способ управления кинетическим моментом космического аппарата в процессе коррекции орбиты и система для его реализации

Формула изобретения

1. Способ управления кинетическим моментом космического аппарата с помощью реактивных исполнительных органов, включающий определение требуемого значения скорости коррекции орбиты космического аппарата, поддержание заданной ориентации космического аппарата с помощью силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты двигателями ориентации, измерение при этом значения вектора кинетического момента в системе силовых гироскопов, определение по известным значениям моментов инерции космического аппарата, а также по измеренным значениям вектора угловой скорости космического аппарата и кинетического момента в системе силовых гироскопов значения суммарного вектора кинетического момента космического аппарата в текущие моменты времени (t), проверку выполнения условия принадлежности значений суммарного вектора кинетического момента космического аппарата области располагаемых значений вектора кинетического момента в системе силовых гироскопов (S) и в случае насыщения системы силовых гироскопов в момент времени t_s определение суммарного значения векторов управляющих моментов от двигателей ориентации при условии поочередного отключения каждого i-го двигателя, где i= 1, 2. . . n - номера двигателей ориентации, участвующих в коррекции орбиты, создание разгрузочного момента для системы силовых гироскопов двигателями ориентации, суммарный момент которых имеет наибольшую проекцию на направление, противоположное вектору , при соответствующем отключенном двигателе ориентации, а в случае, когда управляющие моменты не являются разгрузочными, включение для разгрузки силовых гироскопов той пары двигателей ориентации, не участвующих в коррекции орбиты, момент которой имеет наибольшую проекцию на направление, противоположное вектору , при этом никакой из указанных i-ых двигателей не отключают, отличающийся тем, что прогнозируют заданную область (S_k), в которой должен находиться суммарный вектор кинетического момента космического аппарата в момент завершения процесса коррекции орбиты, в случае насыщения системы силовых гироскопов прогнозируют изменение указанного суммарного вектора кинетического момента космического аппарата для случая коррекции орбиты с учетом отключения i-го двигателя ориентации или включения пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов на интервале от текущего момента времени разгрузки до момента времени завершения разгрузки, определяемого продолжительностью минимального импульса разгрузочного момента (t), и для случая коррекции орбиты с учетом всех работающих двигателей ориентации на интервале после выполнения разгрузки от момента времени , до расчетного момента времени окончания коррекции t_k, при этом полагают = 1, 2, 3..., a , где V_U - величина, определяющая заданную скорость коррекции орбиты, - текущее значение скорости коррекции орбиты на момент времени , a - расчетное значение ускорения космического аппарата от двигателей ориентации, участвующих в коррекции орбиты, суммируют указанные спрогнозированные изменения вектора с текущим значением суммарного вектора , определенным на момент начала прогноза , проверяют условие принадлежности полученного суммарного вектора кинетического момента космического аппарата указанной заданной области S_k и одновременно - условие принадлежности текущего суммарного вектора кинетического момента космического аппарата указанной области S располагаемых значений, и, если в момент времени , оба условия не выполняются, то продолжают проводить коррекцию орбиты с одновременной разгрузкой системы силовых гироскопов, а если выполняется хотя бы одно из этих условий, то прекращают проводить разгрузку силовых гироскопов.

2. Система управления кинетическим моментом космического аппарата с помощью реактивных исполнительных органов, содержащая блок скорости коррекции орбиты космического аппарата, блок датчиков внешней информации опорного базиса, блок определения управляющих сил и моментов, блок определяемых значений продолжительности импульсов тяги двигателей ориентации, блок двигателей ориентации, блок датчиков угловой скорости космического аппарата, блок датчиков линейных ускорений космического аппарата, блок задания параметров управления космическим аппаратом, блок определения времени окончания режима коррекции, блок приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, блок силовых гироскопов, блок определения значений суммарного вектора кинетического момента, блок формирования текущего времени разгрузки, блок формирования управляющих сил и моментов, состоящий из блока выбора двигателей ориентации для коррекции орбиты, блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов, блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов, причем выходы указанных блоков скорости коррекции и датчиков внешней информации опорного базиса соединены соответственно с первым и вторым входами блока определения управляющих сил и моментов, а первый выход последнего указанного блока соединен с первым входом блока формирования управляющих сил и моментов, первый выход блока формирования управляющих сил и моментов соединен с первым входом блока определяемых значений продолжительности импульсов тяги двигателей ориентации, а выход последнего указанного блока соединен с входом блока двигателей ориентации, выход блока двигателей ориентации соединен со вторым входом блока определяемых значений продолжительности импульсов тяги двигателей ориентации, выход блока датчиков линейных ускорений соединен с первым входом блока скорости коррекции орбиты космического аппарата, а выход блока датчиков угловой скорости космического аппарата соединен с третьим входом блока определения управляющих сил и моментов и вторым входом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, а второй выход блока определения управляющих сил и моментов соединен с входом блока силовых гироскопов, а выход последнего - с первым входом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, второй выход блока определения значений суммарного вектора кинетического момента соединен с первым входом блока приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, второй выход блока формирования управляющих сил и моментов соединен с третьим входом блока определения времени окончания режима коррекции, а второй вход блока определения времени окончания режима коррекции соединен со вторым выходом блока скорости коррекции орбиты космического аппарата, первый выход блока задания параметров управления космическим аппаратом соединен со входом блока датчиков внешней информации опорного базиса, второй выход - со вторым входом блока скорости коррекции орбиты космического аппарата, третий выход - с четвертым входом блока определения управляющих сил и моментов, четвертый выход - со вторым входом блока формирования управляющих сил и моментов, выход блока формирования текущего времени разгрузки соединен с первым входом блока определения времени окончания режима коррекции и третьим входом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, первый вход блока выбора двигателей ориентации для коррекции орбиты соединен с блоком определения управляющих сил и моментов, а второй вход - с четвертым выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, первый выход блока выбора двигателей ориентации для коррекции орбиты соединен с первым входом блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов и вторым входом блока определения разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, второй выход блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов является одновременно вторым выходом блока формирования управляющих сил и моментов, а первый выход - первым выходом блока формирования управляющих сил и моментов, второй вход блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов соединен с выходом блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, второй вход блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов соединен с первым выходом блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов, третий вход блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов соединен с четвертым выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, второй выход блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов соединен с первым входом блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов, а второй вход последнего - с четвертым выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, отличающаяся тем, что в нее дополнительно включены блок определения заданной области кинетического момента, блок сравнения параметров заданной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, блок прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе коррекции орбиты, причем первый вход блока сравнения параметров заданной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата соединен с первым выходом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, второй вход блока сравнения параметров заданной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата соединен с пятым выходом блока задания параметров управления космического аппарата, третий вход - со вторым выходом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, четвертый вход - с первым выходом блока приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, пятый вход - с выходом блока определения заданной области кинетического момента, первый вход этого же блока соединен с первым входом блока формирования текущего времени разгрузки, второй выход - с третьим входом блока формирования управляющих сил и моментов, третий выход - с четвертым входом блока формирования управляющих сил и моментов и вторым входом блока формирования текущего времени разгрузки, выход блока формирования текущего времени разгрузки соединен первым входом блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе коррекции, второй вход блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе коррекции соединен с первым выходом блока определения времени окончания режима коррекции, третий вход - с третьим выходом блока формирования управляющих сил и моментов, четвертый вход - с шестым выходом блока задания параметров управления космического аппарата, первый вход блока определения заданной области кинетического момента соединен с седьмым выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, второй вход - с выходом блока датчиков угловой скорости, третий вход - с выходом блока датчиков линейных ускорений, а четвертый - с выходом блока силовых гироскопов, второй выход блока выбора двигателей ориентации соединен с третьим выходом блока формирования управляющих сил и моментов, первый вход блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов и первый вход блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов соединены со вторым выходом блока сравнения параметров заданной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, третий вход блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов и третий вход блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов соединены с третьим выходом блока сравнения параметров заданной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, первый выход блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов соединен с первым выходом блока формирования управляющих сил и моментов, а второй выход этого блока - с третьим входом блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе коррекции.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области управления ориентацией и движением центра масс космических аппаратов (КА) и направлено на получение максимального значения скорости коррекции орбиты КА с минимальными ошибками управления при одновременном применении реактивных двигателей ориентации (ДО) и силовых гироскопов (СГ) и обеспечение минимального числа насыщений системы СГ в процессе выполнения программы полета КА после коррекции орбиты, а следовательно, минимизацию расхода рабочего тела и влияния на орбиту, обусловленного необходимостью включения ДО для разгрузки накопленного СГ кинетического момента.

