RU2722598C1 - Method of controlling spacecraft for remote earth sensing - Google Patents
Method of controlling spacecraft for remote earth sensing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2722598C1 RU2722598C1 RU2019136387A RU2019136387A RU2722598C1 RU 2722598 C1 RU2722598 C1 RU 2722598C1 RU 2019136387 A RU2019136387 A RU 2019136387A RU 2019136387 A RU2019136387 A RU 2019136387A RU 2722598 C1 RU2722598 C1 RU 2722598C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- orientation
- solar
- angular velocity
- earth
- Prior art date
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
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
Description
НазначениеAppointment
Изобретение относится к космической технике в области управления космическим аппаратом (КА), осуществляющим дистанционное зондирование Земли (ДЗЗ).The invention relates to space technology in the field of spacecraft (SC) control, performing remote sensing of the Earth (ERS).
Уровень техникиState of the art
Управление КА включает в себя, прежде всего, управление ориентацией КА для получения нужного положения корпуса КА относительно внешних ориентиров (управление вращательным движением КА вокруг центра масс).The control of the spacecraft includes, first of all, control of the orientation of the spacecraft to obtain the desired position of the spacecraft's casing relative to external landmarks (control of the rotational motion of the spacecraft around the center of mass).
После вывода КА на орбиту управление угловым положением с целью ориентации приборов КА на изучаемые объекты становится главным режимом полета (см. В.Н. Васильев. Системы ориентации космических аппаратов, М., 2009, с. 10-11), поэтому важнейшей задачей современной космической техники является совершенствование системы ориентации, позволяющей в течение длительного времени определить с высокой точностью направления осей КА относительно осей некоторой системы координат, т.е. угловое положение КА, а также его угловую скорость.After the spacecraft is put into orbit, controlling the angular position in order to orient the spacecraft instruments to the objects under study becomes the main flight mode (see V. N. Vasiliev. Spacecraft orientation systems, M., 2009, pp. 10-11), therefore, the most important task of the modern space technology is the improvement of the orientation system, which allows for a long time to determine with high accuracy the direction of the axis of the spacecraft relative to the axes of a coordinate system, i.e. angular position of the spacecraft, as well as its angular velocity.
По точности, среди известных средств определения положения КА в пространстве (с использованием измерений относительно небесных светил: Солнца, Земли, звезд), а именно, солнечных датчиков (СД или ПОС-приборов ориентации по Солнцу), датчиков ИК-вертикали (ПОЗ-приборов ориентации по Земле), магнитометров, звездных датчиков (ЗД) и т.д., предпочтение отдается звездным датчикам (см. патент, РФ, №2669481).By accuracy, among the known means for determining the position of the spacecraft in space (using measurements with respect to celestial bodies: the Sun, Earth, stars), namely, solar sensors (SD or POS devices of orientation on the Sun), IR-sensors (POS devices) orientation over the Earth), magnetometers, stellar sensors (ZD), etc., preference is given to stellar sensors (see patent, RF, No. 2669481).
Для ЗД звезды являются бесконечно удаленными объектами, положение которых в инерциальной системе координат не меняются, т.е. ориентация относительно очень далеких объектов дает информацию об ориентации в инерциальной системе координат. Однако звездный датчик зависит от внешних ориентиров, при отсутствии в поле зрения которых он не работает, а также других факторов (например, засветка поля зрения прибора или превышение максимальной угловой скорости, наличие помех, вызванных искусственными спутниками Земли или звездами, не включенными в каталог и т.д.). Поэтому целесообразно использовать более одного датчика, с разнесенными осями визирования. Для повышения надежности и непрерывного определения параметров движения КА целесообразно использовать совместную работу датчиков угловой скорости (датчика текущей угловой скорости КА) и звездного датчика (датчика положения КА) в сочетании с менее точными датчиками ориентации (например, прибором ориентации по Земле (ПОЗ)) или трехмерным магнитометром (ТМ), определяющим вектор геомагнитного поля Земли.For ZD, stars are infinitely distant objects whose position in the inertial coordinate system does not change, i.e. orientation with respect to very distant objects gives information about orientation in an inertial coordinate system. However, the stellar sensor depends on external landmarks, in the absence of which it does not work in the field of view, as well as other factors (for example, the illumination of the field of view of the device or exceeding the maximum angular velocity, the presence of interference caused by artificial Earth satellites or stars not included in the catalog and etc.). Therefore, it is advisable to use more than one sensor with spaced axes of sight. To increase the reliability and continuous determination of the motion parameters of the spacecraft, it is advisable to use the joint work of the angular velocity sensors (sensor of the current angular velocity of the spacecraft) and the star sensor (position sensor of the spacecraft) in combination with less accurate orientation sensors (for example, an Earth orientation device (RPS)) or three-dimensional magnetometer (TM), which determines the vector of the geomagnetic field of the Earth.
Таким образом, совмещая различные типы датчиков, можно получить систему, способную функционировать с высокой точностью ориентации.Thus, combining various types of sensors, it is possible to obtain a system capable of functioning with high orientation accuracy.
Сегодня промышленно выпускаемые ЗД - это полностью автономные трехосные универсальные приборы для определения ориентации по изображениям звезд (см. патент, РФ, 2577558). Однако, учитывая то, что звездные датчики функционируют в условиях с существенной неопределенностью и относятся к средствам космической техники критического назначения, увеличение ограниченным количеством ЗД не является оптимально достаточным для обеспечения живучести КА, а также обеспечения требуемых текущих характеристик КА.Today, industrially produced ZDs are fully autonomous triaxial universal instruments for determining orientation from images of stars (see patent, RF, 2577558). However, given the fact that stellar sensors operate in conditions with significant uncertainty and relate to critical space technology, an increase in the limited number of APs is not optimally sufficient to ensure the survivability of the spacecraft, as well as to provide the required current spacecraft characteristics.
Таким образом, при проектировании КА, более рациональным является повышение надежности и живучести КА за счет использования сочетанных с ЗД способов определения положения КА с оптимизацией структурного построения имеющихся устройств для работоспособности системы ориентации и с учетом жестких требований по массе и габаритам КА введения минимально необходимых технических устройств.Thus, when designing the spacecraft, it is more rational to increase the reliability and survivability of the spacecraft through the use of spacecraft-based methods for determining the position of the spacecraft with optimization of the structural design of existing devices for the operability of the orientation system and taking into account the stringent requirements for the mass and dimensions of the spacecraft to introduce the minimum necessary technical devices .
Такой принцип применяется в способе и устройстве управления движением космического аппарата с управляемой ориентацией (патент, РФ, №2669481), который является наиболее близким к предлагаемому изобретению и взятый авторами за прототип.This principle is applied in the method and device for controlling the motion of a spacecraft with a controlled orientation (patent, RF, No. 2669481), which is closest to the proposed invention and taken by the authors as a prototype.
Способ управления движением КА с управляемой ориентацией (прототипа) заключается в автоматической компенсации ошибок бесплатформенной системы ориентации, входящей в систему управления ориентацией КА, вызванных систематическими погрешностями блока датчиков угловой скорости, в сравнении показаний блока датчиков угловой скорости с показаниями блока звездных датчиков в устройствах коррекции ошибки, в выработке сигналов коррекции систематических погрешностей блока датчиков угловой скорости, в обработке их в микро ЭВМ, в управлении микро ЭВМ исполнительными органами для обеспечения ими соответствующего механического воздействия на корпус КА по рысканью, крену и тангажу, в ориентировании КА на заданной орбите с помощью устройства ориентиров первого типа, в автоматической установке солнечных батарей по солнечному датчику в фиксированное положение относительно корпуса КА для получения максимальной их освещенности, гарантирующих положительный энергобаланс при любых каких-либо сбоях в работе системы ориентации, в том числе сбоях в работе центральной ЭВМ, посредством управления с центра наземного управления устройством управления ориентацией солнечных батарей по жесткой логике при сбоях, во включении и выключении блока звездных датчиков для управления ориентацией КА по заданному управляемому алгоритму и по командам управления с центра наземного управления.The method of controlling the motion of a spacecraft with a controlled orientation (prototype) is to automatically compensate for errors of the strapdown orientation system included in the control system of the spacecraft orientation caused by systematic errors of the block of angular velocity sensors, in comparison with the readings of the block of angular velocity sensors and the readings of the block of stellar sensors in error correction devices , in the generation of correction signals for systematic errors of the block of angular velocity sensors, in their processing in microcomputers, in the control of microcomputers by the executive bodies to provide them with the appropriate mechanical impact on the spacecraft body by yaw, roll and pitch, in orienting the spacecraft in a given orbit using the device landmarks of the first type, in the automatic installation of solar panels by the solar sensor in a fixed position relative to the spacecraft body to obtain their maximum illumination, guaranteeing a positive energy balance in case of any malfunction of the system orientation, including malfunctions in the operation of the central computer, by controlling from the center of ground control the device for controlling the orientation of solar batteries according to strict logic in case of malfunctions, turning the star sensor unit on and off to control the orientation of the spacecraft according to a given controlled algorithm and according to control commands from the center ground control.
