RU2702932C1 - Method for dynamic high-accuracy orientation and stabilization of spacecraft - Google Patents

Method for dynamic high-accuracy orientation and stabilization of spacecraft Download PDF

Info

Publication number
RU2702932C1
RU2702932C1 RU2018139904A RU2018139904A RU2702932C1 RU 2702932 C1 RU2702932 C1 RU 2702932C1 RU 2018139904 A RU2018139904 A RU 2018139904A RU 2018139904 A RU2018139904 A RU 2018139904A RU 2702932 C1 RU2702932 C1 RU 2702932C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
spacecraft
gyro
engine
axis
stabilization
Prior art date
Application number
RU2018139904A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виталий Иванович Глухов
Сергей Юрьевич Коваленко
Сергей Григорьевич Макеич
Леонид Иосифович Нехамкин
Виктор Сергеевич Рябиков
Алексей Анатольевич Тарабанов
Original Assignee
Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" filed Critical Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики"
Priority to RU2018139904A priority Critical patent/RU2702932C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2702932C1 publication Critical patent/RU2702932C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G01C21/18—Stabilised platforms, e.g. by gyroscope

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

FIELD: astronautics.
SUBSTANCE: invention relates to space engineering, particularly to methods of controlling orientation and stabilization of a spacecraft. Method of dynamic high-accuracy orientation and stabilization of a spacecraft consists in using gyrodynes as actuators, which enable to provide control of a spacecraft at turns of SC on specified angles by roll, yaw and pitch. In high-dynamic mode, an engine is used in the gyro control drive, the shaft of which is connected directly to it. To stabilize the spacecraft, an engine is used in the gyro control drive, the shaft of which is connected to it via a reduction gear.
EFFECT: enabling switching of high-dynamic mode of operation of gyrodyne to a mode with high stabilization, and vice versa.
1 cl, 2 dwg

Description

НазначениеAppointment

Изобретение относится к космической технике в области динамичного управления ориентацией космического аппарата (КА) для дистанционного зондирования Земли с широким диапазоном линейного разрешения.The invention relates to space technology in the field of dynamic control of the orientation of a spacecraft (SC) for remote sensing of the Earth with a wide range of linear resolution.

Уровень техникиState of the art

Космические аппараты для дистанционного зондирования Земли используются для решения следующих задач:Spacecraft for remote sensing of the Earth are used to solve the following problems:

- контроль чрезвычайных ситуаций (наблюдение районов чрезвычайных ситуаций с целью оценки последствий стихийных бедствий, аварий, катастроф и планирования мероприятий по их ликвидации, контроль возникновения и последствий лесных пожаров);- control of emergency situations (observation of emergency areas in order to assess the consequences of natural disasters, accidents, catastrophes and planning measures to eliminate them, control the occurrence and consequences of forest fires);

- экологический контроль, охрана окружающей среды;- environmental control, environmental protection;

- информационное обеспечение рационального природопользования и хозяйственной деятельности.- information support of environmental management and economic activity.

Наиболее высокие требования по разрешающей способности, а именно, с диапазоном линейного разрешения менее 1 м (подкласс ДЗЗ - сверхвысокодетальный), выдвигаются со стороны задач контроля чрезвычайных ситуаций и экологического состояния окружающей среды (см. В.И. Куренков М.Ю. Гоголев. Методы исследования эффективности ракетно-космической техники. Самара 2012 г., стр. 11, 19), при этом должны обеспечиваться высокая точность ориентации и маневренность (скорость перенацеливания съемочной аппаратуры КА ДЗЗ) вращательного движения КА вокруг центра масс по рысканью, крену и тангажу.The highest requirements for resolution, namely, with a linear resolution range of less than 1 m (remote sensing subclass - ultra-high-detail), are put forward by the tasks of monitoring emergency situations and the ecological state of the environment (see V.I. Kurenkov M.Yu. Gogolev. Methods of researching the effectiveness of rocket and space technology (Samara 2012, p. 11, 19), while ensuring high accuracy of orientation and maneuverability (speed of retargeting of the Earth remote sensing imagery) of the rotational motion of the spacecraft around the center ACC yaw, roll and pitch.

Наряду с высокой точностью исполнительных органов, формирующих механическое воздействие на корпус КА, в системе ориентации КА необходимо обеспечить высокую точность определения положения КА в пространстве. Известные способы определения положения КА в пространстве основаны на проведении измерений относительно небесных светил (Солнца, Земли, звезд), предусматривают использование солнечных датчиков, датчиков ИК-вертикали, магнитометров, звездных датчиков (ЗД) и т.д. Предпочтение по точности отдается звездным датчикам (см. Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. Управление космическими летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1974).Along with high accuracy of the executive bodies that form the mechanical impact on the spacecraft’s body, in the spacecraft’s orientation system, it is necessary to ensure high accuracy in determining the spacecraft’s position in space. Known methods for determining the position of the spacecraft in space are based on measurements relative to celestial bodies (the Sun, the Earth, stars), include the use of solar sensors, IR vertical sensors, magnetometers, star sensors (ZD), etc. Preference for accuracy is given to stellar sensors (see Alekseev KB, Bebenin GG Control of spacecraft. M: Mashinostroenie, 1974).

Анализируя альтернативные варианты исполнительных органов, рассмотрим наиболее известную систему с газореактивными соплами или микрореактивными двигателями. Эти исполнительные органы, отбрасывая холодный или горячий газ через сопло в космическое пространство, создают силу, воздействующую на корпус КА, а поскольку запасы рабочего газа ограничены и не восполняются, то использование данной системы для длительного полета КА нецелесообразно.Analyzing alternative variants of executive bodies, we consider the most famous system with gas-jet nozzles or micro-jet engines. These executive bodies, throwing cold or hot gas through the nozzle into outer space, create a force acting on the spacecraft’s body, and since the working gas reserves are limited and not replenished, the use of this system for a long-term spacecraft flight is inappropriate.

Системам, использующим гравитационные поля, аэродинамическое давление, силы солнечной радиации, характерна лишь функция стабилизации КА в одном базовом положении: по местной вертикали - у гравитационных систем; в направлении вектора скорости полета - у аэродинамических систем и, наконец, в направлении на Солнце - у систем с «солнечными парусами». Эти системы, хотя и обладают принципиальной возможностью выполнения иных функций (предварительного успокоения, пространственных разворотов и т.д.), тем не менее, никогда для этого не используются в виду явной нецелесообразности из-за чрезмерного их усложнения (см. Гущин В.Н. Системы ориентации и стабилизации//Основы устройства космических аппаратов: Учебник для вузов. - М.: Машиностроение, 2003. - С. 241-257. - 272 с).For systems using gravitational fields, aerodynamic pressure, solar radiation forces, only the stabilization function of the spacecraft in one basic position is characteristic: along the local vertical - in gravitational systems; in the direction of the flight speed vector - in aerodynamic systems and, finally, in the direction on the Sun - in systems with “solar sails”. These systems, although they have the fundamental ability to perform other functions (preliminary reassurance, spatial turns, etc.), nevertheless, they are never used because of their obvious inexpediency due to their excessive complexity (see Gushchin V.N. Orientation and stabilization systems // Fundamentals of spacecraft: Textbook for high schools. - M.: Mechanical Engineering, 2003. - S. 241-257. - 272 s).

