RU2597015C1 - System for controlling spatial orientation of spacecraft using gimballess orbital gyrocompass - Google Patents

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to aviation and space instrument making and can be used in systems for control of angular position of spacecrafts (SC), in which orientation system using strap down orbital gyrocompasses (SOGC) are used. For this purpose, in output circuits of local vertical plotter (LVP) by roll and pitch adders are included, one per each channel so that their inputs are connected to corresponding outputs of LVP, orientation control module (OCM), first and second inputs of the OCM by roll and pitch are connected to outputs of corresponding adders at LVP output, and roll and pitch outputs of OCM are connected to inputs of first and eighth adders respectively, output circuits of first, second and third integrators include first module of direct conversion process angles of spacecraft stabilization, first, second and third inputs of which are connected to outputs of first, second and third integrators respectively. At that, control system allows to perform SC program turns relative to orbital coordinate system (OCS) simultaneously over heading, roll and pitch while SOGC continues to operate normally, without any disturbance of orbital gyrocompassing mode.

EFFECT: technical result is expansion of functional capabilities.

1 cl, 9 dwg

Description

Изобретение относится к области космической техники, а точнее к системам управления угловым положением космических аппаратов (КА), в которых для построения орбитальной системы координат (ОСК) применяются бесплатформенные орбитальные гирокомпасы (БОГК). Назначение изобретения - обеспечение космическому аппарату свободы программных поворотов одновременно по каналам курса, тангажа и крена относительно ОСК без нарушения в процессе совершения программных поворотов режима орбитального гирокомпасирования, реализуемого БОГК.The invention relates to the field of space technology, and more specifically to systems for controlling the angular position of spacecraft (SC), in which strapdown orbital gyrocompasses (BOGK) are used to construct the orbital coordinate system (OSK). The purpose of the invention is to provide the spacecraft with freedom of programmatic turns along the heading, pitch and roll channels relative to the OSK without violating the orbital gyrocompassing mode implemented by the BOGK during programmatic turns.

В системах управления угловым положением орбитальных КА бесплатформенные орбитальные гирокомпасы нашли широкое применение, т.к. имеют простую структуру, обладают автономностью, удобны при восстановлении ориентации КА.In control systems for the angular position of orbital spacecraft, strapdown orbital gyrocompasses are widely used, because have a simple structure, have autonomy, are convenient when restoring the orientation of the spacecraft.

Уравнения движения, описывающие работу классического орбитального гирокомпаса (ОГК), имеют вид:The equations of motion describing the operation of the classical orbital gyrocompass (OGK) have the form:

где γ, Ψ, ϑ - малые углы ориентации связанных осей КА относительно ОСК по крену, курсу и тангажу;where γ, Ψ, ϑ - small angles of orientation of the associated axes of the spacecraft relative to the OSK roll, heading and pitch;

β, $$\dot{\beta }$$

, α, $$\dot{\alpha }$$

, θ, $$\dot{\theta }$$

- малые углы и угловые скорости ориентации приборной системы координат ОГК относительно ОСК по крену, курсу и тангажу;β $$\dot{\beta }$$

, α, $$\dot{\alpha }$$

, θ, $$\dot{\theta }$$

- small angles and angular velocities of the orientation of the instrument coordinate system of the OGK relative to the OSK in roll, course and pitch;

Δβ, Δθ - сигналы обратных связей, они же выходные сигналы ОГК в систему стабилизации (СС) КА по углу в каналах крена и тангажа, они же ошибки стабилизации по углу в каналах крена и тангажа;Δβ, Δθ - feedback signals, they are the output signals of the OGKs to the spacecraft stabilization system (SS) in the angle in the roll and pitch channels, they are the stabilization errors in the angle in the roll and pitch channels;

γ_ПМВ, ϑ_ПМВ - выходные сигналы построителя местной вертикали (ПМВ) по крену и тангажу;γ _PMV , ϑ _PMV - output signals of the local vertical builder (PMV) for roll and pitch;

Δα - выходной сигнал ОГК стабилизации КА по углу в канале курса;Δα is the output signal of the OGK stabilization of the spacecraft in the angle in the channel

$$\dot{u}$$

- орбитальная угловая скорость КА (производная от изменения аргумента широты (u); $$\dot{u}$$

- the orbital angular velocity of the spacecraft (the derivative of a change in the latitude argument (u);

к₁, к₂, к₃ - коэффициенты коррекции.to ₁ , to ₂ , to ₃ - correction factors.

ОГК описан во многих источниках, например, в книге «Орбитальное гирокомпасирование» авторов В.А. Бесекерского, В.А. Иванова и Б.Б. Самотокина. СПб.: Политехника, 1993. 256 с.OGK is described in many sources, for example, in the book Orbital Gyrocompassing by V.A. Besekersky, V.A. Ivanova and B. B. Samotokina. St. Petersburg: Polytechnic, 1993.256 s.

В составе современных систем управления КА применяются бесплатформенные орбитальные гирокомпасы - БОГК, для практической реализации которых используют обращенные формулы, получаемые из (1):As part of modern spacecraft control systems, strapdown orbital gyrocompasses - BOGK are used, for the practical implementation of which the inverse formulas obtained from (1) are used:

где ω_X, ω_Y, ω_Z - угловые скорости КА относительно инерциальной системы координат (ИСК) в проекциях на связанные оси КА по крену, курсу и тангажу, измеряемые гироскопическими датчиками;where ω _X , ω _Y , ω _Z are the angular velocity of the spacecraft relative to the inertial coordinate system (CSI) in the projections on the connected axis of the spacecraft along the roll, course and pitch, measured by gyroscopic sensors;

Δβ, $$\Delta \dot{\beta }$$

, Δα, $$\Delta \dot{\alpha }$$

, Δθ, $$\Delta \dot{\theta }$$

- выходные сигналы БОГК в систему стабилизации КА по углам и угловым скоростям в каналах крена, курса и тангажа.Δβ $$\Delta \dot{\beta }$$

, Δα, $$\Delta \dot{\alpha }$$

, Δθ, $$\Delta \dot{\theta }$$

- BOGK output signals to the spacecraft stabilization system at angles and angular velocities in the roll, heading, and pitch channels.

БОГК работает совместно с системой угловой стабилизации КА, в качестве исполнительных органов в которой могут быть использованы двигатели-маховики, гиродины, реактивные сопла и др., с настройками контура стабилизации КА по углу и угловой скорости:BOGK works in conjunction with the spacecraft angular stabilization system, in which the flywheel engines, gyrodynes, jet nozzles, etc. can be used as executive bodies, with the spacecraft stabilization loop settings for angle and angular velocity:

где τ_X, τ_Y, τ_Z - сигналы (значения управляющих моментов), поступающие на исполнительные органы КА, например на маховики;where _{τ X, τ Y, τ Z} - signals (values of the control points) arriving at the spacecraft actuators, such as flywheels;

к_β, $${к}_{\dot{\beta }}$$

, к_α, $${к}_{\dot{\alpha }}$$

, к_θ, $${к}_{\dot{\theta }}$$

- настроечные коэффициенты контура стабилизации КА по углу и угловой скорости.to _β, $${\mathrm{to}}_{\dot{\beta }}$$

, to _α , $${\mathrm{to}}_{\dot{\alpha }}$$

, to _θ , $${\mathrm{to}}_{\dot{\theta }}$$

- tuning coefficients of the stabilization loop of the spacecraft in angle and angular velocity.

