RU2790354C1 - Способ восстановления орбитальной ориентации космического аппарата по показаниям датчика звезд - Google Patents
Способ восстановления орбитальной ориентации космического аппарата по показаниям датчика звезд Download PDFInfo
- Publication number
- RU2790354C1 RU2790354C1 RU2022106698A RU2022106698A RU2790354C1 RU 2790354 C1 RU2790354 C1 RU 2790354C1 RU 2022106698 A RU2022106698 A RU 2022106698A RU 2022106698 A RU2022106698 A RU 2022106698A RU 2790354 C1 RU2790354 C1 RU 2790354C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- orientation
- relative
- matrix
- isc
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при разработке режима восстановления орбитальной ориентации космического аппарата (КА) из произвольного неориентированного положения с использованием датчика звезд (ДЗ). Для восстановления ориентации КА отключают ДЗ на весь период времени восстановления ориентации, заменяют его показания прогнозными значениями, которые получают путем интегрирования соответствующего уравнения Пуассона. Достигается повышение точности в процессе восстановления ориентации КА и исключение сбоя в работе ДЗ. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для восстановления ориентации (ВО) космического аппарата (КА) относительно орбитальной системы координат (ОСК) из произвольного неориентированного положения с использованием датчика звезд (ДЗ).
Известны способы орбитальной ориентации КА, приведенные в книге авторов В.Н. Бранец, И.П. Шмыглевский «Применение кватернионов в задачах ориентации твердого тела». Москва, Наука 1973 г., 320 с. (см. стр. 205-226), где рассматриваются только общетеоретические аспекты приведения КА в ОСК, без учета работоспособности ДЗ в процессе ВО.
Известен способ, изложенный в статье «Система ориентации и стабилизации космического аппарата по информации с астродатчиков», Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск №38, в котором изложены результаты летных испытаний, но не недостаточно раскрыты существенные признаки способа.
В книге авторов О.Н. Анучин, И.Э. Комарова, Л.Ф. Перфильев «Бортовые системы навигации и ориентации искусственных спутников Земли» - СПб.: ГНЦ РФ ЦНИИ «Электроприбор», 2004 г. приводится большое количество методов ориентации твердого тела без конкретизации рабочего алгоритма астроориентации.
В книге И.Ф. Кавинов «Инерциальная навигация в околоземном пространстве», Москва: Машиностроение, 1988, с. 66-69 рассматривается ВО КА при визировании Солнца и Звезды. Способ осложнен угловыми параметрами Эйлера и обязательным наличием датчика Солнца.
В книге Системы астрономической ориентации космических аппаратов/ В.И. Кочетков - Москва.: Машиностроение, 1980 рассматриваются способы астрокоррекции для систем с гиростабилизированными платформами, что малопригодно для систем ориентации современных КА.
Наиболее близким способом, который может быть принять за прототип, является способ, изложенный в патенте RU 2610766.
Способ содержит:
- начальное демпфирование угловых скоростей КА относительно инерциальной геоцентрической абсолютной системы координат (ИСК);
- расчет по данным аппаратуры спутниковой навигации матрицы А положения орбитальной системы координат (ОСК) относительно ИСК;
- на момент времени t0 начала ВО определение датчиком звезд (ДЗ) матрицы ориентации Mro(t0) связанной системы координат (ССК) относительно ИСК;
- измерение блоком гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС) текущей абсолютной угловой скорости КА в проекциях на оси ССК - ωg(p,q,r);
- получение данных баллистического расчета о скорости вращения ОСК относительно ИСК ωo(ωxo,ωyo,ωzo) и расчет начальной матрицы ориентации КА относительно ОСК S(t0)=Mro(t0)AT(t0), где Т - знак транспонирования.
Способ имеет два существенных недостатка. Первый заключается в том, что восстановление ориентации происходит относительно замороженной ОСК на момент определения матрицы ориентации КА относительно ОСК -Mro(t0) в следствие ее «убегания», что приводит к большим ошибкам в конце восстановления ориентации. Второй недостаток более существенный -возможность нарушения работы ДЗ при попадании Земли или Солнца в поле зрения ДЗ. Это связано с тем, что в процессе ВО движение КА зачастую происходит «через голову» - спутник может повернуться на 180° или даже на 360°. При этом в поле зрения ДЗ обязательно попадет либо Земля, либо Солнце. В этом случае нарушается работа ДЗ и вследствие этого нарушается процесс ВО, которое становится невозможным принципиально.
Техническим результатом является существенное повышение точности и исключение сбоя в работе ДЗ в процессе ВО.