Недостатком прототипа является оптимально недостаточное использование рациональных решений по повышению надежности способа управления КА и его живучести за счет обоснованного комплексного и совокупного использования резервирования, избыточности, мажоритирования и т.д. в составляющих управления ориентацией КА, а также алгоритма и последовательности работы при сбоях и выходе их из строя, что не может гарантировать достижение выдвигаемых на сегодня высоких требований по сроку активного существования КА ДЗЗ (более 10 лет).The disadvantage of the prototype is the optimally inadequate use of rational solutions to improve the reliability of the spacecraft control method and its survivability due to the justified comprehensive and cumulative use of redundancy, redundancy, majorization, etc. in the components of controlling the orientation of the spacecraft, as well as the algorithm and sequence of work during failures and their failure, which cannot guarantee the achievement of the high requirements put forward today for the period of active existence of the spacecraft remote sensing (more than 10 years).
В соответствии с ГОСТ Р 56526-2015 надежность - это совокупность свойств, характеризующих способность КА обеспечивать в процессе функционирования получение заданного в техническом задании выходного эффекта при заданных условиях и режимах эксплуатации, а живучесть - способность составляющих управления ориентацией КА выполнять свои основные функции, несмотря на полученные повреждения.In accordance with GOST R 56526-2015, reliability is a set of properties that characterize the ability of a spacecraft to provide an output effect specified in a technical task under specified operating conditions and operating conditions, while survivability is the ability of spacecraft orientation control components to perform their basic functions, despite Damage received.
Следует отметить, что основные свойства надежности - это безотказность, долговечность, сохраняемость, а живучести - безопасность функционирования, приспособляемость к условиям аномальных ситуаций с регенерацией функций бортовой системы, возобновляемость функциональной готовности КА к мониторингу Земли (см. Р.В. Ахметов, В.П. Макаров, А.В. Соллогуб. Особенности управления живучестью космических аппаратов мониторинга Земли. Известия Самарского государственного аэрокосмического университета, 4(35), 2012 г.).It should be noted that the main properties of reliability are reliability, durability, retention, and survivability - operational safety, adaptability to abnormal situations with regeneration of the onboard system functions, renewability of the spacecraft’s functional readiness for Earth monitoring (see R.V. Akhmetov, V. P. Makarov, A.V. Sollogub, Features of survivability control of Earth monitoring spacecraft, Bulletin of Samara State Aerospace University, 4 (35), 2012).
Целью предлагаемого способа управления космическим аппаратом дистанционного зондирования Земли является повышение надежности и живучести КА при его длительной автономной эксплуатации в космосе.The purpose of the proposed method for controlling a spacecraft for remote sensing of the Earth is to increase the reliability and survivability of the spacecraft during its long-term autonomous operation in space.
Раскрытие изобретенияDisclosure of invention
Предлагаемый способ управления космическим аппаратом дистанционного зондирования Земли заключается в том, что автоматически устанавливают на орбите по солнечному датчику солнечные батареи, не жестко закрепленные с корпусом космического аппарата, в фиксированное положение относительно корпуса КА с помощью устройства управления ориентацией солнечных батарей для получения максимальной их освещенности, гарантирующих положительный энергобаланс при каких-либо сбоях в работе системы ориентации, в том числе, сбоях в работе центральной ЭВМ, управляют с наземного комплекса управления устройством управления ориентацией солнечных батарей по жесткой логике при сбоях, ориентируют космический аппарат на заданной орбите с помощью блока датчиков угловой скорости, микроЭВМ, датчика ориентации в виде прибора ориентации по Земле или трехмерного магнитометра, входящих в бесплатформенный инерциальный блок, ошибки которого, вызванные погрешностями блока датчиков угловой скорости, ошибками микроЭВМ при интегрировании кинематического уравнения и неточностями задания вектора угловой орбитальной скорости, компенсируют путем сравнения в устройствах коррекции ошибки с показаниями блока звездных датчиков, выполненного по избыточной схеме с резервированием, управляют по сигналам микроЭВМ исполнительными органами для создания ими необходимого крутящего момента, воздействующего на корпус космического аппарата для управления его угловым положением и для сброса кинетического момента.The proposed method for controlling the Earth’s remote sensing spacecraft is to automatically install solar batteries in orbit along the solar sensor, which are not rigidly fixed to the spacecraft’s body, in a fixed position relative to the spacecraft’s body using the solar cell orientation control device to obtain their maximum illumination, guaranteeing a positive energy balance in case of any malfunctions of the orientation system, including malfunctions of the central computer, they are controlled from the ground control system of the solar cell orientation control device by strict logic during failures, they orient the spacecraft in a given orbit using the angular sensor block speed, microcomputer, orientation sensor in the form of an orientation device on the Earth or a three-dimensional magnetometer included in the strapdown inertial block, the errors of which are caused by errors in the block of angular velocity sensors, microcomputer errors during integration the kinematic equation and the inaccuracies in the angular orbital velocity vector are compensated by comparing the error correction devices with the readings of the stellar sensor unit, made according to the redundant redundant circuit, and the executive bodies control the signals from the microcomputer to create the necessary torque acting on the spacecraft’s body for control its angular position and to reset the kinetic moment.
Сущность изобретения заключается в том, что для солнечных батарей, панели которых жестко закреплены на корпусе космического аппарата, используют поворот корпуса космического аппарата в режиме «пассивной» закрутки для ориентации солнечных батарей на Солнце, и каждый раз на время проведения целевой работы производят разворот корпуса космического аппарата из режима солнечной ориентации в орбитальную ориентацию в режим активной ориентации, затем по окончании целевой работы производят разворот корпуса космического аппарата в режим «пассивной» закрутки с ориентацией солнечных батарей на Солнце, при этом проведение целевой работы осуществляют только при условии достижения текущего значения остаточной емкости аккумуляторной батареи достаточного для целевой работы и прохождения космическим аппаратом теневого участка, а в случае возникновения аномальной ситуации по достаточности остаточной емкости аккумуляторной батареи целевую работу прекращают и ориентируют солнечные батареи на Солнце.The essence of the invention lies in the fact that for solar panels, the panels of which are rigidly fixed to the spacecraft’s body, they use the rotation of the spacecraft’s body in the “passive” twist mode to orient the solar panels on the Sun, and each time the target body is rotated, spacecraft from the solar orientation mode to the orbital orientation to the active orientation mode, then, at the end of the target work, the spacecraft’s hull is rotated to the “passive” spin mode with the solar batteries oriented to the Sun, while the target work is carried out only if the current value of the residual capacity is reached the battery is sufficient for the target operation and the spacecraft to pass through the shadow area, and in the event of an abnormal situation regarding the sufficiency of the remaining battery capacity, the target work is stopped and the solar batteries are oriented to the Sun.