Формулы (1-2) работоспособны только для малых отклонений связанных осей КА и приборных осей БОГК относительно ОСК, для которых справедливы значения угловых скоростей:Formulas (1-2) are valid only for small deviations of the associated axes of the spacecraft and the instrument axes of the BOGK relative to the OSK, for which the values of angular velocities are valid:

где γ, $$\dot{\gamma }$$

, ψ, $$\dot{\psi }$$

, ϑ, $$\dot{\vartheta }$$

- малые углы и угловые скорости связанных осей относительно ОСК,where γ, $$\dot{\gamma }$$

, ψ, $$\dot{\psi }$$

, ϑ, $$\dot{\vartheta }$$

- small angles and angular velocities of the connected axes relative to the OSK,

поэтому для систем такого типа пространственные программные повороты КА невозможны без нарушения режима гирокомпасирования и потери устойчивого управления угловым положением КА. Иногда уравнения (2) называют наблюдателем ОГК.therefore, for systems of this type, spatial programmatic rotations of the spacecraft are impossible without violating the gyrocompassing mode and losing stable control of the angular position of the spacecraft. Equations (2) are sometimes called the WGC observer.

Система управления КА с использованием БОГК, имеющим алгоритм в форме (2), описана также во многих зарубежных аналогах, например, в работе авторов А. Брайсона и В. Кортюма «Вычисление местного углового положения орбитального космического аппарата». Труды III Международного симпозиума ИФАК по автоматическому управлению в мирном использовании космического пространства. Управление в космосе т. 2, с. 83-105, Москва, «Наука», 1972 г.The spacecraft control system using BOGK, which has an algorithm in the form (2), is also described in many foreign counterparts, for example, in the work of the authors A. Bryson and V. Kortyum “Calculation of the local angular position of an orbiting spacecraft”. Proceedings of the III IFAC International Symposium on Automatic Control in the Peaceful Uses of Outer Space. Management in space vol. 2, p. 83-105, Moscow, “Science”, 1972

Недостатком указанных систем является запрет на программные повороты КА относительно ОСК на углы курса, тангажа и крена.The disadvantage of these systems is the ban on software turns of the spacecraft relative to the USC at heading, pitch and roll angles.

За прототип можно принять систему управления угловым положением КА, предложенную в патенте РФ №2509690 от 20.03.2014 г., в которой реализовано устройство, позволяющее вращать КА на неограниченные программные углы по курсу, сохраняя при этом режим гирокомпасирования. Недостатком этой системы является принципиальное отсутствие возможности программных поворотов КА одновременно по другим каналам ориентации - крену и тангажу с сохранением устойчивого режима гирокомпасирования.As a prototype, we can take the spacecraft angular position control system proposed in RF patent No. 2509690 of March 20, 2014, which implements a device that allows the spacecraft to rotate at unlimited programmed angles at the heading, while maintaining gyrocompassing mode. The disadvantage of this system is the fundamental lack of the ability to program spacecraft rotations simultaneously through other orientation channels - roll and pitch while maintaining a stable gyrocompassing mode.

Целью изобретения является устранение указных недостатков, т.е. создание такой системы управления угловым положением КА, которая обеспечивает КА свободу программных поворотов одновременно по каналам курса, тангажа и крена относительно ОСК и сохраняет при этом устойчивую работу БОГК в режиме гирокомпасирования, а следовательно, устойчивое управление программным угловым положением КА в целом.The aim of the invention is to remedy these disadvantages, i.e. the creation of such a spacecraft angular position control system that provides the spacecraft with freedom of programmatic turns along the heading, pitch and roll channels relative to the OSK and at the same time maintains the stable operation of the BOGK in the gyrocompassing mode, and therefore, the stable control of the spacecraft's programmatic angular position as a whole.

Для достижения поставленной цели в известное техническое решение, содержащее ПМВ, выход которого по крену подключен к последовательно соединенным первому сумматору, первому модулю усиления и преобразования (МУП), второму сумматору, третьему сумматору, первому интегратору, первому модулю настройки стабилизации КА по углу в канале крена (МНК-У) и четвертому сумматору, выход которого является входом исполнительных органов (ИО) КА в канале крена.To achieve this goal, in a well-known technical solution containing PMV, the output of which is tilted to the first adder, the first amplification and conversion module (MUP), the second adder, the third adder, the first integrator, the first module for adjusting the spacecraft stabilization by the angle in the channel roll (MNK-U) and the fourth adder, the output of which is the input of the executive bodies (IO) of the spacecraft in the roll channel.

Содержащее в канале курса последовательно соединенные тот же первый сумматор, второй МУП, пятый сумматор, шестой сумматор, второй интегратор, второй модуль настройки стабилизации КА по углу в канале курса-рыскания (МНР-У), седьмой сумматор, выход которого является входом ИО КА в канале курса.The first adder, the second CBM, the fifth adder, the sixth adder, the second integrator, the second KA stabilization module for the angle in the yaw channel (MNR-U), the seventh adder, the output of which is the input of the IO KA, which is sequentially connected in the course channel in the course channel.

Содержащее в канале тангажа ПМВ, выход которого по тангажу подключен к последовательно соединенным восьмому сумматору, третьему МУП, девятому сумматору, третьему интегратору, третьему модулю настройки стабилизации КА по углу в канале тангажа (МНТ-У), десятому сумматору, выход которого является входом ИО КА в канале тангажа.The PMV containing the pitch channel in the pitch channel, the pitch output of which is connected to the eighth adder, the third CBM, the ninth adder, the third integrator, the third spacecraft stabilization tuning module by the angle in the pitch channel (MNT-U), the tenth adder, the output of which is the IO input SC in the pitch channel.

Содержащее модули настройки контура стабилизации КА по угловой скорости МНК-С, МНР-С, МНТ-С по соответственным каналам крена, курса-рыскания и тангажа, входы которых подключены к выходам соответственно третьего, шестого и девятого сумматоров, а выходы подключены ко вторым входам соответственно четвертого, седьмого и десятого сумматоров.Containing modules for adjusting the stabilization loop of the spacecraft according to the angular velocity of MNK-S, MNR-S, MNT-S through the corresponding roll, yaw and pitch channels, the inputs of which are connected to the outputs of the third, sixth and ninth adders, respectively, and the outputs are connected to the second inputs respectively, the fourth, seventh and tenth adders.