В настоящее время широкое распространение получили системы ориентации с использованием двигателей-маховиков и силовых гироскопов - гиродинов (см. В.Н. Васильев. Системы ориентации космических аппаратов, М., 2009, с. 58-60), которые являются одной из основных бортовых систем КА, обеспечивающих определенное положение корпуса КА в пространстве. Двигатели-маховики или гиродины устанавливаются на корпусе КА и являются исполнительными органами, обеспечивающими вращательное движение КА вокруг центра масс по рысканью, крену и тангажу (см., например, А.Г. Иосифьян, Электромеханика в космосе. «Космонавтика, астрономия» №3, 1977 г, стр. 20).At present, orientation systems using flywheel engines and power gyroscopes — gyrodines — are widely used (see VN Vasiliev. Spacecraft Orientation Systems, M., 2009, p. 58-60), which are one of the main onboard spacecraft systems providing a certain position of the spacecraft body in space. Flywheel or gyrodynamic engines are mounted on the spacecraft’s hull and are the executive bodies providing the spacecraft’s rotational motion around the center of mass along the yaw, roll and pitch (see, for example, A. G. Iosifyan, Electromechanics in space. “Cosmonautics, astronomy” No. 3 1977, p. 20).

Принцип работы этих инерционных устройств основан на законе сохранения суммарного кинетического момента «КА - исполнительные органы». Например, когда исполнительный орган раскручивается в одну сторону, то КА, соответственно, начинает крутиться в другую сторону. Если под влиянием внешних факторов КА начал разворачиваться в определенном направлении, достаточно увеличить скорость вращения маховика в ту же сторону, чтобы он скомпенсировал момент («принял вращение на себя»), и нежелательный поворот КА прекратится.The principle of operation of these inertial devices is based on the law of conservation of the total kinetic moment “KA - executive bodies”. For example, when the executive body spins in one direction, the spacecraft, accordingly, begins to spin in the other direction. If, under the influence of external factors, the spacecraft begins to turn in a certain direction, it is enough to increase the speed of rotation of the flywheel in the same direction so that it compensates for the moment (“takes the rotation on itself”), and the unwanted rotation of the spacecraft stops.

В отличие от двигателей-маховиков гиродины имеют более сложную конструкцию и систему управления, имеют большие размеры и массу, требуют длительной и плавной раскрутки ротора. Они применяются тогда, когда необходим большой управляющий момент, и используются в основных режимах ориентации КА:Unlike flywheel engines, gyrodynamics have a more complex design and control system, have large dimensions and weight, and require a long and smooth spin of the rotor. They are used when a large control moment is needed, and are used in the main modes of spacecraft orientation:

- поиск ориентиров;- search for landmarks;

- стабилизация в заданной базовой системе координат;- stabilization in a given basic coordinate system;

программные развороты.  software spreads.

В настоящее время гиродины являются основными исполнительными органами систем ориентации современных высокоманевренных космических аппаратов с длительным сроком активного существования (см. статью размещенную в интернете Акашев Д.И., Якимовский Д.О., Яковец О.Б. Силовые гироскопические комплексы для малых космических аппаратов. ФГУП «НИИ командных приборов»).At present, gyrodynes are the main executive bodies of orientation systems of modern highly maneuverable spacecraft with a long term of active existence (see the article posted on the Internet Akashev DI, Yakimovsky DO, Yakovets OB Power gyroscopic complexes for small spacecraft FSUE “Research Institute of Command Devices”).

Наиболее широкое распространение получили гиродины, обладающие двумя степенями свободы относительно корпуса КА. Одна из них связана с вращением маховика (ротора гиродина) с постоянной скоростью вокруг оси (например, в исходном номинальном положении вокруг оси OY), установленного в гироузле (например, в рамке), и создающего вектор кинетического момента Н по данной оси, а другая - с поворотом оси вращения ротора гиродина под воздействием некоторого устройства (привода), создающего вращающий момент m, т.е. с поворотом гироузла с угловой скоростью

Figure 00000001
вокруг оси OZ (оси прецессии), перпендикулярной к первой. В результате через конструкцию крепления гиродина на корпус КА в начальный момент передается управляющий момент М вокруг третьей оси (оси ОХ), равныйThe most widespread are gyrodines, which have two degrees of freedom relative to the spacecraft body. One of them is associated with the rotation of the flywheel (gyrodin rotor) with a constant speed around the axis (for example, in the initial nominal position around the OY axis) installed in the gyro node (for example, in the frame) and creates a kinetic moment vector H along this axis, and the other - with rotation of the axis of rotation of the gyrodin rotor under the influence of some device (drive) that creates a torque m, i.e. with rotation of the gyro with angular speed
Figure 00000001
around the OZ axis (precession axis), perpendicular to the first. As a result, the control moment M around the third axis (axis OX) equal to

Figure 00000002
Figure 00000002

(см. Б.В. Раушенбах, Е.Н. Токарь. Управление ориентацией космических аппаратов. Ориентация искусственных спутников в гравитационных и магнитных полях. «Наука», М, 1974. стр. 130-131).(see BV Rauschenbakh, EN Tokar. Control of the orientation of spacecraft. Orientation of artificial satellites in gravitational and magnetic fields. "Science", M, 1974. p. 130-131).

Данное управление вращением КА вокруг оси OXs в связанной системе координат принимаем за управление КА по крену и величины управляющих моментов гиродина по осям описываются следующим выражением:This control of the rotation of the spacecraft around the axis OXs in a connected coordinate system is taken as the control of the spacecraft along the roll and the values of the control moments of the gyrodin along the axes are described by the following expression:

Figure 00000003
Figure 00000003

где m - величина вращающего момент вокруг оси прецессии (ось OZs),where m is the magnitude of the torque around the axis of the precession (axis OZs),

Н - величина кинетического момента гироскопа (ось OYs),H is the magnitude of the kinetic moment of the gyroscope (axis OYs),

Figure 00000004
- угол отклонения вектора Н от исходного номинального положения,
Figure 00000004
- the angle of deviation of the vector N from the initial nominal position,

Figure 00000001
- угловая скорость поворота гироузла.
Figure 00000001
- the angular velocity of rotation of the gyro.

(см. Петрищев В.Ф. Элементы теории гироскопа и его применение для управления космическими аппаратами: Учебное пособие. Самарский государственный аэрокосмический университет. Самара, 2004. с. 59-61).(see. Petrishchev V.F. Elements of the theory of a gyroscope and its application for controlling spacecraft: Textbook. Samara State Aerospace University. Samara, 2004. P. 59-61).