Известен способ управления КА, снабженным реактивными двигателями с направленными под углом к осям связанного базиса и смещенными относительно центра масс аппарата линиями действия тяг (см. [1] ). В предлагаемом способе к корпусу КА прикладывают по трем осям связанного базиса управляющие моменты сил тяг реактивных двигателей (РД), установленных четырьмя равнотяговыми секциями в двух параллельных базовой плоскости ("север-восток") и равноудаленных от нее плоскостях, обеспечивая суммирование проекций этих моментов на ось требуемого управляющего момента и компенсацию по остальным осям. При этом коррекцию орбиты КА по двум направлениям (связанным осям, например, "север-юг" и "запад-восток") производят тягами РД, проекции которых совпадают с данными направлениями (осями), а возмущающие моменты по этим осям взаимно компенсируются. Для создания по третьей оси момента, противоположного возмущающему, применяют РД с взаимной компенсацией их моментов и тяг по указанным осям. Блок-схема системы, реализующей способ-аналог, представленная в [1] , состоит из блока скорости коррекции (БСК), блока датчиков внешней информации опорного базиса (БДВИ), блока определения управляющих сил и моментов (БОУСМ), блока формирования управляющих сил и моментов (БФУСМ), блока определяемых значений продолжительности импульсов ДО (БОЗПИД), блока ДО (БДО), корпуса КА (ККА), блока датчиков угловой скорости (БДУС), блока датчиков линейных ускорений (БДЛУ), блока задания параметров управления КА (БЗПУКА). При этом выходы БСК и БДВИ соединены соответственно с первым и вторым выходами БОУСМ, а выход БОУСМ соединен с первым входом БФУСМ. Выход БФУСМ соединен с первым входом БОЗПИД, а выход БОЗПИД - со входом БДО. В свою очередь, БДО соединен со вторым входом БОЗПИД. На корпусе КА установлены БДО, БДУС и БДЛУ. При этом выход БДУС соединен с третьим входом БОУСМ, а выход БДЛУ соединен с первым входом БСК. Первый, второй, третий и четвертый выходы БЗПУКА соединены соответственно с входом БДВИ, вторым входом БСК, четвертым входом БОУСМ и вторым входом БФУСМ. Этот способ и разработанная на его основе система управления позволяют уменьшить число РД и затраты топлива на коррекцию орбиты КА, но не решают важный вопрос получения максимальной скорости коррекции. Кроме того, в предлагаемом способе управление ориентацией КА в процессе коррекции орбиты с помощью РД отличается невысокой точностью, а это существенно, например, для спутников связи, точность ориентации которых должна составлять порядка 12".

