RU2428361C1 - Method of orienting spaceship bound coordinate system axes in space - Google Patents
Method of orienting spaceship bound coordinate system axes in space Download PDFInfo
- Publication number
- RU2428361C1 RU2428361C1 RU2010127773/11A RU2010127773A RU2428361C1 RU 2428361 C1 RU2428361 C1 RU 2428361C1 RU 2010127773/11 A RU2010127773/11 A RU 2010127773/11A RU 2010127773 A RU2010127773 A RU 2010127773A RU 2428361 C1 RU2428361 C1 RU 2428361C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- axis
- cock
- coordinate system
- orbit
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в системах управления движением (СУД) вокруг центра масс космических аппаратов (КА).The invention relates to space technology and can be used in motion control systems (SUD) around the center of mass of spacecraft (SC).
Известно, что при использовании только информации о направлении на Солнце можно обеспечить ориентацию в пространстве одной из осей связанной системы координат космического аппарата (см. Солодов А.В. Инженерный справочник по космической технике. Изд. 2-е. М., Воениздат, 1977, стр.55), по которой ориентировано поле обзора прибора, измеряющего это направление. Такую ориентацию называют «солнечной» ориентацией. Две другие оси связанной системы координат КА будут занимать в пространстве неизвестное положение. Этот факт значительно сужает возможность переориентации в пространстве осей связанной системы координат КА. Известен способ ориентации в пространстве осей связанной системы координат КА по осям системы, использующей направление от центра Земли и направление движения центра масс КА в плоскости орбиты (см. Солодов А.В. Инженерный справочник по космической технике. Изд. 2-е. М., Воениздат, 1977, стр.54), называемой орбитальной (подвижной) системой координат (ОСК) и задающей следующую ориентацию осей:It is known that using only information about the direction to the Sun, one can ensure orientation in space of one of the axes of the associated coordinate system of the spacecraft (see A. Solodov, Engineering Manual for Space Technology. Ed. 2-nd M., Military Publishing House, 1977 , p. 55), along which the field of view of the device measuring this direction is oriented. This orientation is called the "solar" orientation. The two other axes of the associated spacecraft coordinate system will occupy an unknown position in space. This fact significantly narrows the possibility of reorientation in space of the axes of the associated spacecraft coordinate system. There is a method of orientation in space of the axes of the associated coordinate system of the spacecraft along the axes of the system using the direction from the center of the earth and the direction of motion of the center of mass of the spacecraft in the orbit plane (see A. Solodov, Engineering reference book for space technology. Edition. 2nd. M. , Military Publishing House, 1977, p. 54), called the orbital (moving) coordinate system (OSK) and defining the following axis orientation:
- ось ХОСК лежит в плоскости орбиты и направлена в сторону линейного движения КА по орбите;- the X axis of the USC lies in the plane of the orbit and is directed toward the linear motion of the spacecraft in orbit;
- ось YОСК лежит в плоскости орбиты на линии, соединяющей центр Земли с центром масс КА, и направлена от центра Земли (зенит);- the Y axis of the USC lies in the plane of the orbit on the line connecting the center of the Earth with the center of mass of the spacecraft, and is directed from the center of the Earth (zenith);
- ось ZОСК дополняет оси ХОСК и YОСК до правой системы координат.- the Z axis of the USC complements the axis X of the USC and Y of the USC to the right coordinate system.
Из патентной литературы известны различные способы ориентации трех осей связанной системы координат КА в орбитальную систему координат (ОСК), использующие информацию как приборов ориентации на Землю (ПОЗ) и на Солнце (ПОС), так и информацию от других измерительных приборов (см., например, авт.св. № 1655842, кл. В64G 1/00 от 02.12.1988 г.).From the patent literature, various methods are known for orienting the three axes of the associated spacecraft coordinate system to the orbital coordinate system (OSK), using information from both Earth orientation (RPS) and the Sun (POS), as well as information from other measuring instruments (see, for example , Authors St. No. 1655842, class B64G 1/00 dated 12/02/1988).
Известен способ ориентации трех осей связанной системы координат КА в ОСК, использующий только информацию о направлении на Солнце от прибора, измеряющего это направление (см., например, RU 2247684 С2, кл. В64G 1/24 от 25.03.2003 г.).There is a method for orienting the three axes of the associated spacecraft coordinate system in the USC using only information about the direction to the Sun from an instrument measuring this direction (see, for example, RU 2247684 C2, class B64G 1/24 of March 25, 2003).