Для описания конечного поворота космического аппарата от приборной системы координат, определяемой посадочным местом блока звездных датчиков, ко второй экваториальной системе координат (инерциальной) используют математический аппарат кватернионов и параметры Родрига-Гамильтона, которые не вырождаются при любом угловом положении космического аппарата; при нарушении в работе или выходе из строя датчика ориентации, ориентир углового положения космического аппарата определяют по звездам и блок звездных датчиков в дежурном "ресурсосберегающем" режиме включают при достижении заданной предельно допустимой низкой точности ориентации космического аппарата из-за ухода приборного базиса; при выходе из строя блока датчиков угловой скорости в качестве сигнала вектора угловой скорости космического аппарата используют среднее значение угловой скорости блока звездных датчиков; высокую надежность составляющих системы ориентации обеспечивают за счет того, что микроЭВМ выполняют в виде мажоритированной трехканальной структуры, исполнительные органы, блок датчиков угловой скорости выполняют по избыточной системе, а устройство формирования механического момента в электромагнитной системе управления выполняют по схеме резервирования.To describe the final rotation of the spacecraft from the instrumental coordinate system determined by the seat of the block of stellar sensors to the second equatorial coordinate system (inertial), the quaternion mathematical apparatus and Rodrigue-Hamilton parameters are used, which do not degenerate at any angular position of the spacecraft; in case of a malfunction of the orientation sensor in operation or failure, the landmark of the spacecraft’s angular position is determined by the stars and the star sensor unit in the standby “resource-saving” mode is turned on when the specified maximum permissible low accuracy of the spacecraft’s orientation is reached due to the departure of the instrument base; when the block of angular velocity sensors fails, the average value of the angular velocity of the block of stellar sensors is used as a signal of the angular velocity vector of the spacecraft; high reliability of the components of the orientation system is ensured by the fact that microcomputers are implemented in the form of a majorized three-channel structure, the executive bodies, the block of angular velocity sensors are performed according to the redundant system, and the device for generating the mechanical moment in the electromagnetic control system is performed according to the redundancy scheme.
В результате достигается высокая надежность и живучесть КА ДЗЗ за счет:As a result, high reliability and survivability of a remote sensing spacecraft are achieved due to:
• обеспечения гарантирующего положительного энергобаланса;• ensuring a guaranteeing positive energy balance;
• обеспечения "ресурсосберегающего" режима блока звездных датчиков, относящихся к средствам космической техники критического назначения;• providing a “resource-saving” mode for a block of stellar sensors related to critical space technology;
• совместной работы блока датчиков угловой скорости и блока звездных датчиков в сочетании с датчиками ориентиров первого типа (ПОЗ или ТМ);• joint work of the block of angular velocity sensors and the block of stellar sensors in combination with gauges of landmarks of the first type (POS or TM);
• достаточности текущего значения остаточной емкости аккумуляторной батареи для целевой работы и прохождения КА теневого участка орбиты;• sufficiency of the current value of the residual capacity of the battery for the target operation and passage of the SC of the shadow portion of the orbit;
• использования рационального алгоритма работы бесплатформенного инерциального блока в системе ориентации в различных режимах;• use of a rational algorithm for the work of a strapdown inertial block in the orientation system in various modes;
• использования составляющих системы ориентации КА, обладающих высокой надежностью.• use of components of the spacecraft orientation system with high reliability.
Под ориентиром первого типа подразумевается опорный ориентир, который невозможно спутать с другим и нет причин ожидать больших помех в аппаратуре от каких-то источников, не связанных с искомым ориентиром. Таким ориентиром является Солнце - источник мощнейшего излучения практически во всем диапазоне волн. Другим таким ориентиром может являться Земля, имеющая большие угловые размеры и достаточно сильное излучение как дневной, так и ночной стороны в инфракрасной части спектра. То же самое можно сказать о поиске заданного направления в магнитном поле Земли, т.е. вектора геомагнитного поля Земли (см. Б.В. Раушенбах, Е.Н. Токарь. Управление ориентацией космических аппаратов. - М.: Наука, 1974. - стр. 81).A landmark of the first type means a reference landmark that cannot be confused with another and there is no reason to expect large interference in the equipment from some sources that are not related to the desired landmark. Such a guideline is the Sun - a source of powerful radiation in almost the entire wavelength range. Another such guideline may be the Earth, which has large angular dimensions and sufficiently strong radiation of both the day and night sides in the infrared part of the spectrum. The same can be said about the search for a given direction in the Earth's magnetic field, i.e. the vector of the geomagnetic field of the Earth (see BV Raushenbakh, EN Tokar. Control of the orientation of spacecraft. - Moscow: Nauka, 1974. - p. 81).
Графические иллюстрацииGraphic illustration
На приведенной графической фигуре приведен пример исполнения в виде структурной схемы для реализации заявляемого способа управления космическим аппаратом дистанционного зондирования Земли, содержащей составляющие, обозначенные позициями на Фиг. 1:The graphic figure shows an example of execution in the form of a structural diagram for implementing the inventive method for controlling the Earth’s remote sensing spacecraft containing the components indicated by the positions in FIG. 1:
- Центральная ЭВМ (электронно-вычислительное устройство) - 1;- Central computer (electronic computing device) - 1;
- БЗД (блок звездных датчиков) - 2;- BZD (block of stellar sensors) - 2;
- ГИВУС (гироскопический измеритель вектора угловой скорости КА) - 3;- GIVUS (gyroscopic meter of the angular velocity vector of the spacecraft) - 3;
- БДУС (блок датчиков угловых скоростей) - 4;- BDUS (block of angular velocity sensors) - 4;
- УКО (устройство коррекции ошибки) - 5;- UCO (error correction device) - 5;
- Корпус КА - 6;- KA body - 6;
- МикроЭВМ (выполнена в виде мажоритированной трехканальной структуры) - 7;- Microcomputer (made in the form of a majorized three-channel structure) - 7;
- СД (солнечный датчик) - 8;- SD (solar sensor) - 8;
- ДО (датчики ориентации, выполненные в виде ПОЗ (прибора ориентации по Земле) или ТМ (трехмерного магнитометра)) - 9;- DO (orientation sensors, made in the form of POS (instrument orientation on the Earth) or TM (three-dimensional magnetometer)) - 9;
- Устройство управления ориентацией СБ (солнечных батарей) - 10;- The control device orientation SB (solar panels) - 10;
- СБ (солнечные батареи) -11;- SB (solar panels) -11;
- ЭМСУ (электромагнитная система управления) - 12;- EMCU (electromagnetic control system) - 12;
- ИИМ (информационный интерфейсный модуль) - 13;- IIM (information interface module) - 13;
- БИБ (бесплатформенный инерциальный блок) - 14;- BIB (strapdown inertial block) - 14;
- ПСН (приемник спутниковой навигации GPS или ГЛОНАСС) - 15;- PSN (GPS or GLONASS satellite navigation receiver) - 15;
- ИО (исполнительные органы, выполненные в виде блока двигателей-маховиков или блока гиродинов) - 16;- IO (executive bodies, made in the form of a block of flywheel engines or a block of gyrodynes) - 16;
- СКВУ (синхронизирующее координатно-временное устройство) - 17;- SKVU (synchronizing coordinate-time device) - 17;
- АБ (аккумуляторная батарея) - 18.- AB (rechargeable battery) - 18.
В микроЭВМ 7 с Центральной ЭВМ 1 поступают командно-программная информация (КПИ), навигационные данные (НД) через информационный интерфейсный модуль ИИМ 13.In the
Телеметрическая информация передаются из центральной ЭВМ 1 в наземный комплекс управления по каналу телеметрии (ТМ), а из наземного комплекса управления в центральную ЭВМ - команды управления (КУ).Telemetric information is transmitted from the
Описание примера исполненияDescription of execution example
Системы координат, которые будут использоваться при описании работы устройства:Coordinate systems that will be used to describe the operation of the device:
• связанная система координат КА OXsYsZs (базис S), у которой начало координат совпадает с центром масс КА, все оси расположены вдоль строительных осей КА и определяются следующие углы:• the associated spacecraft coordinate system OXsYsZs (basis S), at which the coordinate origin coincides with the center of mass of the spacecraft, all axes are located along the spacecraft construction axes and the following angles are determined:
• орбитальная система координат OXOYOZO (базис O), у которой начало системы координат О совмещено с центром масс КА, ось OYO расположена на продолжении радиус-вектора орбиты, ось OXO перпендикулярна оси OYO, находится в плоскости орбиты и направлена в сторону вектора скорости КА, а ось OZO перпендикулярна плоскости орбиты (опорная система координат). Вектор скорости вращения опорной системы координат направлен по оси OZO.• the orbital coordinate system OX O Y O Z O (basis O), in which the origin of the coordinate system O is aligned with the center of mass of the spacecraft, the axis OY O is located on the continuation of the radius vector of the orbit, the axis OX O is perpendicular to the axis OY O , is in the plane of the orbit and is directed towards the velocity vector of the spacecraft, and the axis OZ O is perpendicular to the plane of the orbit (reference coordinate system). The rotation speed vector of the reference coordinate system is directed along the OZ O axis.