Наиболее близкий из аналогов способ управления КА с помощью реактивных исполнительных органов (см. [2] ), используемый в качестве прототипа, включает определение требуемого значения скорости коррекции орбиты КА, поддержание заданной ориентации КА с помощью силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты двигателями ориентации, измерение при этом значения вектора кинетического момента в системе СГ, по известным значениям моментов инерции КА, а также по измеренным значениям вектора угловой скорости КА и кинетического момента в системе СГ определяют значения суммарного вектора кинетического момента КА в текущие моменты времени (t), проверяют выполнение условия принадлежности значений области располагаемых значений вектора кинетического момента в системе силовых гироскопов (S) и в случае насыщения системы СГ в момент времени t_S определяют суммарное значение векторов управляющих моментов от двигателей ориентации при условии поочередного отключения каждого i-го двигателя, где i= 1,2, . . . n - номера ДО, участвующих в коррекции орбиты, создают разгрузочный момент для системы силовых гироскопов двигателями ориентации, суммарный момент которых имеет наибольшую проекцию на направление, противоположное вектору , при соответствующем отключенном двигателе ориентации, а в случае, когда этот управляющий момент не является разгрузочным, для разгрузки силовых гироскопов включают ту пару двигателей ориентации, не участвующих в коррекции орбиты, момент которой имеет наибольшую проекцию на направление, противоположное вектору , при этом никакой из указанных i-х двигателей не отключают, в процессе проведения коррекции орбиты и разгрузки силовых гироскопов прогнозируют изменения указанного суммарного вектора кинетического момента для случая коррекции орбиты, с учетом всех работающих указанных i-х двигателей на интервале от текущего момента времени разгрузки до расчетного момента времени окончания коррекции, суммируют указанные спрогнозированные изменения вектора с текущим значением суммарного вектора , определенным на момент начала прогноза , проверяют условие принадлежности полученных векторных сумм указанной области S и одновременно условие непринадлежности области S и, если в момент времени не выполняются оба эти условия, продолжают проводить коррекцию орбиты с одновременной разгрузкой силовых гироскопов, а если выполняется хотя бы одно из указанных условий, прекращают разгрузку силовых гироскопов за счет подключения указанного отключенного i-го двигателя к процессу коррекции орбиты или отключения указанной разгрузочной пары ДО, после чего продолжают проверять выполнение условия принадлежности указанного вектора суммарного кинетического момента области S вплоть до завершения коррекции и в случае невыполнения этого условия повторяют разгрузку системы СГ при помощи двигателей ориентации, создающих указанный момент, или при помощи разгрузочной пары двигателей ориентации, не участвующих в процессе коррекции орбиты.

Блок-схема системы, реализующей способ-прототип, состоит из следующих блоков: блок скорости коррекции (БСК), блок датчиков внешней информации опорного базиса (БДВИ), блок определения управляющих сил и моментов (БОУСМ), блок формирования управляющих сил и моментов (БФУСМ), блок определяемых значений продолжительности импульсов ДО (БОЗПИД), блок ДО (БДО), корпус КА (ККА), блок датчиков угловой скорости (БДУС), блок датчиков линейных ускорений (БДЛУ), блок задания параметров управления КА (БЗПУКА), блок силовых гироскопов (БСГ), блок определения значений суммарного вектора кинетического момента (БОЗСВКМ), блок сравнения параметров области располагаемых значений вектора кинетического момента в системе СГ и суммарного вектора кинетического момента СГ (БСПОРЗВКМСГСВКМ), блок формирования текущего времени разгрузки СГ (БФТВРСГ), блок прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента (БПЗСВКМ), блок приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям (БППЗСВКМНУ), блок определения времени окончания режима коррекции (БОВОРК). БФУСМ содержит следующие блоки: блок выбора ДО для коррекции орбиты (БВДКО); блок формирования разгрузочного момента для системы СГ (БФРМСГ); блок определения разгрузочных моментов для системы СГ (БОРМСГ); блок выбора разгрузочного момента для системы СГ (БВРМСГ); блок выбора пары ДО для разгрузки системы СГ (БВПДРСГ).

При этом выходы БСК и БДВИ соединены соответственно с первым и вторым выходами БОУСМ, а выход БОУСМ соединен с первым входом БФУСМ. Выход БФУСМ соединен с первым входом БОЗПИД, а выход БОЗПИД - со входом БДО. В свою очередь, БДО соединен со вторым входом БОЗПИД. На корпусе КА установлены БДО, БДУС и БДЛУ. При этом выход БДУС соединен с третьим входом БОУСМ, а выход БДЛУ соединен с первым входом БСК. Первый, второй, третий и четвертый выходы БЗПУКА соединены соответственно с входом БДВИ, вторым входом БСК, четвертым входом БОУСМ и вторым входом БФУСМ.

Вход БСГ соединен со вторым входом БОУСМ, а выход БСГ - с первым входом БОЗСВКМ. Первый выход БОЗСВКМ соединен с первым входом БСПОРЗВКМСГСВКМ, а второй выход этого же блока - с первым входом БППЗСВКМНУ и третьим входом БСПОРЗВКМСГСВКМ. Второй вход БОЗСВКМ соединен с выходом БДУС. Выход БФТВРСГ соединен с третьим входом БОЗСВКМ и первыми входами БПЗСВКМ и БОВОРК. Первый выход БСПОРЗВКМСГСВКМ соединен с первым входом БФТВРСГ, а второй выход - с третьим входом БФУСМ. Третий выход БСПОРЗВКМСГСВКМ соединен с четвертым входом БФУСМ и вторым входом БФТВРСГ. Второй вход БСПОРЗВКМСГСВКМ соединен с пятым выходом БЗПУКА, а четвертый вход этого же блока - с первым выходом БППЗСВКМНУ.

Выход БПЗСВКМ соединен со вторым входом БППЗСВКМНУ. Второй вход БПЗСВКМ соединен с первым выходом БОВОРК, третий и четвертый входы этого же блока соединены соответственно с третьим выходом БФУСМ и шестым выходом БЗПУКА.

Второй вход БОВОРК соединен со вторым выходом БСК, а третий вход - со вторым выходом БФУСМ.

Первый вход БВДКО соединен с БОУСМ, а второй вход - с четвертым выходом БЗПУКА. Первый выход БВДКО соединен с первым входом БФРМСГ и вторым входом БОРМСГ. Второй выход этого же блока соединен с третьим выходом БФУСМ. Первый выход БФРМСГ является одновременно первым выходом БФУСМ, а второй выход - вторым выходом БФУСМ. Второй вход БФРМСГ соединен с выходом БВРМСГ, а третий вход указанного блока является четвертым входом БФУСМ.

Первый вход БОРМСГ соединен с третьим входом БФУСМ, а третий вход указанного блока - с четвертым выходом БЗПУКА. Первый выход БОРМСГ соединен со вторым входом БВРМСГ, а второй выход этого же блока - с первым входом БВПДРСГ. Первый вход БВРМСГ соединен с третьим входом БФУСМ.

Второй вход БВПДРСГ соединен с выходом БЗПУКА, а третий вход - с четвертым входом БФУСМ. Первый выход БВПДРСГ соединен с первым выходом БФУСМ, а второй выход этого же блока - с третьим выходом БФУСМ.