Содержащее первый и второй модули компенсации взаимовлияний каналов (МКВК), входы которых подключены к выходам первого и второго интеграторов соответственно, а выходы подключены к вторым входам соответственно шестого и третьего сумматоров.Containing the first and second modules for compensation of channel interference (ICWC), the inputs of which are connected to the outputs of the first and second integrators, respectively, and the outputs are connected to the second inputs of the sixth and third adders, respectively.

Содержащее блок гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС), выходы которого по каналам крена, курса и тангажа подключены ко вторым входам соответственно второго, пятого и девятого сумматоров.Containing a block of gyroscopic angular velocity meters (CIUS), the outputs of which are connected to the second inputs of the second, fifth, and ninth adders through the roll, heading, and pitch channels, respectively.

Для достижения поставленной цели в известное техническое решение введены новые функциональные элементы и связи.To achieve this goal in the well-known technical solution introduced new functional elements and relationships.

В выходные цепи ПМВ по крену и тангажу введен модуль контроля ориентации (МКО) с функцией преобразования сигналов:An orientation control module (MCO) with a signal conversion function has been introduced into the PMV roll and pitch output circuits with a signal conversion function:

где γ_ПМВ, ϑ_ПМВ - сигналы ПМВ по крену и тангажу в программной системе координат (ПСК);where γ _ПМВ , ϑ _ПМВ - signals ПМВ along roll and pitch in the program coordinate system (UCS);

$${\gamma }_{ПМВ}^{О},{\vartheta }_{ПМВ}^{О}$$

- сигналы ПМВ по крену и тангажу, пересчитанные к показаниям ПМВ относительно орбитальной системы координат (ОСК); $${\gamma }_{PM\mathrm{AT}}^{\mathrm{ABOUT}},{\vartheta }_{PM\mathrm{AT}}^{\mathrm{ABOUT}}$$

- PMV roll and pitch signals recalculated to PMV readings relative to the orbital coordinate system (OSK);

λ, µ, ε - углы программных поворотов КА относительно ОСК соответственно по курсу, тангажу и крену,λ, µ, ε are the angles of the programmed turns of the spacecraft relative to the OSK, respectively, in the course, pitch and roll,

при этом первый и второй входы МОК по крену и тангажу подключены к соответственным выходам ПМВ, а выходы МОК по крену и тангажу подключены к входам первого и восьмого сумматоров соответственно.the first and second IOC roll and pitch inputs are connected to the corresponding PMV outputs, and the IOC roll and pitch outputs are connected to the inputs of the first and eighth adders, respectively.

В выходные цепи первого, второго и третьего интеграторов введен первый модуль прямого преобразования (МПП) углов стабилизации КА, первый, второй и третий входы которого подключены к выходам первого, второго и третьего интеграторов соответственно, а выходы подключены к входам соответственно МНК-У, МНР-У и МНТ-У и выполняющий функцию:The first direct conversion module (MPM) of the stabilization angles of the spacecraft is introduced into the output circuits of the first, second, and third integrators, the first, second, and third inputs of which are connected to the outputs of the first, second, and third integrators, respectively, and the outputs are connected to the inputs of MNK-U, MNR, respectively -U and MNT-U and performing the function:

для последовательности поворотов λ, µ, ε.for the sequence of rotations λ, µ, ε.

Второй МПП угловых скоростей стабилизации КА введен в выходные цепи третьего, шестого и девятого сумматоров так, что его первый, второй и третий входы подключены соответственно к выходам третьего, шестого и девятого сумматоров, а его выходы по каналам крена, курса и тангажа подключены к первым входам вновь введенных одиннадцатого, двенадцатого и тринадцатого сумматоров соответственно, выходы которых подключены к входам соответственно МНК-С, МНР-С и МНТ-С, при этом второй МПП повторяет функцию первого МПП.The second MPP of the spacecraft stabilization angular velocity is introduced into the output circuits of the third, sixth, and ninth adders so that its first, second, and third inputs are connected to the outputs of the third, sixth, and ninth adders, respectively, and its outputs are connected to the first by the roll, course, and pitch channels the inputs of the newly introduced eleventh, twelfth and thirteenth adders, respectively, whose outputs are connected to the inputs of MNK-S, MHP-S and MNT-S, respectively, while the second MPP repeats the function of the first MPP.

В выходные цепи БИУС введены четырнадцатый, пятнадцатый и шестнадцатый сумматоры, входы которых подключены к выходам БИУС соответственно по каналам крена, курса и тангажа, и модуль обратного преобразования (МОП), входы которого соединены с соответственными выходами четырнадцатого, пятнадцатого и шестнадцатого сумматоров, а его выходы соединены с входами соответственно второго, пятого и девятого сумматоров, при этом МОП выполняет функцию В^Т, где т - знак транспонирования.The fourteenth, fifteenth, and sixteenth adders are introduced into the output circuits of the BIUS, the inputs of which are connected to the outputs of the BIUS, respectively, through the roll, course, and pitch channels, and the inverse transformation module (MOS), whose inputs are connected to the corresponding outputs of the fourteenth, fifteenth, and sixteenth adders, and its the outputs are connected to the inputs of the second, fifth and ninth adders, respectively, while the MOSFET performs the function B ^T , where m is the transpose sign.

В систему введены также блок задания программных движений (БЗПД) и модуль расчета программных движений (МРПД), вход которого подключен к выходу БЗПД, а первый, второй и третий выходы МРПД, соответствующие программных угловым скоростям КА по крену, курсу и тангажу, подключены соответственно ко вторым входам четырнадцатого, пятнадцатого и шестнадцатого сумматоров и одновременно ко вторым входам соответственно одиннадцатого, двенадцатого и тринадцатого сумматоров. Четвертый, пятый и шестой выходы МРПД, соответствующие программным углам поворота КА соответственно по крену, курсу и тангажу, подключены поканально к четвертым, пятым и шестым входам МОП, первого и второго МПП, а так же к третьему, четвертому и пятому входам МКО, а седьмой выход МРПД подключен к третьему входу девятого сумматора и вторым входам первого и второго МКВК.A program motion assignment block (BACA) and a program motion calculation module (MRL) are also introduced into the system, the input of which is connected to the BZAP output, and the first, second, and third MRPD outputs corresponding to the spacecraft angular speeds in roll, course, and pitch are connected, respectively to the second inputs of the fourteenth, fifteenth and sixteenth adders and simultaneously to the second inputs of the eleventh, twelfth and thirteenth adders respectively. The fourth, fifth and sixth MRPD outputs, corresponding to the programmed angles of rotation of the spacecraft, respectively, in roll, course and pitch, are connected channel-by-channel to the fourth, fifth and sixth inputs of the MOSFET, the first and second MPP, as well as to the third, fourth and fifth inputs of the MCO, and the seventh output of the MRPD is connected to the third input of the ninth adder and the second inputs of the first and second ICWC.

Ниже приведен пример практической реализации предложения.The following is an example of a practical implementation of the proposal.