Аналогично, выражению управления КА по крену, величины управляющих моментов по рысканью и тангажу относительно исходного номинального положения описываются следующими выражениями:Similarly, the spacecraft roll control expression, yaw and pitch control moments relative to the initial nominal position are described by the following expressions:

- величины управляющих моментов по осям гиродина по рысканью:- the magnitude of the control moments along the axes of the gyrodine along the yaw:

Figure 00000005
Figure 00000005

где m - величина вращающего момент вокруг оси прецессии (ось OXs),where m is the magnitude of the torque around the axis of the precession (axis OXs),

Н - величина кинетического момента гироскопа (ось OZs),H is the magnitude of the kinetic moment of the gyroscope (axis OZs),

Figure 00000004
- угол отклонения вектора Н от исходного номинального положения,
Figure 00000004
- the angle of deviation of the vector N from the initial nominal position,

Figure 00000006
- угловая скорость поворота гироузла;
Figure 00000006
- the angular velocity of rotation of the gyro;

- величины управляющих моментов по осям гиродина по тангажу:- the magnitude of the control moments along the axes of the gyrodiin pitch:

Figure 00000007
Figure 00000007

где m - величина вращающего момент вокруг оси прецессии (ось OYs),where m is the magnitude of the torque around the axis of the precession (axis OYs),

Н - величина кинетического момента гироскопа (ось OXs),H is the magnitude of the kinetic moment of the gyroscope (axis OXs),

Figure 00000004
- угол отклонения вектора Н от исходного номинального положения,
Figure 00000004
- the angle of deviation of the vector N from the initial nominal position,

Figure 00000008
- угловая скорость поворота гироузла.
Figure 00000008
- the angular velocity of rotation of the gyro.

На практике для обеспечения высокой надежности КА используют избыточную систему гиродинов, в которой число гиродинов больше трех (см. В.Н. Васильев. Системы ориентации космических аппаратов, М., 2009, с. 184-188). При этом наибольший интерес представляют системы из четырех гиродинов, обладающих минимальной избыточностью, т.е. минимальной массой и в то же время сохраняющих работоспособность при отказе одного гиродина, повышая, тем самым, надежность КА.In practice, to ensure high reliability of the spacecraft, an excess gyrodin system is used, in which the number of gyrodines is more than three (see V.N. Vasiliev. Spacecraft orientation systems, M., 2009, p. 184-188). In this case, the systems of four gyrodines with minimal redundancy, i.e. minimum mass and at the same time maintaining operability in case of failure of one gyrodine, thereby increasing the reliability of the spacecraft.

Практическая реализация избыточной системы гиродинов связана с необходимостью обеспечения закона управления гиродинами. Управление системой гиродинов осуществляется от микро ЭВМ и следует отметить, что при использовании компланарной и тетраэдрной конфигурации минимально избыточной системы, время переориентации для компланарной схемы вдвое меньше, чем для тетраэдрной схемы. Это объясняется тем, что для компланарной схемы алгоритмы управления гиродинами являются более простыми и одновременно более эффективными вследствие простой геометрической организации системы, допускающей наглядную интерпретацию поведения коллинеарных пар гиродинов в ходе управления (см. Л. В. Шипулина, О. А. Татаринова, Ю. Н. Корытко. Управление переориентацией космического аппарата с ограничением на ориентацию. В1 сник НТУ «ХП1». Cepia: Системний аналiз, управлiння та iнформацiйнi

Figure 00000009
- X.: НТУ «ХП1», 2013. - №62 (1035). - С. 48-52.).The practical implementation of the excess system of gyrodines is associated with the need to ensure the law of gyrodynamic control. The system of gyrodines is controlled from a microcomputer and it should be noted that when using the coplanar and tetrahedral configuration of a minimally redundant system, the reorientation time for a coplanar scheme is half that for a tetrahedral scheme. This is explained by the fact that for a coplanar scheme, gyrodynamic control algorithms are simpler and simultaneously more efficient due to the simple geometric organization of the system that allows a clear interpretation of the behavior of collinear gyrodin pairs during control (see L.V. Shipulina, O.A. Tatarinova, Yu N. Korytko. Management of reorientation of a spacecraft with a restriction on orientation. V1 NTU “KhP1.” Cepia: System analysis, control and information
Figure 00000009
- X .: NTU "KhP1", 2013. - No. 62 (1035). - S. 48-52.).

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является способ возможности влияния линейного привода вращения рамки гиродина на улучшение качества управления КА (Зуев И.Н., Бутаков А.Н. Возможности влияния линейного привода вращения рамки гиродина на улучшение качества управления КА. ОАО «НПЦ «Полюс», 634050, Россия, г. Томск, пр. Кирова, 56 «в». XIV Международная научно-практическая конференция «Современные техника и технологии»), взятое за прототип.Closest to the proposed invention is a method for the possibility of the influence of the linear drive of rotation of the gyrodynamic frame on improving the quality of control of the spacecraft (Zuev I.N., Butakov A.N. , 634050, Russia, Tomsk, Kirova Ave. 56 “c.” XIV International Scientific and Practical Conference “Modern Techniques and Technologies”), taken as a prototype.

Сущность работы прототипа заключается в том, что в качестве электромеханического исполнительного органа системы ориентации и стабилизации КА используется силовое гироскопическое устройство - гиродин. Рассматривается способ, позволяющий увеличить точность ориентации (стабилизации) КА путем соответствующего управления гиродином, который конструктивно выполнен в виде моноблока, имеющем в своем составе двигатель-маховик (ДМ), помещенный в гироузел, привод вращения которого состоит из двигателя и редуктора, датчика угла поворота и электронного формирователя управляющих сигналов. Гиродин обладает двумя степенями свободы относительно корпуса КА. Одна из них связана с вращением маховика ДМ с постоянной скоростью (силовой гироскоп) вокруг данной оси гироскопа, а другая - с вращением гироузла двигателем через редуктор вокруг оси прецессии, которая перпендикулярна оси гироскопа, т.е. с поворотом оси вращения гироскопа вокруг оси прецессии. Выходным параметром гиродина является управляющий момент М в соответствии с выражением (1). Радикальным способом повышения точности стабилизации КА в прототипе является замена шагового привода вращения гироузла на линейный привод с большой кратностью регулирования. Наличие двигателя и редуктора в приводе гироузла позволяет получить низкую скорость вращения гироузла, обеспечивая тем самым высокую точность стабилизации КА, однако при перенацеливании КА на объект наличие редуктора снижает скорость двигателя, обеспечивающего вращение гироузла, и увеличивает время перенацеливания КА, т.е. снижает динамику движения (маневренность) КА.The essence of the prototype is that as a electromechanical executive body of the spacecraft orientation and stabilization system, a power gyroscopic device, gyrodin, is used. We consider a method that allows you to increase the accuracy of orientation (stabilization) of the spacecraft by appropriate control of the gyrodin, which is structurally made in the form of a monoblock, incorporating a flywheel engine (DM), placed in a gyro unit, the rotation drive of which consists of an engine and gearbox, a rotation angle sensor and an electronic driver of control signals. Gyrodin has two degrees of freedom relative to the spacecraft body. One of them is associated with the rotation of the DM flywheel at a constant speed (power gyroscope) around a given axis of the gyroscope, and the other is associated with the rotation of the gyro by the engine through a gearbox around the precession axis, which is perpendicular to the axis of the gyroscope, i.e. with rotation of the axis of rotation of the gyroscope around the axis of the precession. The output parameter of the gyrodine is the control moment M in accordance with the expression (1). A radical way to increase the accuracy of stabilization of the spacecraft in the prototype is to replace the step drive of rotation of the gyro with a linear drive with a large frequency of regulation. The presence of an engine and a reducer in the gyro drive allows one to obtain a low gyro rotation speed, thereby ensuring high accuracy of stabilization of the spacecraft, however, when the spacecraft is redirected to the object, the presence of a reducer reduces the speed of the engine, which ensures gyro rotation, and increases the redirection time of the spacecraft, i.e. reduces the dynamics of motion (maneuverability) of the spacecraft.