Работает система управления следующим образом. По началу выполнения режима коррекции орбиты со второго выхода БОУСМ на второй вход БФУСМ выдаются требования на формирование управляющих сил F_i. Одновременно с первого выхода БОУСМ на первый вход БСГ выдаются требования на формирование управляющих моментов. БСГ формирует закон управления осями прецессии СГ (см. [3] стр. 12-13) по затребованным управляющим моментам. При этом за счет измерений, проводимых в блоке синус-косинусных преобразователей углов поворота осей прецессии, входящем в состав БСГ, а также по известным значениям кинетических моментов роторов гиродвигателей, определяется значение вектора кинетического момента системы СГ . При этом непосредственно значение определяется в БОЗСВКМ по указанным измеренным значениям, поступающим на его второй вход с выхода БСГ. На первый вход БОЗСВКМ с БДУС поступает информация о значениях вектора абсолютной угловой скорости КА . В самом БОЗСВКМ имеются заранее заданные значения компонент тензора инерции КА В результате в нем определяется значение вектора . Со второго выхода БОЗСВКМ значения поступают на второй вход БСПОРЗВКМСГСВКМ. В БСПОРЗВКМСГСВКМ производится проверка выполнения условия принадлежности вектора кинетического момента КА допустимой области S. При этом параметры области S могут изменяться в зависимости от числа работающих в системе силовых гироскопов. Указанные изменения в БСПОРЗВКМСГСВКМ производятся при помощи БЗПУКА, шестой выход которого соединен с шестым входом БСПОРЗВКМСГСВКМ. По этому же каналу в БСПОРЗВКМСГСВКМ передается разрешение на поиск времени начала формирования кинетического момента КА. В случае невыполнения указанного условия с третьего выхода указанного блока на второй вход БФТВРСГ выдается значение времени t_S. Одновременно со второго выхода этого же блока на третий вход БФУСМ выдается значение вектора . Как только БФТВРСГ получает значение момента времени t_S, он тут же формирует на своем выходе значение t"₁ в соответствии с выражением = 1,2,3, . . . , где t - продолжительность минимального импульса разгрузочного момента . В свою очередь t"₁ передается на третий вход БОЗСВКМ, на третий вход и на четвертый вход БПЗСВКМ. По приходу в БОЗСВКМ значения t"₁ в нем происходит присвоение текущего значения вектора кинетического момента значению . Значение вектора поступает с первого выхода БОЗСВКМ на первый вход БППЗСВКМНУ и на третий вход БСПОРЗВКМСГСВКМ. В БППЗСВКМНУ оно служит в качестве начального условия в выражении , а в БСПОРЗВКМСГСВКМ оно необходимо для проверки условия . Значение t"₁, переданное в БПЗСВКМ, устанавливает нижнюю границу определенного интеграла, входящего в выражение , где - главный вектор управляющего момента от всех работающих ДО без учета отключений i-х ДО или пар ДО; - главный вектор управляющего момента всех внешних возмущающих сил. Оно же задает в БОВОРК момент времени t_k1 начала определения второй верхней границы указанного интеграла. Так, по приходу этого времени в БОВОРК из первого выхода БСК через первый вход БОВОРК считывается значение . Одновременно из первого выхода БФУСМ на второй вход БОВОРК приходит информация о номерах ДО, участвующих в коррекции орбиты. По указанным номерам в блоке определяется _/ . Для этого используются известные силы тяги ДО и масса КА и производится расчет t_k1 по выражению , где - измеренное значение скорости коррекции КА на момент времени t"₁. Далее информация о значении t_k1 передается на пятый вход БПЗСВКМ.

Информация о номерах ДО, первоначально участвующих в коррекции орбиты, выдается также с третьего выхода БФУСМ на третий вход БПЗСВКМ. При этом каждому двигателю ставится в соответствие управляющий момент , который он создает. Причем значение указанных управляющих моментов задается в БПЗСВКМ через первый его вход с седьмого выхода БЗПУКА. Для ДО, не участвующих в управлении, . По указанному каналу в БПЗСВКМ выдаются также значения, определяющие значения возмущающих моментов (углы ориентации КА, положение солнечных батарей и т. д. ). С третьего выхода БФУСМ на третий вход БПЗСВКМ передаются также номера ДО для вектора . По значениям в БПЗСВКМ определяется .

Далее суммируется с полученным там же . Затем производится интегрирование на интервале установленных границ в соответствии. Полученные интегральные значения передаются со второго выхода БПЗСВКМ на второй вход БППЗСВКМНУ, где производится их суммирование с начальными значениями . Полученная сумма с выхода БППЗСВКМНУ передается на первый вход БСПОРЗВКМСГСВКМ, где производится проверка выполнения условия ее принадлежности области S. Если в БСПОРЗВКМСГСВКМ при проверке не выполняется это условие и выполняется условие принадлежности области S текущего значения вектора кинетического момента, то значение t_S подтверждается в БФТВРСГ и повторяется рассмотренный выше цикл разгрузки СГ на момент времени t"₂ и т. д.

Если же в БСПОРЗВКМСГСВКМ при проверке выполняется условие принадлежности вектора кинетического момента КА области S или не выполняется условие принадлежности области S текущего значения вектора кинетического момента, то с первого выхода БСПОРЗВКМСГСВКМ на четвертый вход БФУСМ выдается команда на снятие режима разгрузки СГ, на первый вход БФТВРСГ - на прекращение режима поиска момента времени _z.

Недостатком способа и системы управления, описанных в прототипе, является то, что в конце процесса коррекции орбиты на суммарный кинетический момент КА накладывается единственное условие - нахождение его в допустимой области, а дальнейшее изменение кинетического момента в процессе движения КА по скорректированной орбите не прогнозируется. Но полученное на момент окончания коррекции орбиты значение суммарного значения кинетического момента КА может быть таковым, что в процессе выполнения последующей программы полета это значение выйдет за пределы допустимой области S и, как следствие, возникнет необходимость в разгрузке системы СГ с помощью ДО, что не желательно, т. к. приведет к дополнительному расходу рабочего тела и ухудшению орбиты, вызванному работой ДО.

Задачей, решаемой предлагаемым способом и системой, является такое управление кинетическим моментом КА в процессе коррекции орбиты КА, которое обеспечит формирование в момент времени завершения коррекции заданного значения вектора кинетического момента КА, что позволит при дальнейшем выполнении программы полета минимизировать число включений ДО для разгрузки СГ, а следовательно, минимизировать и расход рабочего тела, и влияние на орбиту КА.