На фиг. 1 показано:In FIG. 1 shows:

1 - ПМВ;1 - PMV;

2 - БИУС;2 - CIUS;

3-20 - сумматоры;3-20 - adders;

21 - МКО;21 - MCO;

22 - МОП;22 - MOS;

23-22 - МПП;23-22 - MPP;

25-27 - МУП;25-27 - municipal unitary enterprise;

28-30 - интеграторы;28-30 - integrators;

31-32 - МКВК;31-32 - ICWC;

34-35 - МНК-У, МНР-У, МНТ-У;34-35 - MNK-U, MNR-U, MNT-U;

36-38 - МНК-С, МНР-С, МНТ-С;36-38 - MNK-S, MHP-S, MNT-S;

39 - БЗПД;39 - BZPD;

40 - МРПД;40 - MRPD;

ИО - исполнительные органы;IO - executive bodies;

Δβ, $$\Delta \dot{\beta }$$

, Δα, $$\Delta \dot{\alpha }$$

, Δθ, $$\Delta \dot{\theta }$$

- выходные сигналы БОГК в систему стабилизации КА по углам и угловым скоростям в каналах крена, курса и тангажа;Δβ $$\Delta \dot{\beta }$$

, Δα, $$\Delta \dot{\alpha }$$

, Δθ, $$\Delta \dot{\theta }$$

- BOGK output signals to the spacecraft stabilization system at angles and angular velocities in the roll, heading, and pitch channels;

Δβ_П, Δα_П, Δθ_П - выходные сигналы первого МПП 23 в систему стабилизации КА по углам в каналах крена, курса и тангажа;Δβ _P , Δα _P , Δθ _P - output signals of the first MPP 23 to the spacecraft stabilization system at the angles in the channels of roll, course and pitch;

$$\Delta {\dot{\beta }}_{П}$$

, $$\Delta {\dot{\alpha }}_{П}$$

, $$\Delta {\dot{\theta }}_{П}$$

- выходные сигналы второго МПП 24 в систему стабилизации КА по скорости в каналах крена, курса и тангажа; $$\Delta {\dot{\beta }}_P$$

, $$\Delta {\dot{\alpha }}_P$$

, $$\Delta {\dot{\theta }}_P$$

- the output signals of the second MPP 24 to the spacecraft stabilization system by speed in the roll, heading and pitch channels;

ω_X, ω_Y, ω_Z - угловые скорости КА относительно инерциальной системы координат (ИСК) в проекциях на связанные оси КА по крену, курсу и тангажу, измеряемые гироскопическими датчиками;ω _X , ω _Y , ω _Z - angular velocity of the spacecraft relative to the inertial coordinate system (CSI) in the projections on the connected axis of the spacecraft in roll, course and pitch, measured by gyroscopic sensors;

ω_Xo, ω_Yo, ω_Zo - угловые скорости «виртуального» КА относительно инерциальной системы координат (ИСК) в проекциях на связанные оси «виртуального» КА по крену, курсу и тангажу, формируемые МОП 22;ω _Xo , ω _Yo , ω _Zo are the angular velocities of the “virtual” spacecraft relative to the inertial coordinate system (CSI) in the projections onto the connected axes of the “virtual” spacecraft according to the roll, course, and pitch, formed by MOSFET 22;

ω_XП, ω_YП, ω_ZП - значения программных угловых скоростей КА относительно ИСК в проекциях на связанные оси, формируемые МРПД;ω _XП , ω _YП , ω _ZП - the values of the program angular velocity of the spacecraft relative to the ISK in the projections on the connected axes formed by the MPD;

γ_ПМВ, ϑ_ПМВ - сигналы ПМВ по крену и тангажу в ПСК; _PMA γ, θ _PMA - PMA signals roll and pitch in the CPM;

$${\gamma }_{ПМВ}^{О},{\vartheta }_{\text{ПМВ}}^{О}$$

- сигналы ПМВ по крену и тангажу, пересчитанные к показаниям ПМВ относительно ОСК для «виртуального» КА; $${\gamma }_{PM\mathrm{AT}}^{\mathrm{ABOUT}},{\vartheta }_{\text{PMV}}^{\mathrm{ABOUT}}$$

- PMV roll and pitch signals recalculated to the PMV readings relative to the USC for the “virtual” spacecraft;

λ, $$\dot{\lambda }$$

, µ, $$\dot{\mu }$$

, ε, $$\dot{\epsilon }$$

, $$\dot{u}$$

- углы и угловые скорости программных поворотов КА относительно ОСК соответственно по курсу, тангажу и крену и угловая скорость КА относительно ОСК - $$\dot{u}$$

, рассчитанные в МРПД по заданным значениям из БЗПД;λ $$\dot{\lambda }$$

, µ, $$\dot{\mu }$$

, ε, $$\dot{\epsilon }$$

, $$\dot{u}$$

- angles and angular velocities of the programmed turns of the spacecraft relative to the USC, respectively, in the course, pitch and roll, and the angular speed of the spacecraft relative to the USC - $$\dot{u}$$

calculated in the MRPD according to the set values from the BZPD;

λ_З, $${\dot{\lambda }}_{З}$$

, µ_З, $${\dot{\mu }}_{З}$$

, ε_З, $${\dot{\epsilon }}_{З}$$

, $${\dot{u}}_{З}$$

- углы и угловые скорости программных поворотов КА относительно ОСК соответственно по курсу, тангажу и крену и орбитальная угловая скорость КА (соответствующая производной от аргумента широты $${\dot{u}}_{З}$$

), задаваемые БЗПД;λ ₃ $${\dot{\lambda }}_3$$

, µ ₃ , $${\dot{\mu }}_3$$

, ε ₃ , $${\dot{\epsilon }}_3$$

, $${\dot{u}}_3$$

- angles and angular velocities of the programmed turns of the spacecraft relative to the USC, respectively, in the course, pitch and roll, and the orbital angular speed of the spacecraft (corresponding to the derivative of the latitude argument $${\dot{u}}_3$$

) specified by the BZPD;

к₁, к₂, к₃ - коэффициенты коррекции БОГК, реализуемые первым, вторым и третьим МУП соответственно.to ₁ , to ₂ , to ₃ - correction coefficients BOGK, implemented by the first, second and third CBM, respectively.

На фиг. 2, 3, 4 приведены графики программных поворотов КА по крену (фиг. 2), курсу (фиг. 3) и тангажу (фиг. 4) на равные углы 15°, на которых обозначено:In FIG. 2, 3, 4 are graphs of the spacecraft program turns in roll (Fig. 2), heading (Fig. 3) and pitch (Fig. 4) at equal angles of 15 °, which indicate:

γ, ψ, ϑ - угловое положение КА относительно ОСК в процессе программных поворотов (нарастание углов) и после их завершения (полочки);γ, ψ, ϑ - the angular position of the spacecraft relative to the OSK during program turns (increase in angles) and after their completion (shelves);

ω_X, ω_Y, ω_Z - угловые скорости КА по крену, курсу и тангажу соответственно относительно ИСК в проекции на связанные оси;ω _X , ω _Y , ω _Z are the angular velocity of the spacecraft along the roll, course and pitch, respectively, relative to the CSI in the projection on the connected axes;

ω_XO, ω_YO, ω_ZO - угловые скорости «виртуального» КА по крену, курсу и тангажу соответственно относительно ИСК в проекции на связанные оси «виртуального» КА;ω _XO , ω _YO , ω _ZO are the angular velocities of the “virtual” spacecraft according to the roll, course and pitch, respectively, relative to the CSI in the projection onto the connected axes of the “virtual” spacecraft;

На фиг. 5 показаны переходные процессы выполняемых одновременно программных поворотов КА на разные значения углов. Обозначения на фиг. 5 соответствуют обозначениям фиг. 2-4.In FIG. Figure 5 shows the transients of simultaneously executed spacecraft rotations by different angles. The notation in FIG. 5 correspond to the notation of FIG. 2-4.

