for a sounding balloon photovoltaic-based attitude determination system | |
| RU2356802C2 (en) | Maintaining method of three-axis orientation of space vehicle with powered gyros and target load | |
| You et al. | Navigating Mars reconnaissance orbiter: Launch through primary science orbit | |
| CN112394381A (en) | Full-autonomous lunar navigation and data communication method based on spherical satellite | |
| De Lafontaine et al. | Development of the proba attitude control and navigation software |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180624 |