Поставленная задача решается тем, что в предлагаемом способе управления кинетическим моментом космического аппарата с помощью реактивных исполнительных органов, включающем определение требуемого значения скорости коррекции орбиты космического аппарата, поддержание заданной ориентации космического аппарата с помощью силовых гироскопов в процессе коррекции орбиты двигателями ориентации, измерение при этом значения вектора кинетического момента в системе силовых гироскопов, по известным значениям моментов инерции космического аппарата, а также по измеренным значениям вектора угловой скорости космического аппарата и кинетического момента в системе силовых гироскопов определяют значения суммарного вектора кинетического момента космического аппарата () в текущие моменты времени (t), проверяют выполнение условия принадлежности значений суммарного вектора кинетического момента космического аппарата области располагаемых значений вектора кинетического момента в системе силовых гироскопов (S) и в случае насыщения системы силовых гироскопов в момент времени t_S, определяют суммарное значение векторов управляющих моментов от двигателей ориентации при условии поочередного отключения каждого i-го двигателя, где i= 1,2, . . . n - номера двигателей ориентации, участвующих в коррекции орбиты, создают разгрузочный момент для системы силовых гироскопов двигателями ориентации, суммарный момент которых имеет наибольшую проекцию на направление, противоположное вектору , при соответствующем отключенном двигателе ориентации, а в случае, когда управляющие моменты не являются разгрузочными, для разгрузки силовых гироскопов включают ту пару двигателей ориентации, не участвующих в коррекции орбиты, момент которой имеет наибольшую проекцию на направление, противоположное вектору , при этом никакой из указанных i-х двигателей не отключают, в отличие от известного способа прогнозируют заданную область (S_k), в которой должен находиться суммарный вектор кинетического момента космического аппарата в момент времени завершения процесса коррекции орбиты, в случае насыщения системы силовых гироскопов прогнозируют изменение указанного суммарного вектора кинетического момента космического аппарата для случая коррекции орбиты с учетом отключения i-го двигателя ориентации или включения пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов на интервале от текущего момента времени разгрузки до момента времени завершения разгрузки, определяемого продолжительностью минимального импульса разгрузочного момента (t), и для случая коррекции орбиты с учетом всех работающих двигателей ориентации на интервале после выполнения разгрузки от момента времени до расчетного момента времени окончания коррекции t_k, при этом полагают = 1,2,3. . . , a где V_U - величина, определяющая заданную скорость коррекции орбиты, - текущее значение скорости коррекции орбиты на момент времени a - расчетное значение ускорения космического аппарата от двигателей ориентации, участвующих в коррекции орбиты, суммируют указанные спрогнозированные изменения вектора с текущим значением суммарного вектора , определенным на момент начала прогноза , проверяют условие принадлежности полученного суммарного вектора кинетического момента космического аппарата заданной области S_k и одновременно - условие принадлежности текущего суммарного вектора кинетического момента космического аппарата области S допустимых значений кинетического момента космического аппарата и если в момент времени оба условия не выполняются, то продолжают проводить коррекцию орбиты с одновременной разгрузкой системы силовых гироскопов, а если выполняется хотя бы одно из этих условий, то прекращают проводить разгрузку силовых гироскопов.

Поставленная задача решается тем, что систему управления кинетическим моментом космического аппарата с помощью реактивных исполнительных органов, содержащую блок скорости коррекции орбиты космического аппарата, блок датчиков внешней информации опорного базиса, блок определения управляющих сил и моментов, блок определяемых значений продолжительности импульсов тяги двигателей ориентации, блок двигателей ориентации, блок датчиков угловой скорости космического аппарата, блок датчиков линейных ускорений космического аппарата, блок задания параметров управления космическим аппаратом, блок определения времени окончания режима коррекции, блок приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, блок силовых гироскопов, блок определения значений суммарного вектора кинетического момента, блок формирования текущего времени разгрузки, блок формирования управляющих сил и моментов, состоящий из блока выбора двигателей ориентации для коррекции орбиты, блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов, блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов, причем выходы указанных блоков скорости коррекции и датчиков внешней информации опорного базиса соединены соответственно с первым и вторым входами блока определения управляющих сил и моментов, а первый выход последнего указанного блока соединен с первым входом блока формирования управляющих сил и моментов, первый выход блока формирования управляющих сил и моментов соединен с первым входом блока определяемых значений продолжительности импульсов тяги двигателей ориентации, а выход последнего указанного блока соединен с входом блока двигателей ориентации, выход блока двигателей ориентации соединен со вторым входом блока определяемых значений продолжительности импульсов тяги двигателей ориентации, выход блока датчиков линейных ускорений соединен с первым входом блока скорости коррекции орбиты космического аппарата, а выход блока датчиков угловой скорости космического аппарата соединен с третьим входом блока определения управляющих сил и моментов и вторым входом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, а второй выход блока определения управляющих сил и моментов соединен с входом блока силовых гироскопов, а выход последнего - с первым входом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, второй выход блока определения значений суммарного вектора кинетического момента соединен с первым входом блока приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, второй выход блока формирования управляющих сил и моментов соединен с третьим входом блока определения времени окончания режима коррекции, а второй вход блока определения времени окончания режима коррекции соединен со вторым выходом блока скорости коррекции орбиты космического аппарата, первый выход блока задания параметров управления космическим аппаратом соединен со входом блока датчиков внешней информации опорного базиса, второй выход - со вторым входом блока скорости коррекции орбиты космического аппарата, третий выход - с четвертым входом блока определения управляющих сил и моментов, четвертый выход - со вторым входом блока формирования управляющих сил и моментов, выход блока формирования текущего времени разгрузки соединен с первым входом блока определения времени окончания режима коррекции и третьим входом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, первый вход блока выбора двигателей ориентации для коррекции орбиты соединен с блоком определения управляющих сил и моментов, а второй вход - с четвертым выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, первый выход блока выбора двигателей ориентации для коррекции орбиты соединен с первым входом блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов и вторым входом блока определения разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, второй выход блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов является одновременно вторым выходом блока формирования управляющих сил и моментов, а первый выход - первым выходом блока формирования управляющих сил и моментов, второй вход блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов соединен с выходом блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов, второй вход блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов соединен с первым выходом блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов, третий вход блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов соединен с четвертым выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, второй выход блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов соединен с первым входом блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов, а второй вход последнего - с четвертым выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, в отличие от известной системы дополнительно включены блок прогноза суммарного вектора кинетического момента космического аппарата в процессе коррекции его орбиты и определения заданной области кинетического момента космического аппарата, блок сравнения параметров заданной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, блок прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе коррекции орбиты, причем первый вход блока сравнения параметров заданной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата соединен с первым выходом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, второй вход блока сравнения параметров заданной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата соединен с пятым выходом блока задания параметров управления космического аппарата, третий вход - со вторым выходом блока определения значений суммарного вектора кинетического момента, четвертый вход - с первым выходом блока приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям, пятый вход - с выходом блока прогноза суммарного вектора кинетического момента космического аппарата в процессе коррекции его орбиты и определения заданной области кинетического момента космического аппарата, первый выход этого же блока соединен с первым входом блока формирования текущего времени разгрузки, второй выход - с третьим входом блока формирования управляющих сил и моментов, третий выход - с четвертым входом блока формирования управляющих сил и моментов и вторым входом блока формирования текущего времени разгрузки, выход блока формирования текущего времени разгрузки соединен c первым входом блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе коррекции, второй вход блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе коррекции соединен с первым выходом блока определения времени окончания режима коррекции, третий вход - с третьим выходом блока формирования управляющих сил и моментов, четвертый вход - с шестым выходом блока задания параметров управления космического аппарата, первый вход блока прогноза суммарного вектора кинетического момента космического аппарата в процессе коррекции его орбиты и определения заданной области кинетического момента космического аппарата соединен с седьмым выходом блока задания параметров управления космическим аппаратом, второй вход - с выходом блока датчиков угловой скорости, третий вход - с выходом блока датчиков линейных ускорений, а четвертый - с выходом блока силовых гироскопов, второй выход блока выбора двигателей ориентации соединен с третьим выходом блока формирования управляющих сил и моментов, первый вход блока определения разгрузочных моментов для системы силовых гироскопов и первый вход блока выбора разгрузочного момента для системы силовых гироскопов соединены со вторым выходом блока сравнения параметров заданной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, третий вход блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов и третий вход блока формирования разгрузочного момента для системы силовых гироскопов соединены с третьим выходом блока сравнения параметров заданной области кинетического момента космического аппарата и суммарного вектора кинетического момента космического аппарата, первый выход блока выбора пары двигателей ориентации для разгрузки системы силовых гироскопов соединен с первым выходом блока формирования управляющих сил и моментов, а второй выход этого блока - с третьим входом блока прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе коррекции.