На фиг. 6 показан пример реализации системы управления КА для программного поворота КА по курсу (в примере на 90°) при нулевых значениях программных поворотов по крену и тангажу. На фиг. 6 для наглядности сохранены все обозначения фиг. 1, только программный угол по курсу λ обозначен как ψ_ПР, а программная скорость по курсу $$\dot{\lambda }$$

обозначена как $${\dot{\psi }}_{ПР}$$

.In FIG. Figure 6 shows an example of the implementation of the spacecraft control system for programmed rotation of the spacecraft along the course (in the example, 90 °) at zero values of the programmatic rotations in roll and pitch. In FIG. 6 for clarity, all designations of FIG. 1, only the program angle at the rate λ is designated as ψ _PR , and the program speed at the rate $$\dot{\lambda }$$

marked as $${\dot{\psi }}_{PR}$$

.

На фиг. 7 показаны графики переходных процессов для программного поворота по курсу при нулевых значениях программных поворотов по крену и тангажу. Обозначения на фиг. 7 соответствуют обозначениям фиг. 2-4.In FIG. Figure 7 shows the transient graphs for the programmed course turn at zero values of the programmed roll and pitch turns. The notation in FIG. 7 correspond to the notation of FIG. 2-4.

Идея изобретения заключается в том, что в процессе поворота КА на заданные программные углы λ_З, µ_З, ε_З с заданными программными угловыми скоростями $${\dot{\lambda }}_{З}$$

, $${\dot{\mu }}_{З}$$

, $${\dot{\epsilon }}_{З}$$

функционирование БОГК остается независимым от этих движений. Движение БОГК поддерживается движением «виртуального» КА, который также непрерывно ориентируется относительно ОСК по сигналам БОГК. При этих условиях сохраняется устойчивый режим гирокомпасирования, который соответствует классическому БОГК, описываемому формульными зависимостями (2). В процессе программного поворота космический аппарат как бы «обкатывает» БОГК, работающий в обычном для себя режиме.The idea of the invention is that in the process of turning the spacecraft at predetermined program angles λ _З , μ _З , ε _З with given program angular velocities $${\dot{\lambda }}_3$$

, $${\dot{\mu }}_3$$

, $${\dot{\epsilon }}_3$$

the functioning of BOGK remains independent of these movements. The movement of the BOGK is supported by the movement of the “virtual” spacecraft, which is also continuously oriented with respect to the USC according to the signals of the BOGK. Under these conditions, a stable gyrocompassing regime is maintained, which corresponds to the classical BOGK described by formula dependences (2). In the process of software rotation, the spacecraft, as it were, “runs through” the BOGK, which operates in its usual mode.

В соответствии с фиг. 1 уравнения движения системы управления угловым движением КА имеют вид:In accordance with FIG. 1 equations of motion of the spacecraft angular motion control system have the form:

уравнения (8) полностью соответствуют уравнениям (2) классического БОГК, где:equations (8) fully correspond to equations (2) of the classical BOGK, where:

где

Where

Е - единичная матрицаE is the identity matrix

где τ_ХП, τ_YП, τ_ZП - моменты управления угловым движением КА по связанным осям крена, курса и тангажа соответственно, реализуемые ИО, например двигателями-маховиками.where τ _ХП , τ _YП , τ _ZП - moments of control of the angular motion of the spacecraft along the associated axes of the roll, course and pitch, respectively, realized by IO, for example, flywheel engines.

Программные повороты начинаются с расчета программных движений λ, $$\dot{\lambda }$$

, µ, $$\dot{\mu }$$

, ε, $$\dot{\epsilon }$$

, $${\dot{u}}_{ПР}$$

, ω_XП, ω_YП, ω_ZП, которые производятся в МРПД 40 по численным значениям, поступающим из БЗПД 39. Углы ε_З, λ_З, µ_З задаются исходя из требуемых оператору величин программных поворотов. Программные скорости КА $${\dot{\epsilon }}_{З}$$

, $${\dot{\lambda }}_{З}$$

, $${\dot{\mu }}_{З}$$

задаются исходя из способности ИО придавать корпусу КА необходимые скорости вращения.Program turns begin with the calculation of program movements λ, $$\dot{\lambda }$$

, µ, $$\dot{\mu }$$

, ε, $$\dot{\epsilon }$$

, $${\dot{u}}_{PR}$$

, ω _XП , ω _YП , ω _ZП , which are produced in the MRPD 40 according to the numerical values coming from the BZPD 39. The angles ε _З , λ _З , µ _З are set based on the values of program turns required by the operator. Spacecraft software speeds $${\dot{\epsilon }}_3$$

, $${\dot{\lambda }}_3$$

, $${\dot{\mu }}_3$$

are set based on the ability of the IO to give the spacecraft body the necessary speeds of rotation.

Введение программного управления по скорости позволяет добиться почти идеального качества переходного процесса в каждом канале управления (см. фиг. 2-5, 7), но можно обойтись программным управлением только по углу, положив $${\dot{\epsilon }}_{З}={\dot{\lambda }}_{З}={\dot{\mu }}_{З}=0$$

, при этом качество переходного процесса в каналах значительно ухудшится и может стать неприемлемым.The introduction of speed control software makes it possible to achieve an almost perfect transient quality in each control channel (see Figs. 2-5, 7), but program control can only be done by angle, setting $${\dot{\epsilon }}_3={\dot{\lambda }}_3={\dot{\mu }}_3=0$$

, while the quality of the transition process in the channels will deteriorate significantly and may become unacceptable.

В МРПД производится расчет программных углов и программных скоростей:In the MRPD, the calculation of program angles and program speeds is performed:

- время поворотов по осям:

- axis rotation time:

- текущие значения программных углов:- current values of program angles:

- текущие значения программных угловых скоростей $${\dot{u}}_{ПР}\equiv \dot{u}$$

, ω_XП(t), ω_YП(t), ω_ZП(t) рассчитываются по формулам (11-12) путем непрерывной подстановки рассчитанных на предыдущем шаге (17) программных углов.- current values of program angular velocities $${\dot{u}}_{PR}\equiv \dot{u}$$

, ω _XП (t), ω _YП (t), ω _ZП (t) are calculated by formulas (11-12) by continuously substituting the program angles calculated at the previous step (17).