• приборная система координат OXпYпZп - базис П (интегрирование кинематических уравнений позволяет обеспечить ее построение);• instrument coordinate system OX p Y p Z p - basis P (integration of kinematic equations allows for its construction);
• инерциальная система координат OXиYиZи, имеющая начало О в центре Земли, ось ОХи направлена в точку весеннего равноденствия, ось OZи направлена по мгновенной оси вращения Земли в сторону Северного полюса мира, ось OYи дополняет систему OXиYиZи до правой (вторая экваториальная система координат).• the inertial coordinate system OX and Y and Z and having the origin O in the center of the Earth, the OX axis and directed to the vernal equinox, the OZ axis and directed along the instantaneous axis of rotation of the Earth towards the North Pole of the world, the OY axis and complements the OX and Y system and Z and to the right (second equatorial coordinate system).
При отделении КА от ракеты или разгонного блока осуществляется процесс успокоения, затем процесс приведения (совмещение осей связанной системы координат КА OXsYsZs (базисом S) с осями орбитальной системы координат OXOYOZO (базиса О) и последующая стабилизация КА.When the spacecraft is separated from the rocket or the booster block, the process of calming down is performed, then the reduction process (combining the axes of the associated coordinate system of the spacecraft OXsYsZs (basis S) with the axes of the orbital coordinate system OX O Y O Z O (basis O) and the subsequent stabilization of the spacecraft.
Успокоение и последующая стабилизация КА осуществляется управляющим механическим моментом, создаваемым в результате взаимодействия генерируемых электромагнитной системой управления ЭСМУ 12 магнитных моментов с вектором магнитной индукции магнитного поля Земли в соответствии с формулой (1).Calming and subsequent stabilization of the spacecraft is carried out by controlling the mechanical moment created by the interaction of 12 magnetic moments generated by the electromagnetic control system of the ESMU with the magnetic field vector of the Earth’s magnetic field in accordance with formula (1).
где L - вектор магнитного момента, создаваемого электромагнитными устройствами ЭСМУ;where L is the vector of the magnetic moment created by the electromagnetic devices of the ESMU;
В - вектор магнитной индукции магнитного поля Земли.B is the vector of magnetic induction of the Earth's magnetic field.
При этом используется мировая модель нормального поля, основанная на представлении нормального поля в виде ряда по сферическим функциям, коэффициенты которого определяются каждые 5 лет на основе мировой сети магнитных обсерваторий и описывается выражениями:In this case, the world model of the normal field is used, based on the representation of the normal field as a series of spherical functions, the coefficients of which are determined every 5 years on the basis of a global network of magnetic observatories and are described by the expressions:
где X, Y, Z - соответственно северная, восточная и вертикальная составляющие;where X, Y, Z are the northern, eastern, and vertical components, respectively;
R - средний радиус Земли, r - расстояние от точки до центра Земли;R is the average radius of the Earth, r is the distance from a point to the center of the Earth;
λ - долгота, θ=π/2-ϕ - дополнение до широты;λ - longitude, θ = π / 2-ϕ - complement to latitude;
Pn m(cosθi) - присоединенная функция Лежандра первого рода;P n m (cosθ i ) is the associated Legendre function of the first kind;
gn m, hn m - сферические гармонические коэффициенты.g n m , h n m - spherical harmonic coefficients.
С целью повышения надежности и живучести электромагнитной системы управления ЭСМУ 12 (см. например, патент, РФ, №2625687) устройство формирования механического момента электромагнитом в ней выполняют по схеме резервирования (см. например, патент, РФ, №2672316). В качестве магнитных исполнительных органов можно использовать, например, надежные электромагниты стержневого типа (сердечник из магнитно-мягкого материала с обмотками из медного провода).In order to increase the reliability and survivability of the electromagnetic control system of ESMU 12 (see, for example, patent, RF, No. 2625687), the device for generating a mechanical moment by an electromagnet in it is performed according to the backup scheme (see, for example, patent, RF, No. 2672316). As magnetic actuators, for example, reliable rod-type electromagnets (core made of soft magnetic material with windings of copper wire) can be used.
В дальнейшем, в течение всего срока эксплуатации КА, с помощью данной высоконадежной ЭСМУ 12 осуществляют сброс избыточного кинетического момента. В случае насыщения системы ИО 16 производят их разгрузку, до получения значений модулей кинетического момента, лежащих в пределах между нижним и верхним допустимыми значениями в системе ИО 16 (описание сброса кинетического момента при использовании в качестве ИО 16 двигателей-маховиков см. например, в патентах, РФ, №2676592, №2625687). Для силовых гироскопов (гиродинов) в процессе построения и поддержания режима инерциальной ориентации КА в течение заданного промежутка времени измеряют текущее значение вектора накопленного кинетического момента 
где 
S - область располагаемых значений вектора кинетического момента системы силовых гироскопов.S is the range of the available values of the vector of the kinetic moment of the system of power gyroscopes.
Процессы успокоения и последующей стабилизация КА описаны в прототипе. По окончании процесса успокоения и стабилизации КА, в автоматическом режиме по сигналам солнечного датчика СД 8 и центральной ЭВМ 1, поступающими в устройство управления ориентацией солнечных батарей 10 (для солнечных батарей, панели которых не жестко закреплены на корпусе КА, см. например, КА "Кондор-Э", головной исполнитель АО "ВПК "НПО Машиностроения", г. Реутов), под действием приводных двигателей, находящихся в нем, солнечные батареи СБ 11 устанавливают в положение относительно корпуса КА 6 для получения максимально возможного в текущей точке орбиты КА значения тока, вырабатываемого СБ 11 (приближение к выполнению условия cosα=1=const, где α - угол между перпендикуляром к поверхности СБ 11 и направлением на Солнце). В качестве СБ 11 на КА сегодня практически во всех новых проектах применяются трехкаскадные фотоэлектрические преобразователи на основе арсенида галлия (см. Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск №60), имеющие срок активного существования более 10 лет.The processes of calming and subsequent stabilization of the spacecraft are described in the prototype. At the end of the process of calming and stabilizing the spacecraft, in the automatic mode by the signals of the
Солнечные батареи СБ 11, у которых их панели жестко закреплены на корпусе КА (см. например, КА "Канопус-В", головной исполнитель АО "Корпорация "ВНИИЭМ", г. Москва), ориентируют на Солнце путем поворотов корпуса КА 6, в том числе и закрутки его вокруг направления на Солнце (режим «пассивной» закрутки с ориентацией СБ 11 на Солнце, т.е. режим солнечной ориентации). При этом каждый раз на время проведения целевой работы (проведения съемки) производят разворот корпуса КА 6 из режима солнечной ориентации в орбитальную ориентацию (например, продольная ось КА ДЗЗ, совпадающая с продольной осью оптико-электронного модуля, направлена в надир при проведении съемки подспутниковой точки) и поддержание данной ориентации (режим активной ориентации), а затем по окончании целевой работы производят разворот корпуса КА 6 снова в режим «пассивной» закрутки с ориентацией СБ 11 на Солнце.
Достоинством КА с жестко закрепленными на корпусе КА панелями солнечных батарей является то, что отсутствует относительное движение СБ 11, создающее дополнительные вибрации на корпусе КА 6, которые передаются целевой аппаратуре.The advantage of a spacecraft with solar panels rigidly fixed to the spacecraft body is that there is no relative motion of
В частности, при использовании оптико-электронного модуля, на борту КА ДЗЗ указанные вибрации приводят к размытости снимков земной поверхности.In particular, when using an optoelectronic module on board an ERS spacecraft, these vibrations lead to blurry images of the earth's surface.