Предлагаемые способ и система лишены недостатков присущих прототипу, т. к. для того, чтобы после завершения коррекции орбиты КА минимизировать расход рабочего тела и влияние на орбиту, обусловленное необходимостью включения ДО для разгрузки системы СГ, при выполнении программы полета КА на задаваемом интервале времени осуществляется приведение кинетического момента КА в конце процесса коррекции орбиты в заданную область, которая определяется из условия минимизации числа насыщений системы СГ при выполнении программы полета КА, а следовательно, и требуемых включений ДО для ее разгрузки.

Для пояснения сущности предлагаемого способа приводятся фиг. 1-9. На фиг. 1 изображен корпус КА, двигатели ориентации и жестко связанная с КА система координат (ССК). На фиг. 2 показан корпус КА, положение центра масс КА в плоскости XOZ ССК и направление действия векторов сил тяги ДО. На фиг. 3-5 приведены графики изменения кинетического момента КА при поддержании неизменной ориентации аппарата с помощью СГ с разными начальными условиями по кинетическому моменту КА. Фиг. 6 иллюстрирует график изменения кинетического момента КА в процессе коррекции его орбиты. На фиг. 7 показана система управления, разработанная для реализации предлагаемого способа управления кинетическим моментом КА в процессе коррекции орбиты. На фиг. 8 изображены составляющие БФУСМ и их связь с остальными элементами предлагаемой системы управления. На фиг. 9 показан пример системы управления, разработанной для реализации предлагаемого способа.

Для реализации предлагаемого способа управления КА необходимо в первую очередь определить заданную область кинетического момента КА, т. е. область, в которой должен находиться вектор кинетического момента КА после завершения коррекции орбиты. Единственное условие, которому должна удовлетворять указанная область, - минимизация числа насыщений СГ при управлении ориентацией КА на задаваемом временном интервале. Решается задача определения области кинетического момента моделированием движения КА на этом интервале времени. Исходя из результатов моделирования, определяется область, в которой должен находиться вектор кинетического момента КА.

Далее предлагаемый способ описан более подробно.

Для определения заданной области кинетического момента КА, т. е. области, в которой должен находиться вектор кинетического момента КА после завершения коррекции орбиты, осуществляется математическое моделирование движения КА с момента завершения коррекции орбиты на задаваемом временном интервале, например до момента начала следующей коррекции. Система уравнений, описывающих математическую модель движения центра масс КА и его движение относительно центра масс, может быть записана в следующем виде:





Здесь - радиус-вектор КА, - вектор суммарного кинетического момента КА; - кинетический момент системы СГ; - угловая скорость спутника; - вектор суммарной силы и суммарного момента внешних сил, действующих на КА, соответственно; - тензор инерции КА; m - масса КА.