Целью предлагаемого способа динамичной высокоточной ориентации и стабилизации космического аппарата является повышение динамики движения КА при высокой точности стабилизации.The aim of the proposed method of dynamic high-precision orientation and stabilization of the spacecraft is to increase the dynamics of the spacecraft with high accuracy of stabilization.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Поставленная цель достигается благодаря обеспечению управления вращением гироузла в режиме точной стабилизации - от двигателя через редуктор, или в динамичном режиме - от двигателя напрямую. Двигатель с редуктором, для обеспечения высокой точности стабилизации КА, может применяться в высокоточном прецизионном исполнении с малыми массой и габаритами, т.к. при стабилизации КА требуется снижение управляющего момента гиродина на КА и, в соответствии с выражением (1), достигается низкой скоростью вращения гироузла гиродина.This goal is achieved by providing control of the rotation of the gyro in the exact stabilization mode - from the engine through the gearbox, or in dynamic mode - from the engine directly. The engine with gearbox, to ensure high accuracy of stabilization of the spacecraft, can be used in high-precision precision design with low weight and dimensions, because during stabilization of the spacecraft, a decrease in the control torque of the gyrodin on the spacecraft is required and, in accordance with expression (1), a low rotation speed of the gyro gyrodin is achieved.

Двигатель, управляющий вращением гироузла напрямую (т.е. без редуктора, снижающего его выходную скорость), обеспечивает высокую скорость вращения гироузла гиродина, который создает большой управляющий момент на КА и, тем самым, обеспечивает высокую динамику КА поиска ориентиров.The engine that controls the rotation of the gyro directly (i.e., without a gearbox that reduces its output speed) provides a high speed of rotation of the gyro gyro node, which creates a large control moment on the spacecraft and, thus, provides high dynamics for the search for landmarks.

Способ динамичной высокоточной ориентации и стабилизации космического аппарата заключается в обеспечении поворота КА на заданные углы по крену, рысканью и тангажу посредством исполнительных органов - гиродинов, содержащих двигатели-маховики, помещенные в гироузлы, имеющие возможность управляемого контролируемого вращения. При этом ротор каждого двигателя-маховика раскручивают до заданной максимальной постоянной скорости, получая в результате гироскоп. Двигателем через редуктор обеспечивают вращение каждого гироузла вокруг своей оси прецессии, перпендикулярной оси гироскопа. Тем самым создают управляющие механические моменты гиродинов по связанным осям КА и стабилизацию положения КА. По достижении стабилизации КА, по каждой оси прецессии вводят в действие второй двигатель - безредукторный, расположенный на одной оси с редуктором первого двигателя, и синхронизируют угловую скорость безредукторного двигателя с угловой скоростью выходного вала редуктора. После этого отсоединяют редуктор от гироузла, подсоединяют к нему вал безредукторного двигателя и продолжают управление космическим аппаратом в высокодинамичном режиме, обеспечивающим поворот КА на заданные углы по крену, рысканью и тангажу.A method of dynamic high-precision orientation and stabilization of the spacecraft is to ensure the spacecraft rotates at predetermined angles along the roll, yaw and pitch by means of executive bodies - gyrodynes containing flywheel engines placed in gyro units with the possibility of controlled controlled rotation. At the same time, the rotor of each flywheel engine is untwisted to a predetermined maximum constant speed, resulting in a gyroscope. The engine through the gearbox ensures the rotation of each gyro node around its axis of precession, perpendicular to the axis of the gyroscope. This creates the controlling mechanical moments of the gyrodines along the connected axes of the spacecraft and stabilization of the position of the spacecraft. When stabilization of the spacecraft is achieved, a second motor — a gearless motor located on the same axis as the gearbox of the first motor — is put into operation on each axis of the precession, and the angular velocity of the gearless motor is synchronized with the angular velocity of the gearbox output shaft. After that, the gearbox is disconnected from the gyro, the gearless motor shaft is connected to it and the spacecraft continues to be controlled in a highly dynamic mode, which ensures the rotation of the spacecraft at given angles in roll, yaw and pitch.

Способ динамичной высокоточной ориентации и стабилизации космического аппарата может быть реализован следующими последовательными операциями:The method of dynamic high-precision orientation and stabilization of the spacecraft can be implemented by the following sequential operations:

1) Подают команды управления микро ЭВМ формирователя сигналов управления по крену, рысканью и тангажу в электронный формирователь управляющих сигналов (ФУС) гиродинов (каждый гиродин содержит двигатель-маховик, помещенный в гироузел; привод вращения гироузла, состоящий из первого двигателя с редуктором; датчик угла поворота гироузла).1) The control commands of the microcomputer of the shaper of the control signals for roll, yaw and pitch are sent to the electronic control signal shaper (FUS) of the gyrodines (each gyrodine contains a flywheel engine placed in the gyro; a gyro rotation drive consisting of a first motor with a gearbox; an angle sensor turning the gyro).

2) Плавно раскручивают по сигналу ФУС двигателем-маховиком ротор гиродина вокруг оси гироскопа до заданной максимальной постоянной скорости, получая в результате гироскоп.2) The gyro rotor around the axis of the gyroscope to a predetermined maximum constant speed is smoothly untwisted by the FUS signal with a flywheel engine to produce a gyroscope.

3) Первым двигателем по сигналу ФУС через редуктор обеспечивают вращение гироузла вокруг оси прецессии, перпендикулярной оси гироскопа, создавая, тем самым, управляющие механические моменты гиродинов по связанным осям КА, обеспечивая этим высокую точность стабилизации КА.3) According to the FUS signal, the first engine rotates the gyro node around the precession axis perpendicular to the gyroscope axis through the gearbox, thereby creating controlling mechanical moments of the gyrodynes along the connected axes of the spacecraft, thereby ensuring high accuracy of stabilization of the spacecraft.

4) По получении стабилизации раскручивают по сигналу ФУС второй двигатель вокруг оси прецессии, расположенный по одной оси прецессии с первым двигателем и редуктором. Синхронизируют угловую скорость выходного вала редуктора с угловой скоростью вала второго двигателя.4) Upon stabilization, the second engine around the precession axis, located along the same precession axis with the first engine and gearbox, is unwound according to the FSF signal. Synchronize the angular velocity of the output shaft of the gearbox with the angular velocity of the shaft of the second engine.

5) Разъединяют по сигналу ФУС первое разъединительно-соединительного устройство, соединяющее выход редуктора с гироузлом и соединяют по сигналу ФУС второе разъединительно-соединительное устройство, соединяющее вал второго двигателя с гироузлом.5) The first disconnecting and connecting device connecting the output of the gearbox with the gyro is disconnected by the FSF signal, and the second disconnecting and connecting device connecting the shaft of the second engine with the gyro is connected by the FSF signal.