Однако, при этом следует учитывать, что при проведении съемки ориентация СБ 11 на Солнце не обеспечивается или обеспечивается частично, поэтому запас электроэнергии аккумуляторной батареи АБ 18 должен быть достаточным для проведения целевой работы.However, it should be borne in mind that during the survey, the orientation of the
Солнечный датчик 8 обеспечивает надежность и живучесть КА, т.к. при эксплуатации его в автономном режиме из-за отсутствия информационных показаний положения КА с звездных датчиков БЗД 2 может возникнуть длительное произвольное ориентирование положения КА, не позволяющее получать солнечными батареями освещенности от Солнца, приводящей к нарушению положительного энергобаланса.The
В дальнейшем на протяжении всего срока активного существования КА радикальной защитой от аварийной ситуации на КА, связанной с потерей ориентации на Солнце, используют автоматический переход с основного на резервный режим управления ориентацией КА относительно направления на Солнце. Такой режим работы не может обеспечить в полной мере функциональные возможности КА, но он гарантирует положительный энергобаланс, что обеспечивает живучесть КА. Переход на резервный режим управления ориентацией проводят по команде управления (КУ) из наземного комплекса управления по «жесткой» логике, т.е. без использования центральной ЭВМ 1, при воздействиях на КА различных факторов космического пространства, например, локальных статических разрядов, приводящих к сбою в работе центральной ЭВМ 1. Последующее возобновление ориентации КА с использованием Центральной ЭВМ 1 осуществляют по КУ из наземного комплекса управления.In the future, throughout the entire period of the spacecraft’s active existence, radical protection against an emergency on a spacecraft associated with a loss of orientation to the sun, an automatic transition from the main to the backup mode is used to control the orientation of the spacecraft relative to the direction to the sun. This mode of operation cannot fully provide the spacecraft functional capabilities, but it guarantees a positive energy balance, which ensures the spacecraft survivability. The transition to the backup orientation control mode is carried out by a control command (CC) from the ground control complex according to "hard" logic, i.e. without using a
Для навигации используют прибор спутниковой навигации ПСН 15 GPS или ГЛОНАСС (описано в прототипе).For navigation use the satellite
Достижение высокой надежности и точности ориентации КА на сегодня связывается с бесплатформенными инерциальными блоками БИБ 14, которые формируют на борту базовые системы отсчета с использованием надежных микроЭВМ 7, обладающими нужным объемом памяти с достаточным быстродействием и обеспечивающими непрерывное интегрирование уравнений движения КА при сколь угодно сложном характере его движения, позволяющие обеспечить потенциальное повышение надежности за счет резервирования, «заменяющими» громоздкие следящие привода гиростабилизированных платформ, имеющих общий недостаток - они установлены в кардановых подвесах. При этом используются, по сути, одни и те же датчики первичной информации.Achieving high reliability and accuracy of spacecraft orientation today is associated with strapdown
Для повышения надежности и живучести микроЭВМ 7, ее выполняют в виде мажоритированной трехканальной структуры (см. Н.К. Байда и др. Эволюция отказоустойчивых БЦВК и направления их развития на однокристальных микроЭВМ. Системи обробки 
БИБ 14 строится на базе высокочувствительных датчиков угловой скорости БДУС 4, измеряющих непосредственно вектор угловой скорости, и обладающих необходимым ресурсом. С целью повышения надежности и живучести БДУС 4 при минимальных аппаратных затратах целесообразно использование функциональной избыточности (четыре, шесть и более) на основе использования неортогонального расположения датчиков угловых скоростей. При этом, за счет выбора рациональной конфигурации датчиков угловых скоростей, точность БДУС 4 может быть повышена на 30-40% (см. Паршин А.П., Немшилов Ю.А. Разработка измерительного блока системы ориентации БПЛА с неортогональным расположением чувствительных элементов // Современная техника и технологии. 2016. №3). В качестве датчиков угловых скоростей БДУС 4 можно использовать, например, приборы на основе волоконно-оптических гироскопов БИУС-14, разработки ЗАО НПП «Антарес».
В исходном, "основном" режиме работы БИБ 14 используют гироскопический измеритель вектора угловой скорости ГИВУС 3, содержащий в своем составе датчики углового положения в виде датчиков ориентиров первого типа ДО 9, например, прибор ориентации по Земле (ПОЗ) или трехмерный магнитометр (ТМ), в качестве которого можно использовать, например, магнитометр цифровой трехкомпонентный МЦТ-11 разработки АО «Раменское приборостроительное конструкторское бюро».In the initial, “main” operating mode of the
При этом БЗД 2 для работы не включают, прежде всего, в целях экономии вырабатываемого ресурса, а также в виду того, что для получения информационных показаний положения КА с БЗД 2 требуется определенное время.At the same time, the
Описание работы бесплатформенного орбитального гирокомпаса с ДО 9 приведено, например, в патентах:A description of the work of a strapdown orbital gyrocompass with up to 9 is given, for example, in patents:
• с ПОЗ, патенты, РФ, №2579387, №2597018;• with REF, patents, RF, No. 2579387, No. 2597018;
• с ТМ, патент, РФ, №2408508.• with TM, patent, RF, No. 2408508.
Использование в качестве ПОЗ (ДО 9) приборов (см. патенты, РФ, №2131587, №2020412), в которых фиксируются отклонения от вертикальной плоскости Земли (ПОЗ) и Солнца (ПОС), позволяет достигать высокую надежность в получении максимальной освещенности СБ 11, определяемой направлением на Солнце, за счет горячего резервирования работы солнечного датчика СД 8.The use of devices as REF (UP to 9) (see patents, Russian Federation, No. 2131587, No. 2020412), in which deviations from the vertical plane of the Earth (REF) and the Sun (POS) are recorded, allows to achieve high reliability in obtaining maximum illumination of
При отказе гирокомпасирования с ПОЗ осуществляют переход на измерение параметров орбиты КА (трехосной ориентации КА) с использованием в качестве ДО 9 трехмерного магнитометра ТМ для определения вектора напряженности магнитного поля Земли. При этом, в качестве ТМ целесообразно использование обязательно присутствующего его в ЭСМУ 13, что положительно отражается на массогабаритных характеристиках и надежности КА.In the event of gyrocompassing failure with REF, a transition is made to the measurement of the parameters of the orbit of the spacecraft (triaxial orientation of the spacecraft) using a TM three-dimensional magnetometer as
Звездные датчики являются наиболее точными и относятся к средствам космической техники критического назначения, поэтому БЗД 2 включают кратковременно для калибровки БДУС 4, коррекции ошибок, вызванных погрешностями измерения угловой скорости БДУС 4, неточностями задания вектора угловой орбитальной скорости и ошибок интегрирования кинематического уравнения микроЭВМ 7, при этом обязательно включают на участках целевой работы ДЗЗ КА, где требуется высокая точность ориентации.Star sensors are the most accurate and relate to critical space technology, therefore,
Начало проведения целевой работы ДЗЗ КА осуществляют только при условии:The beginning of the performance of the remote sensing spacecraft spacecraft is carried out only if:
гдеWhere
Сост - текущее значение остаточной емкости аккумуляторной батареи АБ 18 на момент начала проведения целевой работы ДЗЗ КА;With ost - the current value of the residual capacity of the
С ост.мин - минимальное значение остаточной емкости аккумуляторной батареи АБ 18, достаточное для проведения целевой работы ДЗЗ КА и прохождения теневого участка на данном витке орбиты (при расчете С ост.мин допускается учитывать отключение определенного количества потребителей КА, см. например, патент, РФ, №2168828).With ostmin - the minimum value of the residual capacity of the
Под остаточной емкостью АБ следует понимать значение количества электрической энергии, выраженное в ампер часах или Кулонах, которое АБ отдает при разряде до выбранного конечного напряжения в любом текущем его состоянии.Under the residual capacity of the battery should be understood the value of the amount of electrical energy, expressed in ampere hours or Coulomb, which the battery gives when discharged to the selected final voltage in any current state.