Для достижения цели в отличие от способа, который включает начальное демпфирование угловых скоростей КА относительно инерциальной - геоцентрической абсолютной системы координат (ИСК), расчет по данным аппаратуры спутниковой навигации матрицы А положения орбитальной системы координат (ОСК) относительно ИСК, на момент времени t0 определение датчиком звезд (ДЗ) матрицы ориентации Mro(t0) связанной системы координат (ССК) относительно ИСК, измерение блоком гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС) текущей абсолютной угловой скорости КА в проекциях на оси связанной системы координат (ССК) - ωg(p,q,r), получение данных баллистического расчета о скорости вращения ОСК относительно ИСК ωo(ωxo,ωуо,ωzo) и расчет начальной матрицы ориентации КА относительно ОСК S(t0)=Mro(t0)AT(t0), где т - знак транспонирования, введены новые операции.
На момент времени t0 запоминают значения матриц S(t0), Mr0(t0) и отключают ДЗ из контура ориентации, в течение всего времени восстановления ориентации t,t0 прогнозируют показания ДЗ с использованием данных от БИУС путем интегрирования уравнения Пуассона с запомненным начальным положением и рассчитывают прогнозируемое значение матрицы ориентации ССК относительно ОСК путем интегрирования уравнения с запомненным начальным положением из полученных решений находят компоненты вектора конечного поворота Эйлера и его производные в соответствии с выражениями
где - элементы матриц создают моменты управления на корпус КА по соответствующим осям ССК как функции от компонент векторов конечного поворота и поворачивают КА до совмещения ССК и ОСК, по окончании восстановления ориентации подключают ДЗ в контур управления и продолжают полет по его показаниям.
На фигурах 1 - 3 показана иллюстрация ВО КА из положения ϑ=80°, ψ=70°, γ=-110°.
Моделирование проводилось для КА массой 1000 кг с моментами инерции Jψ - Jϑ=3500 кгм2, Jγ=1000 кгм2.
По окончании демпфирования отключены ЖРД и подключены управляющие двигатели маховики (УДМ) с максимальным кинетическим моментом 5 нмс и максимальным управляющим моментом 0,05 нм.
В этот же момент времени были приняты баллистические данные и сняты показания ДЗ-Mro(t0). В соответствии с формулой была рассчитана начальная матрица ориентации КА относительно ОСК:
S(t0)=Mro(t0)AT(t0)
И сразу после этого был отключен ДЗ из контура ориентации. На участке между 25 с и 3000 с (фиг. 3) выполняется восстановления ориентации только по показаниям БИУС. Для этого интегрируется в бортовом вычислителе уравнение Пуассона
с запомненным начальным положением из полученных решений были найдены компоненты вектора конечного поворота Эйлера и его производные в соответствии с выражениями
где - элементы матриц моменты управления на корпус КА по соответствующим осям ССК были заданы как функции от компонент векторов конечного поворота в дальнейшем поворачивают КА до совмещения ССК и ОСК.
По окончании восстановления ориентации на 3000 с подключают ДЗ в контур управления и продолжают полет по его показаниям, т.е. в устойчивом режиме астроориентации.
В случае не определения ориентации КА датчиком звезд по окончании начального демпфирования, вследствие попадания в его поле зрения Земли или Солнца, принудительно вращают КА до попадания звездного поля в его поле зрения и устойчивого определения им ориентации КА относительно ИСК, после чего вновь выполняют демпфирование угловых скоростей КА.
Таким образом, процесс восстановления ориентации КА из произвольного неориентированного положения выполняется быстро и качественно и полностью защищен от нарушений в работе ДЗ в процессе вращения спутника из-за возможных попаданий в его поле зрения Земли или Солнца.
Claims (2)
1. Способ восстановления орбитальной ориентации космического аппарата (КА) по показаниям датчика звезд (ДЗ), включающий начальное демпфирование угловых скоростей КА относительно инерциальной - геоцентрической абсолютной системы координат (ИСК), расчет по данным аппаратуры спутниковой навигации матрицы А положения орбитальной системы координат (ОСК) относительно ИСК, на момент времени t0 определение датчиком звезд (ДЗ) матрицы ориентации Mro(t0) связанной системы координат (ССК) относительно ИСК, измерение блоком гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС) текущей абсолютной угловой скорости КА в проекциях на оси связанной системы координат (ССК) - ωg(p, q, r), получение данных баллистического расчета о скорости вращения ОСК относительно ИСК ωo(ωхо, ωуо, ωzo) и расчет начальной матрицы ориентации КА (ССК) относительно ОСК S(t0)=Mro(t0)AT(t0), где т - знак транспонирования, отличающийся тем, что на момент времени t0 запоминают значения матриц S(t0), Mro(t0) и отключают ДЗ из контура ориентации, в течение всего времени восстановления ориентации t, t0 прогнозируют показания ДЗ с использованием данных от БИУС путем интегрирования уравнения Пуассона с запомненным начальным положением и рассчитывают прогнозируемое значение матрицы ориентации ССК относительно ОСК путем интегрирования уравнения с запомненным начальным положением из полученных решений находят компоненты вектора конечного поворота Эйлера и его производные в соответствии с выражениями где - элементы матриц создают моменты управления на корпус КА по соответствующим осям ССК как функции от компонент векторов конечного поворота и поворачивают КА до совмещения ССК и ОСК, по окончании восстановления ориентации подключают ДЗ в контур управления и продолжают полет по его показаниям.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что по окончании демпфирования и при условии не определения ориентации КА датчиком звезд, вследствие попадания в его поле зрения Земли или Солнца, принудительно вращают КА до попадания звездного поля в его поле зрения и устойчивого определения им ориентации КА относительно ИСК, после чего вновь выполняют демпфирование угловых скоростей КА.