6) Управляют вторым двигателем по сигналу ФУС вращением вокруг оси прецессии гироузла, создавая, тем самым, управляющие механические моменты гиродинов по связанным осям КА и обеспечивая высокую динамику ориентации КА при повороте на заданные углы по крену, рысканью и тангажу.6) The second engine is controlled according to the FUS signal by rotation around the precession axis of the gyro node, thereby creating controlling mechanical moments of the gyrodynes along the connected axes of the spacecraft and providing high dynamics of the orientation of the spacecraft when turning at given angles along roll, yaw and pitch.

7) Синхронизируют перед началом стабилизации КА угловую скорость выходного вала редуктора с угловой скоростью вала второго двигателя.7) Synchronize before the stabilization of the spacecraft, the angular velocity of the output shaft of the gearbox with the angular velocity of the shaft of the second engine.

8) Разъединяют по сигналу ФУС второе разъединительно-соединительное устройство и соединяют по сигналу ФУС первое разъединительно-соединительное устройство, соединяющее выходной вал редуктора с гироузлом, для обеспечения высокой точности ориентации КА.8) The second disconnecting and connecting device is disconnected by the FSF signal and the first disconnecting and connecting device connecting the output shaft of the gearbox with the gyro is connected by the FSF signal to ensure high accuracy of the spacecraft orientation.

Графические иллюстрацииGraphic illustration

Изобретение проиллюстрировано графическими фигурами Фиг. 1 и Фиг. 2.The invention is illustrated in the graphic figures of FIG. 1 and FIG. 2.

На приведенной графической фиг.1 приведен пример структурной схемы для реализации заявляемого способа динамичной высокоточной ориентации и стабилизации космического аппарата, в которой используется избыточная система из четырех гиродинов, и содержащей составляющие, обозначенные позициями:The graphical figure 1 shows an example of a structural diagram for implementing the inventive method of dynamic high-precision orientation and stabilization of a spacecraft in which an excess system of four gyrodines is used, and containing components indicated by the positions:

- ДМ - двигатель-маховик -1;- DM - engine-flywheel -1;

- Гироузел (например, одностепенный подвес рамки) -2;- The gyro (for example, a single-stage suspension of the frame) -2;

- Д1 - первый двигатель - 3;- D1 - the first engine - 3;

- Редуктор - 4;- Reducer - 4;

- ДУПГ (датчик угла поворота гироузла) -5;- DUPG (gyro rotation angle sensor) -5;

- ФУС (электронный формирователь управляющих сигналов) - 6;- FUS (electronic driver of control signals) - 6;

- Гиродин 1-7;- Gyrodin 1-7;

- Корпус космического аппарата -8;- Spacecraft body -8;

- Д2 - второй двигатель - 9;- D2 - the second engine - 9;

- РСУ1 (первое разъединительно-соединительное устройство) - 10;- DCS1 (first disconnecting and connecting device) - 10;

- РСУ2 (второе разъединительно-соединительное устройство) - 11;- DCS2 (second disconnecting and connecting device) - 11;

- Формирователь сигналов управления по крену, рысканью и тангажу, имеющий в своем составе микро ЭВМ (контроллер системы ориентации) -12;- Shaper of control signals for roll, yaw and pitch, incorporating micro-computers (orientation system controller) -12;

- Гиродин 2-13;- Gyrodin 2-13;

- Гиродин 3-14;- Gyrodin 3-14;

- Гиродин 4-15.- Gyrodin 4-15.

На приведенной графической фиг. 2 расположение четырех гиродинов избыточной системы (примера структурной схемы) представлено в виде двух типовых групп гиродинов с параллельными осями прецессии, при этом начала всех кинетических моментов гироскопов Hi приведены в общую точку О (см. В.Н. Васильев. Системы ориентации космических аппаратов, М., 2009, с. 184-188). Векторы кинетических моментов гироскопов (H1, Н2) первой группы гиродинов вращаются в координатной плоскости OXY, а второй (Н3, Н4) - в координатной плоскости OXZ.In the graphic of FIG. Figure 2 shows the location of the four gyrodines of the redundant system (an example of a structural diagram) presented in the form of two typical groups of gyrodines with parallel precession axes, while the beginnings of all kinetic moments of the gyroscopes Hi are brought to a common point O (see VN Vasiliev. Spacecraft orientation systems, M., 2009, p. 184-188). The kinetic moment vectors of the gyroscopes (H 1 , H 2 ) of the first group of gyrodynes rotate in the OXY coordinate plane, and the second (H 3 , H 4 ) - in the OXZ coordinate plane.

Пример реализации способаAn example implementation of the method

После отделения КА от ракеты или разгонного блока, процесс приведения и последующая стабилизация КА в орбитальной системе координат OXoYoZo, определение в связанной системе координат КА OXsYsZs углов:After separation of the spacecraft from the rocket or booster block, the reduction process and subsequent stabilization of the spacecraft in the OXoYoZo orbital coordinate system, determination of the angles in the associated spacecraft coordinate system OXsYsZs:

- крен - вращение вокруг оси OXs;- roll - rotation around the axis OXs;

- рыскание - вращение вокруг оси OYs;- yaw - rotation around the axis OYs;

- тангаж - вращение вокруг оси OZs- pitch - rotation around the axis OZs

описаны в патенте, РФ №2618664, и осуществляется по сигналам микро ЭВМ формирователя сигналов управления по крену, рысканью и тангажу 12. В качестве микро ЭВМ можно использовать, например, отечественные однокристальные микро ЭВМ серии 1816, которые включают в себя следующие неотъемлемые элементы: микропроцессор, ОЗУ, ПЗУ, устройства ввода и вывода данных (см. патент, РФ, N 2571728).described in the patent, RF №2618664, and is carried out according to the microcomputer signals of the shaper of control signals for roll, yaw and pitch 12. As a microcomputer, you can use, for example, domestic single-chip microcomputer series 1816, which include the following integral elements: microprocessor , RAM, ROM, data input and output devices (see patent, RF, N 2571728).

На современных КА для ДЗЗ в формирователь сигналов управления по крену, рысканью и тангажу 12, как правило, также входит бесплатформенная система ориентации и блок звездных датчиков, которые являются наиболее точными, в виду того, что звезды считаются бесконечно удаленными объектами, положение которых в инерциальной системе координат не меняются. Описание приведено в патенте, РФ, 2517018.On modern spacecraft for remote sensing, the roll signal, yaw and pitch 12, as a rule, also include a strapdown orientation system and a block of star sensors, which are the most accurate, since stars are considered to be infinitely distant objects whose position is inertial coordinate system does not change. The description is given in the patent, RF, 2517018.