Для повышения надежности проведении целевой работы выбирают наихудший вариант, при котором приток количества электрической энергии в АБ 18 отсутствует, т.е. составляющая остаточной емкости С ост.мин выражения (4) за счет подзаряда АБ 18 от СБ 11 равна нулю. При этом, в случае возникновения аномальной ситуации при проведении целевой работы, приводящей к выходу величины Сост за пределы расчетного значения, живучесть КА обеспечивают путем прекращения целевой работы и переводом его из режима активной ориентации в режим «пассивной» закрутки с ориентацией СБ 11 на Солнце.To increase the reliability of the target work, the worst option is chosen, in which there is no influx of electrical energy into the
Следует отметить, что на протяжении полета КА ДЗЗ при выполнении всех запланированных полетных операций обеспечивается гарантирующий положительный энергобаланс посредством контроля уровня заряженности (остаточной емкости) АБ 18 и сравнения его с допустимыми значениями (см. Заявку на изобретение, РФ, №2018130940 от 27.08.2018). При этом в допустимые значения входит часть заряда АБ 18, направленная на управление КА для восстановления ориентации СБ 11 на Солнце в случаях ее потери.It should be noted that during the flight of the ERS spacecraft during all planned flight operations, a guaranteeing positive energy balance is ensured by controlling the charge level (residual capacity) of the
Как было показано выше, для повышения надежности и живучести БЗД 2 целесообразно применять избыточную систему в виде трех звездных датчиков, два из которых, определенным образом расположенными относительно мешающими небесными телами - Солнца, Луны и Земли, находятся в работе, а один находится в резерве. При засветке звездного датчика БЗД 2 (например, при ослеплении Солнцем) вместо его данных может использоваться информация о положении Солнца по СД 8, которая предсказывается на любой момент времени с высокой точностью. Солнечный датчик СД 8 с низкой погрешностью можно использовать вместо или вместе с ЗД, в том числе, при нарушении функционирования БЗД 2, когда скорость вращения КА превышает несколько градусов в секунду. В качестве СД 8 можно использовать, например, солнечный датчик с точностью определения угловых координат Солнца менее 1 угловой минуты по всему полю зрения 190°×190° (см. патент, РФ, №2517979).As shown above, to increase the reliability and survivability of
БЗД 2 позволяет определить матрицы перехода от системы координат БЗД 2 к системе координат звездного каталога, приведенную на текущую эпоху. Он обеспечивает определение углов наклона аппарата относительно второй экваториальной системы координат. То есть прибор звездной ориентации БЗД 2 позволяет определять параметры матрицы (кватерниона) поворота от приборной системы координат, определяемой посадочным местом БЗД 2, ко второй экваториальной системе координат (инерциальной) и позволяет получить информацию о пространственном положении съемочной камеры и об углах ее наклона для координатной привязки видеоданных дистанционного зондирования высокого разрешения.
Для описания конечного поворота КА используют математический аппарат кватернионов и параметры Родрига-Гамильтона, которые в отличие от углов Эйлера (Крылова) позволяют избавиться от операций с тригонометрическими функциями, что повышает эффективность использования микроЭВМ 7, а также из-за того, что кинематические уравнения в параметрах Родрига-Гамильтона являются линейными уравнениями, которые не вырождаются при любом угловом положении КА (см. В.Н. Бранец, И.П. Шмыглевский. Применение кватернионов в задачах ориентации твердого тела. - М.: Наука, 1973. - С. 8-11).To describe the final rotation of the spacecraft, the mathematical apparatus of the quaternions and the Rodrig-Hamilton parameters are used, which, unlike the Euler (Krylov) angles, make it possible to get rid of operations with trigonometric functions, which increases the efficiency of using the
Пусть относительно инерциального пространства базис S вращается с угловой скоростью ω=[ωx, ωy, ωz]T, а базис О - с угловой скоростью Θ=[Θx, Θy, Θz]T (т - означает транспонирование матрицы). Кинематическое уравнение, определяющее положение базиса S относительно базиса О с использованием параметров Родрига-Гамильтона (см. Труды МФТИ - 2010. - Том 2, №3, Аэрокосмические исследования, прикладная механика, стр. 189), имеет вид:Let the basis S with respect to the inertial space rotate with the angular velocity ω = [ω x , ω y , ω z ] T , and the basis O with the angular velocity Θ = [Θ x , Θ y , Θ z ] T (t means the transposition of the matrix ) The kinematic equation that determines the position of the basis S relative to the basis O using the Rodrigue-Hamilton parameters (see Proceedings of MIPT - 2010. -
В начальный момент процесса приведения совмещенные базис О и базис S совпадают с приборным базисом П, находящегося в исходном положении (не имеет уходов). Опорный базис О вращается с угловой орбитальной скоростью относительно исходного приборного базиса П. Интегрирование кинематического уравненияAt the initial moment of the reduction process, the combined basis O and the basis S coincide with the instrumental basis P, which is in the initial position (has no departures). The reference basis O rotates with angular orbital velocity relative to the initial instrumental basis P. Integration of the kinematic equation
обеспечивает построение на борту КА вращающегося приборного базиса П,provides the construction on board the spacecraft of the rotating instrument base P,
гдеWhere
Λ=[λ0, λ1, λ2, λ3] - кватернион рассогласования, задающий переход от вращающегося базиса О к связанному S;Λ = [λ0, λ1, λ2, λ3] is the mismatch quaternion that defines the transition from the rotating basis O to the bound S;
ωs=[о, ωsx, ωsy, ωsz] - кватернион угловой скорости КА;ω s = [o, ω sx , ω sy , ω sz ] is the quaternion of the angular velocity of the spacecraft;
ωos=[o, ωox, ωoy, ωoz] - кватернион угловой скорости, у которого компоненты ωox, ωoy, ωoz - проекции вектора угловой орбитальной скорости на оси связанного базиса S.ω os = [o, ω ox , ω oy , ω oz ] is the angular velocity quaternion whose components ω ox , ω oy , ω oz are the projections of the angular orbital velocity vector on the axis of the connected basis S.