Программный поворот КА осуществляется за счет:Software rotation of the spacecraft is carried out due to:

- введения в сигналы ПМВ угловых смещений на величины программных улов ε, µ и пересчета полученных разностей (γ_ПМВ-ε) и (ϑ_ПМВ-µ) из ПСК в ОСК с учетом программного поворота КА по курсу на величину программного угла λ. Это осуществляется в МКО 9, который по окончании переходного процесса точно контролирует положение КА относительно ОСК;- introducing angular displacements into the PMW signals by the values of the program catch ε, μ and recalculating the obtained differences (γ _PMV -ε) and (ϑ _PMV -µ) from the UCS to the USC taking into account the programmed rotation of the spacecraft along the course by the value of the program angle λ. This is carried out in MCO 9, which at the end of the transition process precisely controls the position of the spacecraft relative to the USC;

- введения программных угловых скоростей (11) в сигналы стабилизации КА по скорости $$\left(\Delta {\dot{\beta }}_{П}-{\omega }_{XП}\right)$$

, $$\left(\Delta {\dot{\alpha }}_{П}-{\omega }_{YП}\right)$$

, $$\left(\Delta {\dot{\theta }}_{П}-{\omega }_{ZП}\right)$$

.- introducing programmed angular velocities (11) into spacecraft stabilization signals by speed $$\left(\Delta {\dot{\beta }}_P-{\omega }_{XP}\right)$$

, $$\left(\Delta {\dot{\alpha }}_P-{\omega }_{YP}\right)$$

, $$\left(\Delta {\dot{\theta }}_P-{\omega }_{ZP}\right)$$

.

Чтобы сохранить исходную работу БОГК в соответствии с (2) сами параметры стабилизации Δβ_П, $$\Delta {\dot{\beta }}_{П}$$

, Δα_П, $$\Delta {\dot{\alpha }}_{П}$$

, Δθ_П, $$\Delta {\dot{\theta }}_{П}$$

в процессе программных поворотов должны в точности соответствовать параметрам стабилизации Δβ, $$\Delta \dot{\beta }$$

, Δα, $$\Delta \dot{\alpha }$$

, Δθ, $$\Delta \dot{\theta }$$

«виртуального» КА, всегда ориентированного в орбитальной системе координат. Это достигается приравниванием векторов моментов управления КА в исходной орбитальной и текущей программной системах координат и соответствующими преобразованиями выходных сигналов БОГК по углу и угловой скорости в модулях МПП 23 и 24.In order to preserve the initial operation of BOGK in accordance with (2) the stabilization parameters themselves Δβ _P , $$\Delta {\dot{\beta }}_P$$

, Δα _P , $$\Delta {\dot{\alpha }}_P$$

, Δθ _P , $$\Delta {\dot{\theta }}_P$$

during program turns, they must exactly correspond to the stabilization parameters Δβ, $$\Delta \dot{\beta }$$

, Δα, $$\Delta \dot{\alpha }$$

, Δθ, $$\Delta \dot{\theta }$$

“Virtual” spacecraft, always oriented in the orbital coordinate system. This is achieved by equating the vectors of the spacecraft control moments in the original orbital and current software coordinate systems and the corresponding transformations of the BOGK output signals in angle and angular velocity in the MPP modules 23 and 24.

В процессе программного поворота в выходных сигналах БИУС появляются программные скорости движения КА - ω_XП, ω_YП, ω_ZП. Они компенсируются на сумматорах 12-14, т.к. «мешают» нормальному функционированию БОГК в режиме (2). После этого разностные сигналы, пересчитываются в МОП 22 в малые скорости ω_Xo, ω_Yo, ω_Zo «виртуального» КА относительно ОСК, что полностью удовлетворяет работе БОГК (2) и соотношениям (4).In the process of a program turn, the spacecraft program speeds — ω _XП , ω _YП , ω _ZП — appear in the output signals of the _CIUS . They are compensated on the adders 12-14, because “Interfere” with the normal functioning of BOGK in mode (2). After that, the difference signals are recalculated in MOSFET 22 at low speeds ω _Xo , ω _Yo , ω _{Zo of the} “virtual” spacecraft relative to the CCS, which fully satisfies the BOGK (2) and relations (4).

На фиг. 2-4 показаны результаты моделирования движения КА на равные программные углы и с одинаковой программной угловой скоростью по всем каналам:In FIG. Figure 2-4 shows the results of modeling the motion of the spacecraft at equal program angles and with the same program angular velocity across all channels:

В МРПД 40 рассчитаем параметры программных поворотов:In MRPD 40, we calculate the parameters of program turns:

- время поворотов в каждом канале одинаковое:

- the turn time in each channel is the same:

- программные углы в течение времени программного поворота:- program angles during the program rotation time:

На графиках сверху вниз показаны углы ориентации КА относительно ОСК, угловые скорости КА относительно ИСК в проекциях на собственные оси и угловые скорости «виртуального» КА относительно ИСК в проекциях на собственные оси. Программный поворот совершается за расчетное время, после этого имеет место небольшое перерегулирование, после завершения переходного процесса ориентация КА точно контролируется МКО 21 в положениях +15° по каждому каналу.The top-down graphs show the orientation angles of the spacecraft with respect to the CCS, the angular speeds of the spacecraft with respect to the CSI in projections onto its own axes and the angular velocities of the “virtual” spacecraft with respect to the CSI in projections on its own axes. A program turn takes place in the estimated time, after which there is a slight overshoot, after the transition process is completed, the orientation of the spacecraft is precisely controlled by the MCO 21 at + 15 ° positions for each channel.

На фиг. 5 продемонстрированно программное движение КА одновременно по курсу на -170°, по крену на +20°, по тангажу на -30° с одинаковой скоростью по каналам 0,05°/с со своими знаками.In FIG. Figure 5 shows the spacecraft programmed motion simultaneously along the -170 ° course, + 20 ° roll, and -30 ° pitch with the same speed along the 0.05 ° / s channels with their own signs.

Расчет в МРПД 40 дает:The calculation in the MRPD 40 gives:

- времена поворотов:- turnaround times:

- в течение времени программного поворота необходимо выполнять:- during the time of the program turn, it is necessary to perform:

λ=0,05·t для 0≤t≤3400 с,λ = 0.05 · t for 0≤t≤3400 s,

µ=0,05·t для 0≤t≤600 с,µ = 0.05 · t for 0≤t≤600 s,

ε=0,05·t для 0≤t≤400 сε = 0.05 · t for 0≤t≤400 s

Таким образом, система управления отрабатывает любые задания на совершение пространственных программных поворотов с сохранением устойчивого режима гирокомпасирования.Thus, the control system fulfills any tasks for making spatial programmatic turns while maintaining a stable gyrocompassing mode.