Однако при жестко закрепленных на корпусе КА панелях солнечных батарей (СБ) совмещение осей связанной системы координат космического аппарата с орбитальной системой координат (ОСК) позволяет использовать за виток только часть солнечной энергии для заряда бортовых батарей (ББ) из-за того, что ось связанной системы координат космического аппарата, ориентированная по оси YОСК, сохраняя направление на Землю, отворачивает рабочую поверхность солнечных батарей от Солнца.However, when solar panels (SB) are rigidly fixed to the spacecraft’s body, the combination of the axes of the associated coordinate system of the spacecraft with the orbital coordinate system (OSK) allows only part of the solar energy to be used to charge on-board batteries (BB) due to the fact that the axis of the connected the coordinate system of the spacecraft, oriented along the Y axis of the OSC , keeping the direction to the Earth, turns the working surface of the solar panels away from the Sun.
Задачей данного изобретения является создание способа ориентации осей связанной системы координат космического аппарата в пространстве для достижения технического результата - используя направление на Солнце, плоскость орбиты космического аппарата и направление вектора линейной скорости движения КА по орбите, задать такую ориентацию осям связанной системы координат космического аппарата, которая обеспечит условия для максимального использования солнечной энергии космическим аппаратом с жестко закрепленными на нем солнечными батареями, создаст возможность для непосредственной переориентации осей связанной системы координат КА в любую другую прямоугольную декартовую систему координат, уменьшая при этом энергозатраты космического аппарата, как на ориентацию осей связанной системы координат КА по сравнению с его ориентацией из «солнечной» одноосной ориентации или неориентированного в пространстве положения, так и на коррекцию параметров орбиты (апогей, перигей).The objective of this invention is to provide a method for orienting the axes of the associated coordinate system of the spacecraft in space to achieve a technical result — using the direction to the Sun, the plane of the orbit of the spacecraft and the direction of the vector of the linear velocity of the spacecraft in orbit, set such an orientation to the axes of the connected coordinate system of the spacecraft that will provide conditions for the maximum use of solar energy by a spacecraft with solar batteries rigidly fixed on it Areas, it will create an opportunity for direct reorientation of the axes of the associated coordinate system of the spacecraft to any other rectangular Cartesian coordinate system, while reducing the energy consumption of the spacecraft, as the orientation of the axes of the connected coordinate system of the spacecraft in comparison with its orientation from the "solar" uniaxial orientation or non-oriented in space position, and the correction of the parameters of the orbit (apogee, perigee).
Эта задача решается тем, что в способе ориентации в пространстве осей связанной системы координат космического аппарата - XКА, YКА, ZКА эти оси совмещают с осями солнечно-орбитальной системы координат - ХСОСК, YСОСК, ZСОСК, у которой для орбит полета к планетам Солнечной системы:This problem is solved in that in the method of orientation in space of the axes of the associated coordinate system of the spacecraft - X KA , Y KA , Z KA these axes are combined with the axes of the solar-orbital coordinate system - X SOSK , Y SOSK , Z SOSK , for which for orbits Flight to the planets of the solar system:
- ось ХСОСК лежит в плоскости орбиты КА и направлена в сторону линейного движения КА по орбите;- X axis SOSK lies in the plane of the orbit of the spacecraft and is directed towards the linear motion of the spacecraft in orbit;
- ось YСОСК направлена на Солнце;- the Y axis of the SOSC is directed to the Sun;
- ось ZСОСК дополняет оси ХСОСК и YСОСК до правой, прямоугольной системы координат, квазиинерциальной по отношению к Солнцу,- the Z axis SOSK complements the X axis SOSK and Y SOSK to the right, rectangular coordinate system, quasi-inertial with respect to the Sun,
а для околоземных орбит:and for near-earth orbits:
- ось ХСОСК лежит в плоскости орбиты КА и одну часть витка, начиная от точки орбиты над экватором Земли, через которую проходит направленная в надир отвесная линия, направлена в сторону линейного движения КА по орбите, а другую часть витка, начиная из точки орбиты над экватором Земли, через которую проходит отвесная линия, направленная в зенит, направлена в противоположную сторону;- the X axis of the SOSC lies in the plane of the orbit of the spacecraft and one part of the orbit, starting from the point of the orbit above the Earth’s equator, through which the vertical line directed to the nadir passes, is directed towards the linear motion of the spacecraft in orbit, and the other part of the turn, starting from the point of the orbit above the Earth’s equator, through which a vertical line passes, directed to the zenith, is directed in the opposite direction;
- ось YСОСК направлена на Солнце;- the Y axis of the SOSC is directed to the Sun;
- ось ZСОСК дополняет оси ХСОСК и YСОСК до правой, прямоугольной системы координат, квазиинерциальной по отношению к Солнцу.- the Z axis SOSK complements the X axis SOSK and Y SOSK to the right, rectangular coordinate system, quasi-inertial with respect to the Sun.