На фиг. 1 представлена система из четырех гиродинов 17, 13, 14, 15, обладающая минимальной избыточностью и достаточно высокой надежностью и как было отмечено в описании заявки выше, при использовании компланарной и тетраэдрной конфигурации минимально избыточной системы, время переориентации для компланарной схемы вдвое меньше, чем для тетраэдрной схемы, поэтому в примере рассматривается перспективная гиросиловая система ориентации КА, в состав которой входят две ортогонально расположенные группы гиродинов по два одинаковых гиродина с параллельными осями (одна группа гиродины 7, 13, а вторая - гиродины 14, 15), векторы кинетических моментов гироскопов которых графически представлены на фиг. 2.In FIG. 1 shows a system of four gyrodynes 17, 13, 14, 15, which has minimal redundancy and sufficiently high reliability, and as noted in the description of the application above, when using the coplanar and tetrahedral configuration of the minimum redundant system, the reorientation time for the coplanar scheme is half that tetrahedral scheme, therefore, in the example, a perspective gyro-power orientation system of the spacecraft is considered, which includes two orthogonally located groups of gyrodines, two identical gyrodines with parallel axes (one group of gyrodines 7, 13, and the second - gyrodines 14, 15), the kinetic moment vectors of gyroscopes of which are graphically presented in FIG. 2.

В виду того, что в примере на фиг. 1 используются одинаковые гиродины, то рассматривается работа одного гиродина 7, а остальные гиродины 13, 14, 15 работают аналогично.In view of the fact that in the example of FIG. 1, the same gyrodines are used, then the work of one gyrodine 7 is considered, and the remaining gyrodines 13, 14, 15 work similarly.

По команде микро ЭВМ формирователя сигналов управления по крену, рысканью и тангажу 12, поступающему в ФУС 6, выходным сигналом ФУС 6 двигатель-маховик 1 плавно раскручивается до заданного максимального значения, и представляет собой гироскоп, крутящийся с постоянной скоростью вокруг оси гироскопа, и создающий вектор кинетического момента H1 по данной оси. Вращающийся гироскоп устанавливается внутри гироузла 2, который имеет возможность под воздействием вращающего момента m поворачиваться вокруг оси прецессии (ось OZs), всегда перпендикулярной вектору Hi (оси гироскопа). Гироузел 2 установлен на корпусе КА таким образом, что при повороте гироузла 2 с угловой скоростью

Figure 00000010
(темп нарастания
Figure 00000011
определяется величиной m) угол
Figure 00000004
между вектором H1 и осью OYs изменяется и на корпус КА 8 через конструкцию крепления гироузла 2 передаются управляющие механические моменты MOXs, MOYs, MOZs в соответствии с выражением (2), позволяющие обеспечить поворот КА на заданные углы, контролируемые ДУПГ 5.At the command of the microcomputer of the shaper of the control signals for roll, yaw and pitch 12, which enters the FUS 6, the output signal of the FUS 6, the engine-flywheel 1 smoothly untwists to a predetermined maximum value, and is a gyroscope rotating at a constant speed around the axis of the gyroscope, and creating vector of kinetic momentum H 1 on this axis. A rotating gyroscope is installed inside gyro 2, which, under the influence of a torque m, can rotate around the precession axis (OZs axis), always perpendicular to the Hi vector (gyro axis). The gyro 2 is mounted on the spacecraft’s body in such a way that when the gyro 2 is rotated at an angular velocity
Figure 00000010
(slew rate
Figure 00000011
determined by m) angle
Figure 00000004
between the vector H 1 and the axis OYs it changes and the mechanical spacecraft M OXs , M OYs , M OZs are transmitted to the spacecraft 8 body via the gyro attachment structure 2 in accordance with expression (2), which allows the spacecraft to rotate by predetermined angles controlled by DPS 5.

Таким образом, с учетом того, что положение вектора управляющего момента M1 меняется и зависит от угла отклонения вектора H1 от исходного номинального положения

Figure 00000004
, то как результат проектирования вектора M1 на оси OXs и OYs по данным осям, в соответствии с выражением (2), создаются силовые управляющие моменты MOXs (по крену) и MOYs (по рысканью), пропорциональные соответственно косинусу и синусу угла
Figure 00000004
Т.е. при изменении угла
Figure 00000004
от исходного номинального положения до 90° модуль управляющего момента MOXs (по крену) изменяется от максимального
Figure 00000012
до нулевого значения.Thus, taking into account the fact that the position of the vector of the control moment M 1 changes and depends on the angle of deviation of the vector H 1 from the initial nominal position
Figure 00000004
, then as a result of designing the vector M 1 on the axis OXs and OYs along these axes, in accordance with expression (2), force control moments M OXs (along the roll) and M OYs (along the yaw) are proportional to the cosine and sine of the angle, respectively
Figure 00000004
Those. when changing angle
Figure 00000004
from the initial nominal position to 90 °, the control torque module M OXs (roll) changes from the maximum
Figure 00000012
to zero.

С течением определенного времени корпус приобретает некоторую «паразитную» угловую скорость вокруг оси, направление которой определяется направлением суммарного возмущающего момента в виде кинетического момента. Поэтому требуется включение второго контура системы исполнительных органов (см. Б.В. Раушенбах, Е.Н. Токарь. Управление ориентацией космических аппаратов. Ориентация искусственных спутников в гравитационных и магнитных полях. «Наука», М., 1974. стр. 132) для периодической разгрузки накапливаемой постоянной составляющей (компенсации некоторого постоянного внешнего воздействия). Второй контур системы исполнительных органов может быть выполнен, например, в виде магнитной системы сброса кинетического момента (см. патент. РФ, 2625687) и входит (на фиг.1) в формирователь сигналов управления по крену, рысканью и тангажу 12.Over time, the body acquires a certain “stray” angular velocity around the axis, the direction of which is determined by the direction of the total disturbing moment in the form of a kinetic moment. Therefore, the inclusion of the second circuit of the system of executive bodies is required (see BV Rauschenbakh, EN Tokar. Control of the orientation of spacecraft. Orientation of artificial satellites in gravitational and magnetic fields. Nauka, Moscow, 1974. p. 132) for periodic unloading of the accumulated constant component (compensation of some constant external influence). The second circuit of the system of executive bodies can be performed, for example, in the form of a magnetic system for resetting the kinetic moment (see patent. RF, 2625687) and is included (in Fig. 1) in the shaper of control signals for roll, yaw and pitch 12.

Значение угла отклонения вектора H1 от исходного номинального положения

Figure 00000004
задает микро ЭВМ формирователя сигналов управления по крену, рысканью и тангажу 12 и обеспечивается приводом гироузла 2, состоящего из первого двигателя Д1 3, на валу которого установлен редуктор 4, выходной вал которого через первое разъединительно-соединительное устройство РСУ1 10 в режиме соединения подсоединен к гироузлу 2. Важно отметить, что угловая скорость поворота гироузла
Figure 00000013
не зависит от кинетического момента H1 и при незначительной величине момента m, определяемого темп нарастания
Figure 00000014
можно получить в соответствии с выражением (1) большие моменты М за счет увеличения кинетического момента гироскопа Н1 The value of the angle of deviation of the vector H 1 from the initial nominal position
Figure 00000004
sets the microcomputer of the shaper of the control signals for roll, yaw and pitch 12 and is provided with a gyro drive 2, consisting of the first engine D1 3, on the shaft of which a gear 4 is installed, the output shaft of which through the first disconnecting and connecting device RSU1 10 is connected to the gyro in the connection mode 2. It is important to note that the angular velocity of rotation of the gyro
Figure 00000013
independent of the kinetic momentum H 1 and with an insignificant momentum m determined by the rate of rise
Figure 00000014
in accordance with expression (1), large moments M can be obtained by increasing the kinetic moment of the gyroscope H 1