На фиг. 4 показан важный практический пример реализации системы для случая курсового программного поворота при отсутствии программных поворотов по крену и тангажу ε=µ=0. Для большей наглядности на фиг. 4 введено новое обозначение программного угла курса и программной скорости по курсу: λ=ψ_ПР, $$\dot{\lambda }={\dot{\psi }}_{ПР}$$

In FIG. Figure 4 shows an important practical example of the implementation of the system for the case of directional program turn in the absence of program turns in roll and pitch ε = µ = 0. For clarity, in FIG. 4, a new designation of the program heading angle and program speed at the heading is introduced: λ = ψ _PR , $$\dot{\lambda }={\dot{\psi }}_{PR}$$

Система для этого случая существенно упрощается. Ниже приведен вид модулей преобразования и программных скоростей.The system for this case is greatly simplified. Below is a view of conversion modules and program speeds.

Модуль МКО 21 принимает вид:MCO 21 module takes the form:

илиor

в котором пересчет сигналов ПМВ в ОСК зависит только от программного угла КА по курсу.in which the recalculation of the PMV signals in the USC depends only on the programmed spacecraft angle at the heading.

Модули прямого преобразования МПП 23, 24 принимают вид:Modules direct conversion MPP 23, 24 take the form:

При этом:Wherein:

или

or

Программная скорость КА имеет место только в канале курса, равна $${\dot{\psi }}_{ПР}$$

, а в каналах крена и тангажа обращается в ноль.The spacecraft program speed takes place only in the course channel, is equal to $${\dot{\psi }}_{PR}$$

, and in the roll and pitch channels turns to zero.

Настройки контура стабилизации принимают вид:The stabilization loop settings take the form:

Где программная скорость $${\dot{\psi }}_{ПР}$$

вводится только в курсовой канал стабилизации КА по скорости, а программные скорости КА в каналах крена и тангажа отсутствуют.Where is the program speed $${\dot{\psi }}_{PR}$$

It is entered only into the directional channel of stabilization of the spacecraft in speed, and the programmed speed of the spacecraft in the roll and pitch channels is absent.

Модуль обратного преобразования МОП с функцией В^Т, где т - знак транспонирования, принимает вид:The MOS inverse transform module with the function В ^Т , where t is the transpose sign, takes the form:

илиor

Пример поведение КА в процессе программного поворота по курсу на фиксированный угол +90° при нулевых значениях программных углов по крену и тангажу приведен на фиг. 9.An example of the behavior of a spacecraft during a program rotation in the direction of a fixed angle + 90 ° at zero values of program angles in roll and pitch is shown in FIG. 9.

Как уже отмечалось, динамика системы (отработка меняющихся во времени программных параметров по скорости) зависит только от добротности контура стабилизации.As already noted, the dynamics of the system (development of time-varying program parameters in speed) depends only on the quality factor of the stabilization circuit.

Точность системы зависит только от погрешностей ПМВ, БИУС и погрешности интегрирования, что непосредственно следует из приведенной выше системы уравнений, и поэтому соответствует точности системы управления с использованием классического БОГК.The accuracy of the system depends only on the errors PMV, CIUS and integration errors, which directly follows from the above system of equations, and therefore corresponds to the accuracy of the control system using the classic BOGK.

Диапазон программных поворотов в режиме гирокомпасирования неограничен по курсу, а по крену и тангажу ограничивается зонами линейности ПМВ, что для современных ПМВ соответствует ~12°÷30°.The range of program turns in gyrocompassing mode is unlimited in course, and in roll and pitch it is limited to zones of linearity PMV, which for modern PMVs corresponds to ~ 12 ° ÷ 30 °.

При использовании современных ПМВ ошибки ориентации КА относительно ОСК могут находиться в пределах 3÷5 угл. мин и менее, что позволяет данной системе управления конкурировать с более точными системами, например с системами астроориентации.When using modern PMV, spacecraft orientation errors with respect to the USC can be within the range of 3–5 angles. min and less, which allows this control system to compete with more accurate systems, such as astroorientation systems.

Таким образом, предложенная система пространственной ориентации космического аппарата с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса обеспечивает КА свободу программных поворотов относительно ОСК одновременно по каналам курса, тангажа и крена, сохраняя при этом устойчивую работу БОГК в режиме гирокомпасирования и устойчивое управление программным угловым положением КА в целом.Thus, the proposed spatial orientation system of the spacecraft using a strapdown orbital gyrocompass provides the spacecraft with freedom of software rotations relative to the USC simultaneously along the heading, pitch and roll channels, while maintaining stable operation of the BOGC in gyrocompassing mode and stable control of the spacecraft angular position as a whole.

Claims (1)

Система управления пространственной ориентацией космического аппарата (КА) с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса (БОГК), содержащая в канале крена построитель местной вертикали (ПМВ), а также последовательно соединенные первый сумматор, первый модуль усиления и преобразования (МУП), второй сумматор, третий сумматор, первый интегратор, выход которого подключен к второму входу первого сумматора, а также последовательно включенные модуль настройки стабилизации КА по углу в канале крена (МНК-У) и четвертый сумматор, выход которого является входом исполнительных органов (ИО) КА в канале крена, содержащая в канале курса последовательно соединенные тот же первый сумматор, второй МУП, пятый сумматор, шестой сумматор, второй интегратор, а также последовательно включенные модуль настройки стабилизации КА по углу в канале курса-рыскания (МНР-У) и седьмой сумматор, выход которого является входом ИО КА в канале курса, содержащая в канале тангажа ПМВ, а также последовательно соединенные восьмой сумматор, третий МУП, девятый сумматор, третий интегратор, выход которого подключен к второму входу восьмого сумматора, а также последовательно включенные модуль настройки стабилизации КА по углу в канале тангажа (МНТ-У) и десятый сумматор, выход которого является входом ИО КА в канале тангажа, содержащая также модули настройки контура стабилизации КА по угловой скорости МНК-С, МНР-С, МНТ-С по соответствующим каналам крена, курса-рыскания и тангажа, выходы которых подключены ко вторым входам соответственно четвертого, седьмого и десятого сумматоров, содержащая также первый и второй модули компенсации взаимовлияний каналов (МКВК), входы которых подключены к выходам первого и второго интеграторов соответственно, а выходы подключены к вторым входам соответственно шестого и третьего сумматоров, содержащая также блок гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС), отличающаяся тем, что в выходные цепи ПМВ по крену и тангажу введены сумматоры по одному на каждый канал так, что их входы подключены к соответствующим выходам ПМВ, и модуль контроля ориентации (МКО) с функцией преобразования сигналов:

где γ_ПМВ, ϑ_ПМВ - сигналы ПМВ по крену и тангажу в программной системе координат (ПСК);