Далее изобретение поясняется с использованием чертежей, изображающих расположение осей связанной с космическим аппаратом системы координат, ориентацию осей солнечно-орбитальной и орбитальной систем координат в пространстве.The invention is further explained using drawings showing the location of the axes of the coordinate system associated with the spacecraft, the orientation of the axes of the solar-orbital and orbital coordinate systems in space.
На фиг.1 изображен пример расположения осей связанной системы координат космического аппарата на КА и направление их перемещения в пространстве для совмещения с осями солнечно-орбитальной системы координат.Figure 1 shows an example of the location of the axes of the associated coordinate system of the spacecraft on the spacecraft and the direction of their movement in space for alignment with the axes of the solar-orbital coordinate system.
На фиг.2 изображено положение рабочих поверхностей солнечных батарей космического аппарата и перпендикуляра к ним в пространстве для семи точек орбиты, отклоненной на угол δ по отношению к направлению на Солнце. Изображена отвесная линия, которая пересекается с поверхностью небесной сферы в точках, называемых зенит (над головой наблюдателя), и в прямо противоположной точке, называемой надиром (см. Солодов А.В. Инженерный справочник по космической технике. Изд. 2-е. М., Воениздат, 1977, стр.17). Показано направление вектора линейной скорости движения центра масс КА по орбите, вектора нормали к рабочей поверхности солнечных батарей КА, направленного на Солнце, а также направление осей ХСОСК, YСОСК по отношению к этим векторам. Указаны семь точек орбиты, в которых показана постоянная ориентация рабочих поверхностей солнечных батарей на Солнце.Figure 2 shows the position of the working surfaces of the solar panels of the spacecraft and the perpendicular to them in space for seven points of the orbit deviated by an angle δ with respect to the direction to the Sun. A vertical line is depicted that intersects with the surface of the celestial sphere at points called zenith (above the observer’s head) and at the exact opposite point called nadir (see Solodov A.V. Space Engineering Engineering Guide. Edition. 2-е. M ., Military Publishing House, 1977, p. 17). The direction of the vector of linear velocity of the center of mass motion of the spacecraft in orbit, the normal vector to the working surface of the solar cells of the spacecraft directed to the sun, and the direction of the X axis SOSK , Y SOSK with respect to these vectors are shown . Seven points of the orbit are indicated, in which the constant orientation of the working surfaces of solar cells on the Sun is shown.
На фиг.3 изображена для точек 4 и 6 фиг.2 взаимная ориентация осей солнечно-орбитальной и орбитальной систем координат в пространстве. Также показана ориентация вектора линейной скорости движения центра масс космического аппарата на орбите и вектора нормали к рабочей поверхности солнечных батарей КА, направленного на Солнце.Figure 3 shows for
На фиг.4 изображена взаимная ориентация осей связанной системы координат космического аппарата и осей солнечно-орбитальной системы координат в разных точках орбиты полета космического аппарата к планетам Солнечной системы. В этих точках орбиты также показано направление вектора линейной скорости движения центра масс космического аппарата по орбите.Figure 4 shows the relative orientation of the axes of the associated coordinate system of the spacecraft and the axes of the solar-orbital coordinate system at different points in the orbit of the flight of the spacecraft to the planets of the solar system. At these points in the orbit, the direction of the linear velocity vector of the center of mass of the spacecraft in orbit is also shown.
На фиг.1, 2, 3, 4 использованы следующие обозначения:In figure 1, 2, 3, 4, the following notation is used:
XКА, YКА, ZКА - взаимно перпендикулярные оси связанной системы координат космического аппарата (оси КА);X KA , Y KA , Z KA - mutually perpendicular axis of the associated coordinate system of the spacecraft (the axis of the KA);
ХСОСК, YСОСК, ZСОСК - взаимно перпендикулярные оси солнечно-орбитальной системы координат, с которыми необходимо совместить оси связанной с космическим аппаратом системы координат при ориентации КА в COCK,X SOSK , Y SOSK , Z SOSK - mutually perpendicular axis of the solar-orbital coordinate system, with which it is necessary to combine the axis of the coordinate system associated with the spacecraft when the spacecraft is oriented in COCK,
ХОСК, YОСК, ZОСК - оси орбитальной (подвижной) системы координат;X OSK , Y OSK , Z OSK - the axis of the orbital (mobile) coordinate system;
δ - угол между плоскостью орбиты КА и направлением на Солнце;δ is the angle between the plane of the orbit of the spacecraft and the direction to the sun;
направленный на Солнце;aimed at the sun;
О - отвесная линия;O - vertical line;
V - вектор линейной скорости движения центра масс КА по орбите;V is the vector of the linear velocity of the center of mass of the spacecraft in orbit;
1÷7 - точки орбиты, в которых показана постоянная ориентация рабочих поверхностей солнечных батарей на Солнце.1 ÷ 7 are the points of the orbit at which the constant orientation of the working surfaces of solar cells on the Sun is shown.