Первый двигатель Д1 3 и первое РСУ1 10 управляются сигналами ФУС 6 по командам микро ЭВМ формирователя сигналов управления по крену, рысканью и тангажу 12. В качестве разъединительно-соединительного устройства можно использовать, например, управляемую муфту, снабженную специальным соединительным элементом, который обеспечивает управление соединением и разъединением валов (см. ГОСТ Р 50371-92. Муфты механические общемашиностроительного применения.)The first engine D1 3 and the first DCS1 10 are controlled by the FUS 6 signals according to the commands of the microcomputer of the roll control, yaw and pitch 12 control signal generator. As a disconnecting and connecting device, for example, a controlled coupling equipped with a special connecting element that provides connection control can be used and separation of shafts (see GOST R 50371-92. Mechanical couplings for general engineering applications.)

Известно, что у редуктора в зависимости от передаточного числа (отношения скорости вращения вала на входе к скорости вращения вала на выходе) его КПД, равный отношению механической выходной мощности к входной мощности, может изменяться, однако для выбранного постоянного значения передаточного числа редуктора он является величиной постоянной (см. ГОСТ Р 50891-96, разработанный Всероссийским научно-исследовательским институтом стандартизации и сертификации в машиностроении). Благодаря использованию редуктора 4, у которого низкая скорость вращения вала на выходе, можно достигать низкую скорость поворота гироузла 2, в результате чего снижается управляющий момент гиродина1 7 на КА, и, тем самым, обеспечивается высокая точность стабилизации (наведения на цель) КА. Однако, низкая скорость поворота гироузла 2 ухудшает динамику переориентации (скорость поиска ориентиров низкая) КА. Для устранения этого недостатка в режиме переориентации и достижения высокой динамики в приводе гироузла 2 второй двигатель Д2 9 соединяется с гироузлом 2 напрямую через второй РСУ2 11, выполненный аналогично первому РСУ1 10. Управление второго двигателя Д2 9 и второго РСУ2 11 осуществляется сигналами ФУС 6 по командам микро ЭВМ формирователя сигналов управления по крену, рысканью и тангажу 12.It is known that depending on the gear ratio (the ratio of the shaft rotation speed at the input to the shaft rotation speed at the output), the gearbox efficiency, which is equal to the ratio of the mechanical output power to the input power, can vary, however, for a selected constant gear ratio, it is constant (see GOST R 50891-96, developed by the All-Russian Scientific Research Institute of Standardization and Certification in Mechanical Engineering). Due to the use of a gearbox 4, which has a low output shaft rotation speed, it is possible to achieve a low rotation speed of the gyro node 2, as a result of which the control torque of the gyrodyn1 7 on the spacecraft is reduced, and, thereby, the satellite’s stabilization (aiming) accuracy is high. However, the low rotation speed of gyro 2 worsens the dynamics of reorientation (the search speed of landmarks is low) of the spacecraft. To eliminate this drawback in the reorientation mode and achieve high dynamics in the drive of the gyro 2, the second D2 9 engine is connected to the gyro 2 directly through the second DCS2 11, performed similarly to the first DCS1 10. The second D2 9 engine and the second DCS2 11 are controlled by FUS 6 signals according to the commands micro computers of the roll signal of control over roll, yaw and pitch 12.

Разъединение РСУ1 10 и затем соединение РСУ2 11 осуществляется после синхронизации угловой скорости выходного вала редуктора 4 с угловой скоростью вала второго двигателя Д2 9, путем сравнения скоростей вращения первого Д1 3 и второго Д2 9 двигателей в микро ЭВМ формирователя сигналов управления по крену, рысканью и тангажу 12 (двигатели могут иметь, например, встроенный датчик частоты вращения ротора, как, например, в управляемом моментном бесконтактном двигателе постоянного тока двигателя-маховика ДМ1-20, выпускаемом в АО "Корпорация "ВНИИЭМ", г. Москва).The separation of the DCS1 10 and then the connection of the DCS2 11 is carried out after synchronizing the angular velocity of the output shaft of the gearbox 4 with the angular velocity of the shaft of the second engine D2 9, by comparing the rotation speeds of the first D1 3 and second D2 9 engines in the microcomputer of the roll signal, yaw and pitch control 12 (engines can have, for example, a built-in rotor speed sensor, as, for example, in a controlled torque non-contact direct current motor of a flywheel engine DM1-20, manufactured by JSC "VNIIEM Corporation", oscow).

В режиме, когда второй двигатель Д2 9 соединен напрямую (без редуктора, снижающего его выходную скорость) с гироузлом 2, обеспечивается высокая скорость вращения гироузла 2, в результате чего формируется большой управляющий момент гиродина 7 и обеспечивается динамичная (высокоскоростная) переориентации КА на объект.In the mode when the second engine D2 9 is connected directly (without a gearbox that reduces its output speed) to the gyro 2, a high rotation speed of the gyro 2 is ensured, as a result of which a large control moment of the gyrodin 7 is formed and a dynamic (high-speed) reorientation of the spacecraft to the object is ensured.

При переходе на режим стабилизации КА, который описан выше, осуществляется синхронизация угловой скорости вала второго двигателя Д2 9 с угловой скоростью выходного вала редуктора 4, разъединение РСУ2 11 и затем соединение РСУ1 10.When switching to the stabilization mode of the spacecraft, which is described above, the angular velocity of the shaft of the second engine D2 9 is synchronized with the angular velocity of the output shaft of the gearbox 4, disconnecting the DCS2 11 and then connecting the DCS1 10.

Парное расположение гиродинов 7, 13 (или гиродинов 14, 15) в одной координатной плоскости с параллельными осями прецессии, при выполнении условия одновременного раскручивания пары гироскопов в разных направлениях, позволяет обеспечить отсутствие механического вращательного воздействия на КА вокруг центра масс в течение всего временного интервала процесса раскручивания.The pairwise arrangement of gyrodin 7, 13 (or gyrodin 14, 15) in the same coordinate plane with parallel precession axes, provided that the conditions for simultaneously untwisting a pair of gyroscopes in different directions, ensure the absence of mechanical rotational action on the spacecraft around the center of mass during the entire time interval of the process untwisting.

Таким образом, для получения динамичной ориентации (сокращения времени перенацеливания на объект) КА, управление угловой скоростью поворота гироузла гиродина вокруг оси прецессии от двигателя осуществляют напрямую с целью обеспечения высокой угловой скорости гироузла гиродина и большого управляющего момента на КА, а для получения высокоточной стабилизации КА управление угловой скоростью поворота гироузла гиродина вокруг оси прецессии от двигателя осуществляют через редуктор с целью получения низкой (прецизионной) угловой скорости гироузла и снижения управляющего момента на КА.Thus, in order to obtain a dynamic orientation (reduce the time of re-targeting the object) of the spacecraft, the angular velocity of rotation of the gyro gyro node around the precession axis from the engine is controlled directly to ensure a high angular velocity of the gyro gyro node and a large control moment on the spacecraft, and to obtain high-precision stabilization of the spacecraft the angular velocity of rotation of the gyro gyrodin around the precession axis from the engine is controlled through a gearbox to obtain a low (precision) angular velocity irouzla and reduce the control torque on the spacecraft.