_,

- сигналы ПМВ по крену и тангажу, пересчитанные к показаниям ПМВ относительно орбитальной системы координат (ОСК);
λ, µ, ε - углы программных поворотов КА относительно ОСК соответственно по курсу, тангажу и крену,
при этом первый и второй входы МКО по крену и тангажу подключены к выходам соответствующих сумматоров на выходе ПМВ, а выходы МОК по крену и тангажу подключены к входам первого и восьмого сумматоров соответственно, в выходные цепи первого, второго и третьего интеграторов введен первый модуль прямого преобразования (МПП) углов стабилизации КА, первый, второй и третий входы которого подключены к выходам первого, второго и третьего интеграторов соответственно, а выходы подключены к входам соответственно МНК-У, МНР-У и МНТ-У и выполняющий функцию:

второй МПП угловых скоростей стабилизации КА введен в выходные цепи третьего, шестого и девятого сумматоров так, что его первый, второй и третий входы подключены соответственно к выходам третьего, шестого и девятого сумматоров, а его выходы по каналам крена, курса и тангажа подключены к первым входам вновь введенных одиннадцатого, двенадцатого и тринадцатого сумматоров соответственно, выходы которых подключены к входам соответственно МНК-С, МНР-С и МНТ-С, при этом второй МПП повторяет функцию первого МПП, в выходные цепи БИУС введены четырнадцатый, пятнадцатый и шестнадцатый сумматоры, входы которых подключены к выходам БИУС соответственно по каналам крена, курса и тангажа, и модуль обратного преобразования (МОП), входы которого соединены с соответственными выходами четырнадцатого, пятнадцатого и шестнадцатого сумматоров, а его выходы соединены с входами соответственно второго, пятого и девятого сумматоров, при этом МОП выполняет функцию В^т, где т - знак транспонирования, в систему введены также блок задания программных движений (БЗПД) и модуль расчета программных движений (МРПД), вход которого подключен к выходу БЗПД, а первый, второй и третий выходы МРПД, соответствующие программным угловым скоростям КА по крену, курсу и тангажу, подключены соответственно ко вторым входам четырнадцатого, пятнадцатого и шестнадцатого сумматоров и одновременно ко вторым входам соответственно одиннадцатого, двенадцатого и тринадцатого сумматоров, а четвертый, пятый и шестой выходы МРПД, соответствующие программным углам поворота КА соответственно по крену, курсу и тангажу, подключены поканально к четвертым, пятым и шестым входам МОП, четвертым, пятым и шестым входам первого и второго МПП, а также к третьему, четвертому и пятому входам МКО, а четвертый и шестой выходы МРПД подключены ко вторым входам сумматоров на выходе ПМВ соответственно в каналах крена и тангажа, а седьмой выход МРПД подключен к третьему входу девятого сумматора и вторым входам первого и второго МКВК. The control system for the spatial orientation of the spacecraft (SC) using a strapdown orbital gyrocompass (BOGK), containing a local vertical builder (PMV) in the roll channel, as well as a series-connected first adder, first amplification and conversion module (MUP), second adder, and third adder , the first integrator, the output of which is connected to the second input of the first adder, as well as the module for stabilizing the spacecraft stabilization by the angle in the roll channel (MNK-U) and the fourth adder, you the course of which is the input of the executive bodies (IO) of the spacecraft in the roll channel, containing in the course channel the same first adder, second CBM, fifth adder, sixth adder, second integrator, as well as the spacecraft stabilization tuning module by the angle in the course channel -spray (MNR-U) and the seventh adder, the output of which is the input of the IO KA in the heading channel, containing the PMV in the pitch channel, as well as the eighth adder in series, the third CBM, the ninth adder, the third integrator, the output of which of the second is connected to the second input of the eighth adder, as well as the spacecraft stabilization adjustment module for angle in the pitch channel (MNT-U) and the tenth adder, the output of which is the input of the spacecraft’s IO in the pitch channel, which also contains modules for the adjustment of the spacecraft stabilization contour in angular velocity MNK-S, MNR-S, MNT-S through the corresponding roll, yaw and pitch channels, the outputs of which are connected to the second inputs of the fourth, seventh and tenth adders, respectively, which also contains the first and second mutually compensating modules the influence of channels (ICWC), the inputs of which are connected to the outputs of the first and second integrators, respectively, and the outputs are connected to the second inputs of the sixth and third adders, respectively, which also contains a block of gyroscopic angular velocity meters (CIU), characterized in that the roll and the adders are introduced to the pitch, one for each channel so that their inputs are connected to the corresponding PMV outputs, and an orientation control module (MCO) with a signal conversion function:

where γ _ПМВ , ϑ _ПМВ - signals ПМВ along roll and pitch in the program coordinate system (UCS);

_,

- PMV roll and pitch signals recalculated to PMV readings relative to the orbital coordinate system (OSK);
λ, µ, ε are the angles of the programmed turns of the spacecraft relative to the OSK, respectively, in the course, pitch and roll,
the first and second roll and pitch MCO inputs are connected to the outputs of the respective adders at the PMV output, and the roll and pitch IOC outputs are connected to the inputs of the first and eighth adders, respectively, the first direct conversion module is introduced into the output circuits of the first, second, and third integrators (MPP) stabilization angles of the spacecraft, the first, second and third inputs of which are connected to the outputs of the first, second and third integrators, respectively, and the outputs are connected to the inputs of respectively MNK-U, MNR-U and MNT-U and performing Theological:

the second MPP of the angular velocity of stabilization of the spacecraft is introduced into the output circuits of the third, sixth and ninth adders so that its first, second and third inputs are connected respectively to the outputs of the third, sixth and ninth adders, and its outputs are connected to the first by the roll, course and pitch channels the inputs of the newly introduced eleventh, twelfth and thirteenth adders, respectively, the outputs of which are connected to the inputs of MNK-S, MNR-S and MNT-S, respectively, while the second MPP repeats the function of the first MPP, four the eleventh, fifteenth and sixteenth adders, the inputs of which are connected to the outputs of the CIUS, respectively, through the roll, course and pitch channels, and the inverse transformation module (MOS), whose inputs are connected to the corresponding outputs of the fourteenth, fifteenth and sixteenth adders, and its outputs are connected to the inputs, respectively of the second, fifth and ninth adders, while the MOS performs the function B ^t , where t is the transpose sign, the program motion setting block (BZPD) and the program motion calculation module are also introduced into the system I (MRPD), the input of which is connected to the output of the BJPM, and the first, second and third outputs of the MPJP, corresponding to the program angular velocity of the spacecraft in roll, course and pitch, are connected respectively to the second inputs of the fourteenth, fifteenth and sixteenth adders and simultaneously to the second inputs respectively eleventh, twelfth and thirteenth adders, and the fourth, fifth and sixth MRPD outputs, corresponding to the programmed angles of rotation of the spacecraft, respectively, in roll, course and pitch, are connected channel-by-channel to the fourth, fifth and poles m inputs of the MOSFET, fourth, fifth and sixth inputs of the first and second MPP, as well as to the third, fourth and fifth inputs of the MCO, and the fourth and sixth outputs of the MPPD are connected to the second inputs of the adders at the PMV output, respectively, in the roll and pitch channels, and the seventh output MRPD is connected to the third input of the ninth adder and the second inputs of the first and second ICWC.

Images