Из описания солнечно-орбитальной системы координат (COCK) видно, что это правая, прямоугольная (или декартовая, или ортогональная) система координат (см. Бронштейн И.Н., Семендяев К.А. Справочник по математике для инженеров и учащихся втузов. 13-е изд. исправленное. - М., Наука, Гл. ред. физ.-мат. лит., 1986 г., стр. 387, 197), квазиинерциальная по отношению к Солнцу, т.к. направление на Солнце для околоземных орбит практически неизменно, а ее оси попарно перпендикулярны. Понятие: - «в сторону линейного движения КА по орбите» обозначает то, что одна из осей связанной системы координат космического аппарата и вектор линейной скорости центра масс КА находятся в одной полусфере, ограниченной плоскостью, перпендикулярной этой оси.From the description of the solar-orbital coordinate system (COCK) it is clear that this is a right, rectangular (or Cartesian, or orthogonal) coordinate system (see Bronstein I.N., Semendyaev K.A. Math reference book for engineers and students of technical colleges. 13 corrected edition .-- M., Nauka, Ch.ed. Phys.-Math.Lit., 1986, p. 387, 197), quasi-inertial with respect to the Sun, because the direction to the Sun for near-Earth orbits is practically unchanged, and its axes are pairwise perpendicular. Concept: - “towards the linear motion of the spacecraft in the orbit” means that one of the axes of the connected coordinate system of the spacecraft and the linear velocity vector of the center of mass of the spacecraft are in one hemisphere bounded by a plane perpendicular to this axis.
Точка орбиты 2 на фиг.2 - это точка, через которую проходит отвесная (или вертикальная) линия, направленная в надир, над экватором Земли, а через точку 6 проходит отвесная (вертикальная) линия, направленная в зенит, над экватором Земли (см. Солодов А.В. Инженерный справочник по космической технике. Изд. 2-е. М., Воениздат, 1977 стр.17).The
Ось ХСОСК лежит на линии пересечения плоскости орбиты и плоскости рабочей поверхности солнечных батарей. Вектор линейной скорости движения центра масс КА по орбите в точке 2 направлен от рабочей поверхности солнечных батарей, а в точке 6 он развернут на 180°. В точках 2 и 6 вектора линейной скорости перпендикулярны оси ХСОСК.X axis SOSK lies on the line of intersection of the orbit plane and the plane of the working surface of the solar panels. The vector of the linear velocity of the spacecraft’s center of mass in orbit at
В точке 4 вектор линейной скорости движения центра масс КА по орбите лежит в плоскости рабочей поверхности солнечных батарей и направлен в ту же сторону, что и ось ХСОСК.At
Таким образом, ось ХСОСК лежит в плоскости орбиты КА и одну часть витка, начиная из точки орбиты над экватором Земли, через которую проходит отвесная линия, направленная в надир, направлена в сторону линейного движения КА по орбите, а другую часть витка, начиная из точки орбиты над экватором Земли, через которую проходит отвесная линия, направленная в зенит, в противоположную сторону. Описанная ориентация оси ХСОСК - положительная (+ХСОСК), как показано на фиг.1. Противоположная ориентация оси ХСОСК - отрицательная (-ХСОСК), как показано на фиг.1.Thus, the X axis of the SOSC lies in the plane of the orbit of the spacecraft and one part of the orbit, starting from the point of the orbit above the Earth’s equator, through which the vertical line directed to the nadir passes, is directed towards the linear motion of the spacecraft in orbit, and the other part of the turn, starting from points of the orbit above the Earth's equator, through which a vertical line passes, directed to the zenith, in the opposite direction. The described orientation of the X-axis SOSK - positive (+ X SOSK ), as shown in figure 1. The opposite orientation of the X axis of the SSCC is negative (-X SOSC ), as shown in FIG.