При учете погрешностей из-за ухода вращающейся приборной системы координат кинематическое уравнение примет вид (см. Вопросы электромеханики. Труды ВНИИЭМ Т. 163, №2, 2018 г., стр. 4):When taking into account errors due to the departure of the rotating instrument coordinate system, the kinematic equation will take the form (see Problems of Electromechanics. Proceedings of VNIIEM T. 163, No. 2, 2018, p. 4):
где δωs - погрешности измерения угловой скорости БДУС 4;where δω s are the errors of measuring the angular velocity of
δωos - неточности задания вектора угловой орбитальной скорости и ошибки интегрирования кинематического уравнения микроЭВМ 7.δω os — inaccuracies in setting the angular orbital velocity vector and integration errors of the kinematic equation of the
Второе слагаемое правой части уравнения выражения (7) вызывает изменение производной кватерниона рассогласования и определяет скорость ухода БИБ 14.The second term on the right side of the equation of expression (7) causes a change in the derivative of the mismatch quaternion and determines the departure rate of the
В БИБ 14 микро ЭВМ 7 осуществляет интегрирование кинематических уравнений по информации об абсолютной угловой скорости КА, а устройство коррекции ошибки УКО 5 обеспечивают постоянное отслеживание погрешностей (см. патент, РФ, №2517018), которые компенсируются посредством механического воздействия исполнительными органами ИО 16 на корпус КА 6 по рысканью, крену и тангажу.In
Совместная работа датчиков ориентиров первого типа ДО 9 и БДУС 4 в ГИВУС 3 позволяют обеспечить несущественные изменения производной кватерниона рассогласования в выражении (7), что упрощает процедуру вычислений в микроЭВМ 7.The joint operation of landmark sensors of the
В результате в режиме работы БИБ 14 с использованием ГИВУС 3 обеспечивается высокая его надежность, а также высокая надежность и живучесть БЗД 2 из-за его «ресурсосберегающего» режима работы.As a result, in the
При выходе из строя ДО 9 работу ГИВУС 3 осуществляют автономно без датчиков ориентации первого типа, т.е. данных углового положения КА, ориентирами которых являются Земля или напряженность вектора магнитного поля Земли. В данном случае ориентиром углового положения КА определяют звезды, а в качестве датчика является БЗД 2, который "дополняет" работу БДУС 4 и микроЭВМ 7 непрерывно производит расчет вектора угловой скорости КА.In case of failure to 9,
Для повышения срока службы БЗД 2 (для получения максимально «ресурсосберегающего» режима работы), в дежурном режиме (при отсутствии целевой работы ДЗЗ) его включают по сигналу синхронизирующего координатно-временного устройства СКВУ 17 при достижении заданной предельно допустимой низкой точности ориентации КА из-за ухода приборного базиса П, соответствующей максимально допустимому изменению производной кватерниона рассогласования в выражении (7).To increase the service life of the BZD 2 (to obtain the maximum “resource-saving” operating mode), in standby mode (in the absence of the target operation of the remote sensing) it is turned on by the signal of the synchronizing coordinate-time device of the
При выходе из строя гироскопов в БДУС 4 (например, двух и более при избыточной системе БУС 4, состоящей из 4-х) в качестве сигнала вектора угловой скорости КА (сигнала управления ИО 16) используют среднее значение вектора угловой скорости БЗД 2 (см. патент, РФ, 2519603). Среднее значение угловой скорости формируется на выходе БЗД 2 путем дифференцирования среднего значения угла, определяемого на выходе апериодического звена, входящего в состав БЗД 2.When gyroscopes fail in BDUS 4 (for example, two or more with an excess system of
В качестве исполнительных органов ИО 16 используют двигатели-маховики или гиродины (двухстепенные или трехстепенные силовые гироскопические комплексы), которые в отличие от широко известных реактивных двигателей, не требуют запасов рабочего тела, и срок их службы не ограничивается его расходованием.As the executive bodies of
При использовании двигателей-маховиков (см. патент, РФ, №2676592) влияние изменения угловой скорости вращения маховика на угловую скорость КА описывается законом сохранения момента количества движения для случая плоского вращательного движения относительно некоторой оси:When using flywheel engines (see patent, RF, No. 2676592), the influence of changes in the angular speed of rotation of the flywheel on the angular velocity of the spacecraft is described by the law of conservation of angular momentum for the case of plane rotational motion relative to some axis:
где Ja, Jм соответственно моменты инерции КА и маховика,where J a , J m, respectively, the moments of inertia of the spacecraft and flywheel,
ωa, Ωм соответственно их текущие угловые скорости,ω a , Ω m respectively their current angular velocity,
ωa(0), Ωм(0) начальные значения угловых скоростей.ω a (0), Ω m (0) initial values of angular velocities.
В качестве двигателей-маховиков можно использовать, например, ДМ1-20, ДМ5-50, выпускаемые в АО "Корпорация "ВНИИЭМ", г. Москва.As flywheel engines, you can use, for example, DM1-20, DM5-50, manufactured by JSC "Corporation" VNIIEM ", Moscow.
Для управления ориентацией КА необходимо как минимум три двигателя-маховика: по каждой из осей ориентации КА (крену, рысканью, тангажу). Резервировать их в «холодном» режиме нецелесообразно в виду того, что, как показала практика, электромеханическое устройство, которое длительное время не включалось в космосе, имеет все шансы не включиться и в тот момент, когда в нем появится необходимость. Поэтому для повышения надежности используют избыточную систему, например, при минимальной избыточной системе следует расположить их на гранях пирамиды, делить управляющий момент между всеми четырьмя двигателями-маховиками и парировать отказ одного из них, перераспределяя момент по трем оставшимся.To control the orientation of the spacecraft, at least three flywheel engines are required: along each of the axis of orientation of the spacecraft (roll, yaw, pitch). It is impractical to reserve them in the “cold” mode, since, as practice has shown, an electromechanical device that has not been switched on in space for a long time has every chance not to turn on even when it becomes necessary. Therefore, to increase reliability, an excess system is used, for example, with a minimal redundant system, they should be placed on the edges of the pyramid, the control moment should be divided between all four flywheel engines, and one of them should be fended off, redistributing the moment over the three remaining ones.
В космических аппаратах, которые требуют большого управляющего момента, целесообразно использовать гиродины. В отличие от двигателей-маховиков они имеют более сложную конструкцию и систему управления, имеют большие размеры и массу, требуют длительной и плавной раскрутки ротора. Рациональный выбор частоты ротора (ниже максимально допустимой) позволяет увеличить срок службы гиродина.In spacecraft that require a lot of control torque, it is advisable to use gyrodines. Unlike flywheel engines, they have a more complex design and control system, are large in size and weight, and require a long and smooth rotation of the rotor. The rational choice of the rotor frequency (below the maximum allowable) allows you to increase the life of the gyrodine.
Величины управляющих моментов по осям гиродина, например, по крену (ось OXs; по рысканью и тангажу аналогичны) описываются следующим выражением:The values of the control moments along the gyrodin axes, for example, along the roll (OXs axis; yaw and pitch are similar) are described by the following expression:
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 ОYs),H is the magnitude of the kinetic moment of the gyroscope (axis OYs),
е - угол отклонения вектора Н от исходного номинального положения,e is the angle of deviation of the vector N from the initial nominal position,
(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).
В качестве гиродинов можно использовать, например, гиродины СГК-100, СГК-30, выпускаемые предприятием «НИИ командных приборов», Россия, Санкт-Петербург.As gyrodines, you can use, for example, gyrodines SGK-100, SGK-30, produced by the enterprise “Research Institute of Command Devices”, Russia, St. Petersburg.