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2790354C1 true RU2790354C1 (ru) | 2023-02-16 |
Family
ID=
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2160216C1 (ru) * | 1999-07-29 | 2000-12-10 | Карпов Анатолий Степанович | Способ определения положения осей координат инерциальной навигационной системы объекта относительно базовой системы координат (его варианты) |
RU2610766C1 (ru) * | 2015-12-23 | 2017-02-15 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ восстановления ориентации орбитального космического аппарата |
RU2620284C1 (ru) * | 2015-12-29 | 2017-05-24 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ) | Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов и устройство его реализующее |
RU2722598C1 (ru) * | 2019-11-12 | 2020-06-02 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" (АО "НИИЭМ") | Способ управления космическим аппаратом дистанционного зондирования Земли |
CN111688952A (zh) * | 2020-05-21 | 2020-09-22 | 清华大学 | 一种卫星姿态控制*** |
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2160216C1 (ru) * | 1999-07-29 | 2000-12-10 | Карпов Анатолий Степанович | Способ определения положения осей координат инерциальной навигационной системы объекта относительно базовой системы координат (его варианты) |
RU2610766C1 (ru) * | 2015-12-23 | 2017-02-15 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ восстановления ориентации орбитального космического аппарата |
RU2620284C1 (ru) * | 2015-12-29 | 2017-05-24 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ) | Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов и устройство его реализующее |
RU2722598C1 (ru) * | 2019-11-12 | 2020-06-02 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" (АО "НИИЭМ") | Способ управления космическим аппаратом дистанционного зондирования Земли |
CN111688952A (zh) * | 2020-05-21 | 2020-09-22 | 清华大学 | 一种卫星姿态控制*** |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4758957A (en) | Spacecraft stabilization system and method | |
O'Farrell et al. | Overview and reconstruction of the ASPIRE project's SR01 supersonic parachute test | |
US4657210A (en) | Spacecraft stabilization system and method | |
Trushlyakov et al. | Dynamics of rotating tethered system for active debris removal | |
Steyn et al. | An attitude control system for ZA-AeroSat subject to significant aerodynamic disturbances | |
RU2790354C1 (ru) | Способ восстановления орбитальной ориентации космического аппарата по показаниям датчика звезд | |
Borisenko et al. | On the rapid orbital attitude control of manned and cargo spacecraft Soyuz MS and Progress MS | |
DeLombard | Compendium of information for interpreting the microgravity Environment of the Orbiter spacecraft | |
Theil et al. | Hybrid navigation system for spaceplanes, launch and re-entry vehicles | |
Jah et al. | Mars aerobraking spacecraft state estimation by processing inertial measurement unit data | |
Cordova-Alarcona et al. | Aoba VELOX-IV attitude and orbit control system design for a LEO mission applicable to a future lunar mission | |
Holt et al. | An Overview of the Artemis I Navigation Performance | |
RU2793977C1 (ru) | Способ астроориентации орбитального космического аппарата (варианты) | |
Benzeniar | In-orbit results from the attitude determination and control system of ALSAT-2B | |
Habib | Fast Converging with High Accuracy Est imates of Satellite Attitude and Orbit Based on Magnetometer Augmented with Gyro, Star Sensor and GPS via Extended Kalman Filter | |
Delpeyrat et al. | Student Rocket SERA-3 Flight Data Analysis | |
Sarani | Cassini attitude control configuration for Huygens probe release | |
Wong et al. | Attitude determination for the Shuttle Radar Topography Mission | |
Pistone | Design of a robust nonlinear attitude estimation algorithm for Space Rider mission | |
Ninomiya et al. | Attitude and orbit-control system design for X-ray astrophysics space observatory ASTRO-E | |
Vigneron et al. | Tether deployment and trajectory modeling for space plasma science missions | |
PHASE | Reusable Reentry Satellite (RRS) System Design Study | |
Mohammed et al. | Yaw phase mode attitude control using Z wheel for LEO microsatellite | |
Haruki et al. | Development test of the GNC system for Small Re-entry Capsule Integrated into HTV | |
Whisnant et al. | Attitude performance of the GEOS-ii gravity-gradient spacecraft |