В качестве примера, для совмещения осей связанной системы координат космического аппарата, ориентированных в солнечно-орбитальной системе координат, с осями орбитальной систем координат необходимо в общем случае сделать два разворота космического аппарата, как показано на фиг.3:As an example, to combine the axes of the associated coordinate system of the spacecraft oriented in the solar-orbital coordinate system with the axes of the orbital coordinate system, it is generally necessary to make two turns of the spacecraft, as shown in FIG. 3:
- вокруг оси XКА, исходно совмещенной с осью ХСОСК на угол δ для приведения оси YКА (YСОСК) в плоскость орбиты;- around the X axis of the spacecraft, is initially combined with the axis X an angle δ on the nipples for driving Y axis of the spacecraft (Y nipple) in the orbital plane;
- вокруг оси ZКА на угол, зависящий от точки орбиты, для совмещения осей XКА и ХОСК.- around the Z axis of the spacecraft by an angle depending on the point of the orbit, for combining the X axis of the spacecraft and X OSK .
В частном случае для точки 4 околоземной орбиты, как показано на фиг.3, достаточно сделать один разворот вокруг оси XКА, исходно совмещенной с осью ХСОСК, на угол δ.In a particular case, for
Для возврата к ориентации осей XКА, YКА, ZКА в солнечно-орбитальную систему координат из орбитальной системы координат в общем случае необходимо сделать два разворота.To return to the orientation of the axes X KA , Y KA , Z KA in the solar-orbital coordinate system from the orbital coordinate system, in the general case, two turns are necessary.
Знаки углов разворотов вокруг осей связанной системы координат космического аппарата определяет конструкция космического аппарата, а именно как ориентированы его связанные оси - ХКА, YКА, ZКА по отношению к осям солнечно-орбитальной системы координат - XСОСК, YСОСК, ZСОСК и орбитальной системе координат - ХОСК, YОСК, ZОСК.The signs of the angles of turns around the axes of the associated coordinate system of the spacecraft are determined by the design of the spacecraft, namely, how its associated axes - X KA , Y KA , Z KA - are oriented with respect to the axes of the solar-orbital coordinate system - X SOSK , Y SOSK , Z SOSK and the orbital coordinate system - X OSK , Y OSK , Z OSK .
Аналогично описанному примеру ориентации осей связанных системы координат космического аппарата - XКА, YКА, ZКА из солнечно-орбитальной системы координат в орбитальную систему координат и обратно можно ориентировать эти оси из солнечно-орбитальной системы координат в любую другую известную систему координат, причем как инерциальную, так и подвижную.Similarly to the described example of the orientation of the axes of the associated coordinate system of the spacecraft - X KA , Y KA , Z KA from the solar-orbital coordinate system to the orbital coordinate system and vice versa, you can orient these axes from the solar-orbital coordinate system to any other known coordinate system, moreover, as inertial and mobile.
Для перехода из COCK в любую другую трехосную систему координат и обратно достаточно не более двух разворотов вокруг осей связанной системы координат космического аппарата, что требует меньшего расхода рабочего тела или кинетического момента его исполнительными органами по сравнению с ориентацией осей связанной системы координат космического аппарата из неориентированного в пространстве положения или из «солнечной» одноосной ориентации.To go from COCK to any other triaxial coordinate system and vice versa, no more than two turns around the axes of the associated coordinate system of the spacecraft are sufficient, which requires less consumption of the working fluid or kinetic moment by its executive bodies compared with the orientation of the axes of the connected coordinate system of the spacecraft from the non-oriented space position or from the "solar" uniaxial orientation.
Направление оси ХСОСК в пространстве, как показано на фиг.1 и фиг.4, может быть как положительное +ХСОСК, так и отрицательное -ХСОСК. Система, использующая положительное направление оси ХСОСК, называется солнечно-орбитальной системой координат (COCK), а использующая отрицательное направление оси ХСОСК называется развернутой солнечно-орбитальной системой координат (РСОСК).The direction of the X-axis SOSK in space, as shown in figure 1 and figure 4, can be both positive + X SOSK , and negative -X SOSK . A system using the positive direction of the X-axis of the SSCC is called the solar-orbital coordinate system (COCK), and using the negative direction of the X-axis of the SSCC is called the expanded solar-orbital coordinate system (CSCC).
Если по оси связанной системы координат космического аппарата, например +XКА, которая будет совмещена с осью +ХСОСК, как показано на фиг.4, установить двигатель, управляющий движением центра масс КА по орбите, то его можно использовать для увеличения линейной скорости движения КА по орбите (разгона). Этот же двигатель можно использовать и для уменьшения линейной скорости движения КА по орбите (торможения), если ось -XКА связанной системы координат космического аппарата совместить с осью +ХСОСК, как показано на фиг.4.If, on the axis of the associated coordinate system of the spacecraft, for example, + X KA , which will be aligned with the + X SOSK axis , as shown in Fig. 4, a motor is installed that controls the motion of the center of mass of the KA in orbit, then it can be used to increase the linear velocity SC in orbit (acceleration). The same engine can also be used to reduce the linear velocity of the spacecraft in orbit (braking), if the axis -X of the spacecraft of the associated coordinate system of the spacecraft is combined with the + X axis of the spacecraft , as shown in figure 4.