На практике для обеспечения высокой надежности целесообразно использовать 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, it is advisable to use an excess system of gyrodines, 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, при этом, 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. Вiсник НТУ «ХПI». Серiя: Системний аналiз, управлiння та iнформащiйнi 
Таким образом, высокая надежность и живучесть системы ориентации КА, позволяющая достигать выдвигаемый на сегодня высокий срок активного существования (более 10 лет) при сохранении требуемой точности ориентации на участках целевой работы КА ДЗЗ, достигается за счет:Thus, the high reliability and survivability of the spacecraft orientation system, which allows reaching the high active life put forward for today (more than 10 years) while maintaining the required orientation accuracy in the areas of the target work of the spacecraft remote sensing, is achieved by:
• обеспечения гарантирующего положительного энергобаланса;• ensuring a guaranteeing positive energy balance;
• использования в исходном, "основном" режиме работы бесплатформенного инерциального блока режима гирокомпасирования гироскопического измерителя вектора угловой скорости, содержащем в своем составе блок угловых скоростей, выполненного по избыточной схеме, и датчики углового положения в виде прибора ориентации по Земле, а на участках целевого ДЗЗ КА, где требуется высокая точность ориентации, режима гирокомпасирования совместно с блоком звездных датчиков;• use in the initial, “main” mode of operation of the strapdown inertial block of the gyrocompassing mode of the gyroscopic meter of the angular velocity vector, which contains the block of angular velocities made according to the redundant scheme, and the angular position sensors in the form of an orientation device along the Earth, and in areas of the target remote sensing SC, where high accuracy of orientation, gyrocompassing mode is required together with a block of stellar sensors;
• обеспечения "ресурсосберегающего" режима блока звездных датчиков, относящихся к средствам космической техники критического назначения, за счет кратковременного включения их для коррекции ошибок, вызванных погрешностями измерения угловой скорости, неточностями задания вектора угловой орбитальной скорости и ошибок интегрирования кинематического уравнения микроЭВМ;• providing a "resource-saving" mode of a block of star sensors related to critical space technology, due to their short-term switching to correct errors caused by errors in measuring angular velocity, inaccuracies in setting the angular orbital velocity vector, and errors in integrating the kinematic equation of a microcomputer;
• достаточности текущего значения остаточной емкости аккумуляторной батареи для целевой работы и прохождения КА теневого участка на данном витке орбиты;• sufficiency of the current value of the residual capacity of the battery for the target operation and the passage of the SC of the shadow area on this orbit;
• использования рационального математического аппарата кватернионов конечного поворота от приборной системы координат, ко второй экваториальной системе координат;• use of the rational mathematical apparatus of the quaternions of the final rotation from the instrument coordinate system to the second equatorial coordinate system;
• перехода при отказе режима гирокомпасирования с ПОЗ на измерение параметров орбиты КА (трехосной ориентации КА) с использованием в качестве датчика положения трехмерного магнитометра ТМ для определения вектора напряженности магнитного поля Земли;• the transition in case of failure of the gyrocompassing mode from REF to the measurement of the orbital parameters of the spacecraft (triaxial orientation of the spacecraft) using a three-dimensional magnetometer TM as a position sensor to determine the earth's magnetic field vector;
• автономной работы без данных углового положения КА, ориентирами которых являются Земля или напряженность вектора магнитного поля Земли (при выходе из строя составляющих режима гирокомпасирования с ПОЗ и с ТМ);• autonomous operation without data on the angular position of the spacecraft, the landmarks of which are the Earth or the intensity of the Earth’s magnetic field vector (in the event of failure of the components of the gyrocompassing mode with REF and TM);
• использования среднего значения вектора угловой скорости на выходах блока звездных датчиков при выходе из строя датчиков угловых скоростей в блоке (например, двух и более при избыточной системе, состоящей из 4-х);• using the average value of the angular velocity vector at the outputs of the stellar sensor unit in case of failure of the angular velocity sensors in the unit (for example, two or more with an excess system of 4);
• совокупного обеспечения высокой надежности составляющих системы ориентации КА посредством использования рациональной избыточности исполнительных органов, резервирования в магнитной системе, мажоритирования структуры микроЭВМ.• combined provision of high reliability of the components of the spacecraft orientation system through the use of rational redundancy of executive bodies, redundancy in the magnetic system, and majorization of the structure of microcomputers.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019136387A RU2722598C1 (en) | 2019-11-12 | 2019-11-12 | Method of controlling spacecraft for remote earth sensing |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019136387A RU2722598C1 (en) | 2019-11-12 | 2019-11-12 | Method of controlling spacecraft for remote earth sensing |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2722598C1 true RU2722598C1 (en) | 2020-06-02 |
Family
ID=71067601
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019136387A RU2722598C1 (en) | 2019-11-12 | 2019-11-12 | Method of controlling spacecraft for remote earth sensing |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2722598C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2767648C1 (en) * | 2020-11-23 | 2022-03-18 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" (АО "НИИЭМ") | Method of controlling movement of spacecraft with controlled orientation |
| RU2790354C1 (en) * | 2022-03-15 | 2023-02-16 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method for restoring the orbital orientation of the spacecraft according to the readings of the star sensor |
| CN117360799A (en) * | 2023-08-31 | 2024-01-09 | 北京极光星通科技有限公司 | Satellite load direction calculation method, device, equipment and storage medium |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6019320A (en) * | 1998-09-15 | 2000-02-01 | Hughes Electronics Corporation | Spacecraft acquisition of sun pointing |
| US6293502B1 (en) * | 1998-08-05 | 2001-09-25 | Hughes Electronics Corporation | System and method for enhanced solar array pointing in sun-nadir steering |
| RU145978U1 (en) * | 2014-05-06 | 2014-09-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Спутниковые инновационные космические системы" | SYSTEM OF ORIENTATION AND STABILIZATION OF THE TABLETSAT MICRO-SATELLITE PLATFORM |
| RU2562904C1 (en) * | 2014-02-06 | 2015-09-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method of controlling orientation of spacecraft with fixed solar panels when conducting experiments |
| RU2581106C1 (en) * | 2014-12-18 | 2016-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method for automatic orientation of spacecraft and solar panel during failure of solar panel rotation device |
| RU2621933C2 (en) * | 2015-09-15 | 2017-06-08 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Earth remote probing spacecraft control 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 |
-
2019
- 2019-11-12 RU RU2019136387A patent/RU2722598C1/en active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6293502B1 (en) * | 1998-08-05 | 2001-09-25 | Hughes Electronics Corporation | System and method for enhanced solar array pointing in sun-nadir steering |
| US6019320A (en) * | 1998-09-15 | 2000-02-01 | Hughes Electronics Corporation | Spacecraft acquisition of sun pointing |
| RU2562904C1 (en) * | 2014-02-06 | 2015-09-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method of controlling orientation of spacecraft with fixed solar panels when conducting experiments |
| RU145978U1 (en) * | 2014-05-06 | 2014-09-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Спутниковые инновационные космические системы" | SYSTEM OF ORIENTATION AND STABILIZATION OF THE TABLETSAT MICRO-SATELLITE PLATFORM |
| RU2581106C1 (en) * | 2014-12-18 | 2016-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method for automatic orientation of spacecraft and solar panel during failure of solar panel rotation device |
| RU2621933C2 (en) * | 2015-09-15 | 2017-06-08 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Earth remote probing spacecraft control 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 |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2767648C1 (en) * | 2020-11-23 | 2022-03-18 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" (АО "НИИЭМ") | Method of controlling movement of spacecraft with controlled orientation |
| RU2790354C1 (en) * | 2022-03-15 | 2023-02-16 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method for restoring the orbital orientation of the spacecraft according to the readings of the star sensor |
| CN117360799A (en) * | 2023-08-31 | 2024-01-09 | 北京极光星通科技有限公司 | Satellite load direction calculation method, device, equipment and storage medium |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Pong | On-orbit performance & operation of the attitude & pointing control subsystems on ASTERIA | |
| RU2669481C1 (en) | Method and device for controlling motion of a spacecraft with controlled orientation | |
| RU2722598C1 (en) | Method of controlling spacecraft for remote earth sensing | |
| Steyn et al. | An attitude control system for ZA-AeroSat subject to significant aerodynamic disturbances | |
| US11338944B2 (en) | Control system for executing a safing mode sequence in a spacecraft | |
| Platonov et al. | Studying the possibility of ensuring the stabilization accuracy characteristics of an advanced spacecraft for remote sensing of the Earth | |
| RU2614467C1 (en) | Method for control design of spacecraft with power gyroscopes and rotary solar panels | |
| Chubb et al. | Flight performance of Skylab attitude and pointing control system | |
| RU2745364C1 (en) | Satellite gravity gradiometry method | |
| CN114802818A (en) | Morning and evening orbit satellite and sun attitude calculation method and guidance method thereof | |
| RU2736522C1 (en) | Method of orientation of spacecraft | |
| Legostaev et al. | History of spacecraft control systems | |
| Brown | A GNC Perspective of the Launch and Commissioning of NASA’s New SMAP (Soil Moisture Active Passive) Spacecraft | |
| Mohammed et al. | Initial attitude acquisition result of the Alsat-1 first Algerian microsatellite in orbit | |
| RU2702932C1 (en) | Method for dynamic high-accuracy orientation and stabilization of spacecraft | |
| Mahanti | Hardware-in-the-loop simulation and testing of the ADCS of the beyond atlas CubeSat | |
| Steyn | Variable speed scissored pair dual gimbal Control Moment Gyro for nano-satellites | |
| Melnikova et al. | Nanosatellite aerobrake maneuvering device | |
| Van Der Stokker | An investigation into the imager pointing accuracy and stability for a CubeSat Using a CubeADCS in sun-synchronous low earth orbits | |
| RU2581106C1 (en) | Method for automatic orientation of spacecraft and solar panel during failure of solar panel rotation device | |
| Jian et al. | Research on attitude control method of agile satellite based on variable structure control algorithm | |
| RU2767648C1 (en) | Method of controlling movement of spacecraft with controlled orientation | |
| Somov et al. | In-flight Checking of an Autonomous Guidance, Navigation and Control Systems Accuracy for Earth-observing Satellites and Space Robots | |
| Adams et al. | Precision control, knowledge and orbit determination on a small spacecraft bus: The orbview-4 attitutde control system | |
| Quadrelli et al. | Dynamics and controls of a conceptual Jovian Moon Tour Spacecraft |