Решая уравнения (1), зная в исходный момент времени начальные значения вектора состояния КА (где - вектор скорости КА), вектор его угловой скорости , варьируя исходные значения вектора , и, следовательно, , определим заданную область, в которой должен находиться кинетический момент КА на момент завершения процесса коррекции орбиты КА для минимизации расхода рабочего тела при управлении его ориентацией на задаваемом временном интервале. После определения заданной области кинетического момента, зная вектор состояния КА на момент завершения коррекции, т. е. , другими словами, имея результаты решения задачи, необходимо найти начальные значения этих величин, которые будут удовлетворять требуемому результату решения. Т. к. начальные значения вектора состояния КА на момент начала коррекции орбиты известны, то требуется определить начальные значения кинетического момента КА. Для их определения осуществляется моделирование процесса коррекции орбиты КА. Если при коррекции орбиты наступит насыщение системы СГ, то логично попытаться совместить неизбежный процесс разгрузки СГ с формированием такого кинетического момента КА, который позволит завершить процесс коррекции орбиты КА без повторного насыщения системы СГ и, более того, даст возможность на момент завершения коррекции орбиты получить вектор кинетического момента КА, принадлежащий заданной области. Моделирование может осуществляться, например, с использованием уравнений (1). При его реализации учитываются известные характеристики ДО, их влияние на изменение кинетического момента КА, степень участия в коррекции орбиты. Выбор ДО должен быть таким, чтобы уменьшить влияние процессов, связанных с формированием требуемого кинетического момента КА, на коррекцию орбиты.

Поясним сущность предлагаемого способа на примере. Для повышения наглядности решения используются фиг. 1 и фиг. 2. На фиг. 1 и фиг. 2 изображены корпус КА, двигатели ориентации (D₁ - D₂₄), жестко связанная с КА система координат (ССК), смещенное относительно начала ССК положение центра масс () и направление действия векторов сил тяги ДО D₉, D₁₀, D₁₁,

Обозначим момент времени, в который произошло насыщение системы СГ, как t_S, а через t_p - момент времени начала формирования кинетического момента КА, если в процессе коррекции орбиты насыщения системы СГ не было. Предположим, что на КА установлена система СГ с областью S, описанной сферой радиусом R_сф.

Пусть, например, нам необходимо провести коррекцию орбиты в направлении оси ОХ (см. фиг. 1, 2). Для этого необходимо включить двигатели D₉ - D₁₂. Из-за смещения центра масс КА двигателями D₉, D₁₁ будет создаваться возмущающий момент. Этот момент нарушает требуемую ориентацию КА. Компенсация возникшего возмущающего момента осуществляется системой СГ, что позволяет максимально использовать тягу двигателей D₉ - D₁₂, а следовательно, увеличить продолжительность выдачи корректирующего импульса и уменьшить время проведения коррекции орбиты.

Предположим, что после завершения коррекции орбиты КА должен находиться в режиме поддержания ориентации до следующей коррекции в течение интервала времени t. Решая систему уравнений (1), варьируя исходные значения кинетического момента СГ, определяем область, в которой должен находиться кинетический момент СГ для того, чтобы минимизировать расход рабочего тела на интервале времени t. Как показывает практика, во многих случаях для прогноза накопления кинетического момента КА достаточно решения уравнений вращательного движения КА без подробного моделирования движения центра масс КА. Тогда систему уравнений (1), например, для геостационарного спутника можно записать в следующем виде:

Здесь - полный кинетический момент КА; - кинетический момент системы СГ; - угловая скорость КА; - соответственно гравитационные моменты, вызванные влиянием на ССС гравитационных полей Земли, Луны и Солнца; - магнитный момент, обусловленный взаимодействием магнитного поля Земли и собственного магнитного момента КА; - орты векторов Земля-КА, Солнце-КА, Луна-спутник; - тензор инерции КА;



гравитационные параметры Земли, Луны и Солнца; R_E, R_S, R_M - радиус-векторы Земли, Луны и Солнца; - момент от силы светового давления , которая возникает при попадании потока солнечного света на спутник и при его отражении. S - площадь поперечного сечения КА; Е₀ - мощность потока солнечного излучения; с - скорость света; r_* - средний радиус орбиты Земли; - расстояние от КА до Солнца; k - коэффициент отражения света поверхностью КА; - собственный магнитный момент КА; - магнитное поле Земли.

Как показала практика, прогноз накопления кинетического момента КА, полученный при решении уравнений (2) для геостационарного спутника связи "Ямал", дает хорошие результаты. Итак, результатом решения будет некоторая область кинетического момента КА (S_k), назовем ее заданной, в которую должен попасть кинетический момент КА по завершению коррекции его орбиты. После определения заданной области кинетического момента осуществляется моделирование процесса коррекции КА с помощью уравнений (1). При решении системы уравнений момент начала режима насыщения определяется так же, как и в прототипе:



Для рассматриваемого случая проверяется неравенство:



где K_S - коэффициент принятия решения, характеризующий ту часть области S, которую необходимо оставить для временной задержки на принятие решения и осуществления режима разгрузки, не потеряв при этом управляемость системы СГ (в случае выхода кинетического момента КА за пределы области S). Если условие (4) не выполняется, то с этого момента времени t_Sp начинается режим разгрузки. Для достижения максимальной эффективности разгрузки необходимо, чтобы вектор и вектор разгрузочного момента были противоположно направлены, причем чем больше тупой угол между указанными векторами, тем быстрее происходит разгрузка системы СГ. Исходя из перечисленных условий выбираются ДО, с помощью которых и будет выполняться разгрузка. В нашем случае необходимо определить такие ДО и такую продолжительность разгрузки, которые позволят не только разгрузить кинетический момент КА, но и впоследствии завершить коррекцию орбиты без повторной разгрузки и с таким вектором кинетического момента КА, который принадлежал бы заданной области. Методика выбора ДО аналогична той, которая описана в прототипе. Отличие заключается во времени проведения разгрузки и вызвано дополнительным условием, налагаемым на разгрузку (формирование требуемого вектора кинетического момента КА). Вектора разгрузочных моментов при поочередном отключении ДО, участвующих в коррекции орбиты, определяются следующим образом:









- радиус-векторы точки приложения соответствующих тяг двигателей . Для разгрузки СГ должно выполняться следующее условие:

Выбрав те ДО, для которых условие (9) выполняется, обозначим их , определяем те ДО, при отключении которых суммарный разгрузочный момент имеет наибольшую проекцию на направление, противоположное вектору . Математически это выражение можно записать в виде:

где - знак соответствия.