Для реализации этой ориентации достаточно сделать разворот на 180° вокруг оси связанной системы координат космического аппарата, например +YКА, которая совмещена с осью YСОСК солнечно-орбитальной системы координат.To realize this orientation, it is enough to make a 180 ° turn around the axis of the associated coordinate system of the spacecraft, for example, + Y KA , which is combined with the Y axis of the solar system of the solar-orbital coordinate system.
Ось+ХСОСК и вектор линейной скорости движения центра масс КА, как показано на фиг.4, лежат в плоскости орбиты, направлены в одну сторону, но в общем случае не совпадают по направлению. В таких случаях для получения максимально возможного изменения модуля вектор линейной скорости движения центра масс КА по орбите при минимальном расходе рабочего тела двигательной установкой, обычно:The axis + X SOSC and the linear velocity vector of the center of mass of the spacecraft, as shown in figure 4, lie in the plane of the orbit, are directed in one direction, but in the general case they do not coincide in direction. In such cases, in order to obtain the maximum possible change in the module, the linear velocity vector of the spacecraft’s center of mass in orbit at the minimum flow rate of the working fluid by the propulsion system, usually:
- поддерживается имеющаяся ориентация осей связанной системы координат космического аппарата и включается на непродолжительное время двигатель, управляющий линейным движением центра масс КА по орбите;- the existing orientation of the axes of the associated coordinate system of the spacecraft is maintained and the engine is turned on for a short time, controlling the linear motion of the center of mass of the spacecraft in orbit;
- проводится измерение ускорения линейного движения центра масс КА по орбите соответствующим прибором, установленным на КА, и расчет величины приращения модуля вектор линейной скорости движения центра масс ΔVИЗМ за время работы двигателя;- measuring the acceleration of the linear motion of the center of mass of the spacecraft in orbit with the appropriate instrument mounted on the spacecraft, and calculating the magnitude of the increment of the module, the vector of the linear velocity of the center of mass ΔV ISM during the engine;
- вычисляется косинус угла θ между вектором линейной скорости движения центра масс (V) и осью связанной системы координат космического аппарата, по которой ориентирован двигатель, управляющий линейным движением центра масс КА по орбите, и прибор, измеряющий ускорение, по формуле:- the cosine of the angle θ between the linear velocity vector of the center of mass (V) and the axis of the associated coordinate system of the spacecraft is calculated, along which the engine is oriented that controls the linear motion of the center of mass of the spacecraft in orbit, and the instrument that measures the acceleration, by the formula:
cos (θ)=ΔVИЗМ/ΔVРАСЧ,cos (θ) = ΔV ISM / ΔV CALCULATION ,
где: ΔVРАСЧ - расчетное значение приращения модуля вектор линейной скорости движения центра масс КА по орбите, при условии совмещения вектора V и оси связанной системы координат космического аппарата, по которой ориентирован двигатель, управляющий линейным движением центра масс КА, полученное исходя из массово-инерциальных характеристик КА, параметров имеющейся орбиты, времени включения и тяги двигателя,where: ΔV CALS is the calculated value of the module increment the linear velocity vector of the spacecraft’s center of mass in orbit, provided that the vector V and the axis of the associated coordinate system of the spacecraft are aligned, along which the engine controlling the linear motion of the spacecraft’s center of mass is oriented, obtained from the mass-inertial spacecraft characteristics, parameters of the existing orbit, on-time and engine thrust,
и через arcos вычисляется значение угла θ;and through arcos the angle θ is calculated;
- выполняется разворот на угол θ вокруг оси связанной системы координат космического аппарата, перпендикулярной плоскости орбиты, для совмещения вектора V и оси связанной системы координат космического аппарата, по которой ориентирован двигатель, управляющий линейным движением центра масс КА;- a rotation is performed through an angle θ around the axis of the connected coordinate system of the spacecraft perpendicular to the plane of the orbit to combine the vector V and the axis of the connected coordinate system of the spacecraft along which the engine controlling the linear motion of the center of mass of the spacecraft is oriented;
- поддерживается полученная ориентация осей связанной системы координат космического аппарата и включается двигатель, управляющий линейным движением центра масс КА для коррекции апогея или перигея орбиты.- the obtained orientation of the axes of the associated coordinate system of the spacecraft is maintained and the engine is turned on, which controls the linear motion of the center of mass of the spacecraft to correct the apogee or perigee of the orbit.