Claims (1)

Способ динамичной высокоточной ориентации и стабилизации космического аппарата, заключающийся в обеспечении поворота КА на заданные углы по крену, рысканью и тангажу посредством исполнительных органов - гиродинов, содержащих двигатели-маховики, помещенные в гироузлы, имеющие возможность управляемого контролируемого вращения, при этом ротор каждого двигателя-маховика раскручивают до заданной максимальной постоянной скорости, получая в результате гироскоп, а двигателем через редуктор обеспечивают вращение каждого гироузла вокруг своей оси прецессии, перпендикулярной оси гироскопа, создавая, тем самым, управляющие механические моменты гиродинов по связанным осям КА и стабилизацию положения КА, отличающийся тем, что по достижении стабилизации КА по каждой оси прецессии вводят в действие второй двигатель - безредукторный, расположенный на одной оси с редуктором первого двигателя, синхронизируют угловую скорость безредукторного двигателя с угловой скоростью выходного вала редуктора, после чего отсоединяют редуктор от гироузла, подсоединяют к нему вал безредукторного двигателя и продолжают управление космическим аппаратом в высокодинамичном режиме, обеспечивающем поворот КА на заданные углы по крену, рысканью и тангажу.The method of dynamic high-precision orientation and stabilization of the spacecraft, which consists in ensuring the rotation of the spacecraft at predetermined angles along the roll, yaw and pitch by means of executive bodies - gyrodynes containing flywheel engines placed in gyro units with the possibility of controlled controlled rotation, while the rotor of each engine is the flywheel is untwisted to a predetermined maximum constant speed, resulting in a gyroscope, and the engine through the gearbox provides rotation of each gyro unit around the axis of the precession, perpendicular to the axis of the gyroscope, thereby creating controlling mechanical moments of the gyrodines along the connected axes of the spacecraft and stabilization of the spacecraft’s position, characterized in that upon reaching stabilization of the spacecraft along each axis of the precession, a second motor is put into operation - a gearless motor located on one axis with the gearbox of the first engine, synchronize the angular speed of the gearless motor with the angular speed of the output shaft of the gearbox, then disconnect the gearbox from the gyro, connect the gearless shaft to it about the engine and continue to control the spacecraft in a highly dynamic mode, which ensures the rotation of the spacecraft at predetermined angles along the roll, yaw and pitch.
RU2018139904A 2018-11-12 2018-11-12 Method for dynamic high-accuracy orientation and stabilization of spacecraft RU2702932C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018139904A RU2702932C1 (en) 2018-11-12 2018-11-12 Method for dynamic high-accuracy orientation and stabilization of spacecraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018139904A RU2702932C1 (en) 2018-11-12 2018-11-12 Method for dynamic high-accuracy orientation and stabilization of spacecraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2702932C1 true RU2702932C1 (en) 2019-10-14

Family

ID=68280273

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018139904A RU2702932C1 (en) 2018-11-12 2018-11-12 Method for dynamic high-accuracy orientation and stabilization of spacecraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2702932C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110793520A (en) * 2019-11-04 2020-02-14 中国兵器工业集团第二一四研究所苏州研发中心 Micro-inertia assembly suitable for high-dynamic severe environment

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3452948A (en) * 1967-01-03 1969-07-01 Garrett Corp System and method for free body stabilization and orientation
RU2191721C1 (en) * 2001-02-05 2002-10-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева" Method of control of orientation of spacecraft equipped with on-board radio technical complex
RU2403190C1 (en) * 2009-04-21 2010-11-10 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Самарский государственный аэрокосмический университет им. академика С.П. Королева Multirotor gyroscopic device and method for spacecraft spatial position control
EP1739015B1 (en) * 2005-06-30 2016-01-20 Honeywell International Inc. High-torque, low power reaction wheel array and method
RU2669481C1 (en) * 2017-10-02 2018-10-11 Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" Method and device for controlling motion of a spacecraft with controlled orientation

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3452948A (en) * 1967-01-03 1969-07-01 Garrett Corp System and method for free body stabilization and orientation
RU2191721C1 (en) * 2001-02-05 2002-10-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева" Method of control of orientation of spacecraft equipped with on-board radio technical complex
EP1739015B1 (en) * 2005-06-30 2016-01-20 Honeywell International Inc. High-torque, low power reaction wheel array and method
RU2403190C1 (en) * 2009-04-21 2010-11-10 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Самарский государственный аэрокосмический университет им. академика С.П. Королева Multirotor gyroscopic device and method for spacecraft spatial position control
RU2669481C1 (en) * 2017-10-02 2018-10-11 Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" Method and device for controlling motion of a spacecraft with controlled orientation

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110793520A (en) * 2019-11-04 2020-02-14 中国兵器工业集团第二一四研究所苏州研发中心 Micro-inertia assembly suitable for high-dynamic severe environment

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Leve et al. Spacecraft momentum control systems
Takada et al. Control moment gyro singularity-avoidance steering control based on singular-surface cost function
Lücking et al. Electrochromic orbit control for smart-dust devices
Hamilton et al. Formation flying satellite control around the L2 Sun-Earth libration point
Beals et al. Hubble Space Telescope precision pointing control system
Jacot et al. Control moment gyros in attitude control.
Somov et al. Guidance and precise motion control of free-flying robots and land-survey mini-satellites
Chung et al. Propellant-free control of tethered formation flight, part 1: Linear control and experimentation
CN112684697A (en) Split type satellite in-orbit two-cabin rotational inertia identification method and system
RU2702932C1 (en) Method for dynamic high-accuracy orientation and stabilization of spacecraft
Wong et al. Adaptive learning control for spacecraft formation flying
CN116692028B (en) Method and device for controlling ground rapid gaze direction tracking of small satellite
Lavezzi et al. Attitude control strategies for an imaging cubesat
Heiligers et al. Agile solar sailing in three-body problem: motion between artificial equilibrium points
Ploen et al. Dynamics of earth orbiting formations
Geshnizjani et al. Optimal initial gimbal angles for agile slew maneuvers with control moment gyroscopes
Legostaev et al. History of spacecraft control systems
ES1215425U (en) Inertial aerospace actuator (Machine-translation by Google Translate, not legally binding)
Heiberg A practical approach to modeling single-gimbal control momentum gyroscopes in agile spacecraft
Takahashi et al. Rapid multi-target pointing and high accuracy attitude control steering law of variable speed control moment gyroscopes
Hao et al. A practical rapid attitude maneuver control system using control moment gyros for microsatellite tsubame
Saberi et al. Design and analysis of gimbal thruster configurations for 3-axis satellite attitude control
Srinivasan et al. Spacecraft attitude control using control moment gyro reconfiguration
Haeussermann Recent advances in attitude control of space vehicles
Adeli et al. Ground demonstration of a solar sail attitude control actuator