Все сказанное справедливо как для орбит полета к планетам Солнечной системы, так и для околоземных орбит, при условии совмещения осей связанной системы координат космического аппарата с осями солнечно-орбитальной системы координат.All of the above is true both for the flight orbits to the planets of the Solar system, and for near-Earth orbits, provided that the axes of the associated coordinate system of the spacecraft are combined with the axes of the solar-orbital coordinate system.
Тот факт, что ось ХСОСК солнечно-орбитальной системы координат лежит в плоскости орбиты, позволяет экономить энергетику космического аппарата не только при управлении движением вокруг центра масс, но и при управлении движением самого центра масс.The fact that the X axis of the SOSC of the solar-orbital coordinate system lies in the plane of the orbit allows us to save the energy of the spacecraft not only when controlling the motion around the center of mass, but also when controlling the movement of the center of mass itself.
Изобретение позволяет:The invention allows:
1. В технически обоснованных случаях исключать из состава космического аппарата привода и системы управления поворотом солнечных батарей, уменьшая общую массу КА и создавая условия для прецизионной ориентации осей связанной системы координат космического аппарата в пространстве.1. In technically justified cases, exclude the drive and the solar battery rotation control system from the spacecraft, reducing the total mass of the spacecraft and creating conditions for the precise orientation of the axes of the associated coordinate system of the spacecraft in space.
2. Во время полета обеспечивать условия для максимального использования солнечной энергии космическим аппаратом с жестко закрепленными на корпусе солнечными батареями.2. During the flight, provide conditions for the maximum use of solar energy by a spacecraft with solar panels rigidly fixed to the hull.
3. В случае установки на КА аппаратуры, которой при работе необходимы низкие температуры, создавать условия для ее естественного захолаживания за счет постоянного затенения солнечными батареями, экономя электроэнергию КА на ее искусственное захолаживание.3. If equipment is installed on the spacecraft, which requires low temperatures during operation, create conditions for its natural cooling due to constant shading by solar panels, saving the spacecraft’s energy for its artificial cooling.
4. Корректировать параметры орбиты (апогей, перигей) космического аппарата в солнечно-орбитальной системе координат без использования других систем координат, экономя энергетику КА, как на переориентацию осей связанной системы координат космического аппарата, так и на выдачу самого корректирующего импульса.4. Correct the parameters of the orbit (apogee, perigee) of the spacecraft in the solar-orbital coordinate system without using other coordinate systems, saving the spacecraft’s energy, both by reorienting the axes of the associated coordinate system of the spacecraft and by issuing the correcting impulse itself.
5. В случае необходимости переориентировать оси связанной системы координат космического аппарата из солнечно-орбитальной системы координат в любую известную систему координат, используя минимальное количество разворотов (не более двух) вокруг осей связанной системы координат космического аппарата и экономя энергетику КА.5. If necessary, reorient the axes of the associated coordinate system of the spacecraft from the solar-orbital coordinate system to any known coordinate system using the minimum number of turns (no more than two) around the axes of the connected coordinate system of the spacecraft and saving spacecraft energy.
Claims (1)
ось ХСОСК лежит в плоскости орбиты КА и направлена в сторону линейного движения КА по орбите,
ось YCOCK направлена на Солнце,
ось ZCOCK дополняет оси ХСОСК и YCOCK до правой прямоугольной системы координат, квазиинерциальной по отношению к Солнцу,
а для околоземных орбит:
ось ХCOCK лежит в плоскости орбиты КА и одна часть витка, начиная от точки орбиты над экватором Земли, через которую проходит направленная в надир отвесная линия, направлена в сторону линейного движения КА по орбите, а другая часть витка, начиная из точки орбиты над экватором Земли, через которую проходит отвесная линия, направленная в зенит, направлена в противоположную сторону,
ось YCOCK направлена на Солнце,
ось ZCOCK дополняет оси ХCOCK и YCOCK до правой прямоугольной системы координат, квазиинерциальной по отношению к Солнцу. The method of orientation in space of the axes of the associated coordinate system of the spacecraft (KA): X KA , Y KA , Z KA , which consists in the fact that these axes are combined with the axes of the solar-orbital coordinate system: X SOSK , Y COCK , Z COCK , in which for flight orbits to the planets of the solar system:
X axis SOSK lies in the plane of the orbit of the spacecraft and is directed towards the linear motion of the spacecraft in orbit,
the Y axis of COCK is directed toward the Sun,
the Z axis of COCK complements the X axis of SOSK and Y COCK to the right rectangular coordinate system, quasi-inertial with respect to the Sun,
and for near-earth orbits:
the X axis of COCK lies in the plane of the orbit of the spacecraft and one part of the turn, starting from the point of the orbit above the Earth’s equator, through which the vertical line directed to the nadir passes, is directed towards the linear motion of the spacecraft in orbit, and the other part of the turn, starting from the point of the orbit above the equator Earth through which a vertical line passes, directed to the zenith, is directed in the opposite direction,
the Y axis of COCK is directed toward the Sun,
the Z axis of COCK complements the X axis of COCK and Y COCK to a right-angled rectangular coordinate system, quasi-inertial with respect to the Sun.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010127773/11A RU2428361C1 (en) | 2010-07-07 | 2010-07-07 | Method of orienting spaceship bound coordinate system axes in space |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010127773/11A RU2428361C1 (en) | 2010-07-07 | 2010-07-07 | Method of orienting spaceship bound coordinate system axes in space |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2428361C1 true RU2428361C1 (en) | 2011-09-10 |
Family
ID=44757562
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010127773/11A RU2428361C1 (en) | 2010-07-07 | 2010-07-07 | Method of orienting spaceship bound coordinate system axes in space |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2428361C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2535979C2 (en) * | 2012-12-04 | 2014-12-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Navigation satellite orientation system |
| RU2569999C2 (en) * | 2014-04-29 | 2015-12-10 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Navigation satellite orientation method |
| RU2613097C1 (en) * | 2015-12-23 | 2017-03-15 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method for orientation of orbital spacecraft with software-controlled solar panels |
-
2010
- 2010-07-07 RU RU2010127773/11A patent/RU2428361C1/en active IP Right Revival
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2535979C2 (en) * | 2012-12-04 | 2014-12-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Navigation satellite orientation system |
| RU2569999C2 (en) * | 2014-04-29 | 2015-12-10 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Navigation satellite orientation method |
| RU2613097C1 (en) * | 2015-12-23 | 2017-03-15 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method for orientation of orbital spacecraft with software-controlled solar panels |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN104527994B (en) | Multi-polar cross-over becomes the track set time soon and holds position sensing tracking and controlling method | |
| US7744036B2 (en) | Method for designing an orbit of a spacecraft | |
| CN107450582B (en) | Phased array data transmission guide control method based on-satellite real-time planning | |
| Strange et al. | Mapping the V-infinity Globe | |
| CN102424119B (en) | Interplanetary low-thrust transfer orbit design method based on polynomial approximation | |
| CN110632935B (en) | Autonomous control method for formation satellite flying around | |
| US11787569B2 (en) | System and method for optimizing a low-thrust trajectory of a spacecraft trajectory | |
| CN106483466B (en) | A kind of evaluation method of satellier injection stage solar battery array output current | |
| RU2428361C1 (en) | Method of orienting spaceship bound coordinate system axes in space | |
| RU2414392C1 (en) | Method of spacecraft axes orientation in solar orbital coordinate system | |
| CN108657467B (en) | A kind of spacecraft yawing maneuvering control method and system using virtual solar vector | |
| JPWO2005123507A1 (en) | Ultra-high altitude sun-synchronous orbit satellite system | |
| CN116331525B (en) | Satellite flywheel rotating speed zero crossing avoidance method | |
| CN116588353A (en) | Spacecraft attitude planning method under complex constraint based on deep reinforcement learning | |
| RU2629922C1 (en) | Method of two-channel attitude control of objects with six degrees of freedom of spatial motion | |
| CN108891625A (en) | Solid micro-thruster array and magnetic torquer combination control method | |
| Xue-qin et al. | Staring imaging attitude tracking control of agile small satellite | |
| Li et al. | Earth-Phobos transfer with ballistic trajectory in the Sun-Mars system | |
| Stanbridge et al. | Achievable force model accuracies for messenger in mercury orbit | |
| Aseltine | Peaceful Uses of Automation in Outer Space: Proceedings of the First IFAC Symposium on Automatic Control in the Peaceful Uses of Space, held June 21–24, 1965, in Stavanger, Norway | |
| CN107193220B (en) | Design method of earth nutation equal-period earth observation track | |
| Calaon et al. | Attitude Reference Generation for Spacecraft with Rotating Solar Arrays and Pointing Constraints | |
| Kim et al. | Mission design and trajectory analysis for inspection of a host spacecraft by a microsatellite | |
| JP7499975B2 (en) | Positioning method | |
| Mahdi et al. | Laboratory Study of the Active Debris Removal Algorithms on Air-Bearing Test Bed |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180708 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20200303 |
|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20200305 |