Как указано в прототипе, в общем случае не всегда можно разгрузить систему СГ, выбрав и отключив i-й двигатель. Связано это с тем, что возможно возникновение ситуации, в которой каждый из векторов будет перпендикулярен вектору или когда возмущающий момент от каждого из работающих для коррекции орбиты двигателей направлен по трем осям КА, а вектор накапливается таким образом, что условие (9) выполнить невозможно. В таких случаях предлагается использовать пару ДО, не участвующих в коррекции орбиты. При этом двигатели, выполняющие коррекцию орбиты, не отключаются и сохраняется максимальная величина корректирующего импульса. Из возможных вариантов выбора пар ДО для разгрузки СГ включают ту из них, момент которой имеет наибольшую проекцию на противоположное направление вектора , т. е.

где р= 1,2, . . . - номера пар ДО, удовлетворяющих условию разгрузки СГ:



здесь - вектора моментов от р-х пар ДО; - вектор разгрузочного момента, максимально удовлетворяющий условию разгрузки ДО.

В рассматриваемом случае в качестве пар ДО, участвующих в разгрузке СГ, могут использоваться ДО D₁₅ и D₆, D₁₆ и D₅ или D₁₃ и D₈, D₇ и D₁₄.

Сразу же по началу процесса разгрузки СГ определяют момент времени ее завершения (t_Z). В отличие от прототипа этот момент времени будем определять из необходимой достаточности для завершения основного процесса коррекции орбиты КА и попадания вектора в момент завершения коррекции в заданную область кинетического момента КА. Поиск момента t_Z осуществляется тем же способом, что и в прототипе. Область поиска определяется временным интервалом (t, t_ks), где t_ks - момент завершения коррекции с учетом работы всех выбранных для коррекции ДО.

где V_u - заданная величина, определяющая скорость коррекции КА; V_ts - текущее значение кажущейся скорости коррекции на момент времени начала разгрузки СГ определяется, например, как интегральная оценка измерений акселерометра с момента времени начала коррекции и до момента времени начала разгрузки (t_s); a - расчетное ускорение, получаемое КА от работающих ДО, участвующих в коррекции его орбиты.

Поиск производится -ми шагами, каждый из которых отличается от предыдущего на t, т. е.

где t - продолжительность минимального импульса разгрузочного момента . Определив 1-й момент времени как t"₁= t_s, осуществим прогноз изменений вектора на интервале (t"₁, t_k1) по выражению:



где - главный вектор управляющего момента от всех работающих ДО без учета отключений i-ых ДО или пар ДО; - главный вектор управляющего момента от всех работающих ДО с учетом отключений i-го ДО или включения пар ДО; - главный вектор управляющего момента всех внешних возмущающих сил. Значение известно, например, в результате тестовых включений ДО. Значение t_k1 определяется следующим образом:



где - измеренное значение скорости коррекции КА на момент времени t"₁.

Прогноз осуществляем с нулевыми начальными значениями по вектору и далее суммируем спрогнозированное значение с реальными начальными условиями, полученными по выражению



на момент времени t"₁



Далее проверяем выполнение условия



и если оно выполняется, то t₂= t"₁, иначе выбираем t"₂= t_s + t и повторяем цикл расчетов на момент времени t"₂ и т. д. до выполнения условия (19).

При проведении разгрузки необходимо контролировать положение вектора кинетического момента КА в области S, выход за пределы которой приведет к потере управляемости системой СГ, т. е. необходимо проверять выполнение условия



и, если оно не выполняется, прекращать разгрузку СГ путем подключения i-го двигателя к коррекции орбиты или отключения пары р-ых ДО. Этот случай говорит о том, что проведенная разгрузка СГ не последняя до конца коррекции орбиты.

Рассмотрим случай управления кинетическим моментом при коррекции орбиты геостационарного спутника связи. Предположим, что после завершения процесса коррекции орбиты КА будет иметь следующий вектор состояния в гринвичской системе координат:





где - радиус-вектор и вектор скорости КА соответственно.

КА должен в процессе коррекции орбиты сохранять неизменной свою ориентацию в орбитальной системе координат. Эта ориентация задается следующими углами Крылова _Y = 0; _x = 0; _z = 270⁰. Предположим, что после коррекции орбиты КА должен в течение трех суток поддерживать неизменной эту же ориентацию. Решая систему уравнений (2), получим заданную область кинетического момента, в которой должен оказаться кинетический момент КА после завершения процесса коррекции орбиты. На фиг. 3, 4, 5 показан полученный в результате решения системы уравнений (2) результирующий график изменения вектора кинетического момента КА в связанной с КА системе координат в течение трех суток поддержания указанной ориентации. Из графика видно, что составляющая Gz изменяется медленно на заданном временном интервале и поэтому основные ограничения нужно вводить на две другие составляющие кинетического момента КА. Т. о. если вектор кинетического момента в конце процесса коррекции орбиты КА будет принадлежать следующей области:

-8Gx5 Нмс

-7Gy8 Нмс

-5Gz5 Нмс,

то удастся избежать насыщения системы СГ при выполнении дальнейшей программы полета.

На фиг. 6 показаны результаты моделирования по (1) кинетического момента КА в процессе коррекции его орбиты. Коррекция орбиты выполнялась двумя двигателями ориентации, развивавшими следующие силы и моменты в ССК:





С момента начала коррекции и до момента времени t₁ (см. фиг. 6) коррекцию орбиты проводил 1-й ДО. При приближении кинетического момента КА к границе допустимой области в момент времени t₁ проверялось выполнение условия (20) и, т. к. оно не выполнялось (т. е. текущая разгрузка не последняя), выполняли разгрузку по описанной ранее схеме, не формируя к концу процесса коррекции требуемое значение вектора кинетического момента. Чтобы избежать выхода кинетического момента КА за пределы допустимой области, в момент времени ₁ 1-й ДО был отключен, а в момент времени t₂ был включен 2-й ДО, продолживший выполнение коррекции орбиты и одновременно разгрузивший кинетический момент КА. После выхода кинетического момента КА на границу допустимой области в момент времени t₃ 2-й ДО был отключен, с помощью моделирования вновь было проверено выполнение условия (20). Убедившись, что оно выполняется, т. е. наступающая разгрузка последняя в процессе коррекции орбиты, по методике, описанной ранее, был выбран и в момент времени t₄ включен 1-й ДО, завершивший процесс коррекции орбиты и сформировавший требуемый вектор кинетического момента КА, находящийся в пределах определенной ранее заданной области. Т. о. , при выполнении последующей программы полета на заданном временном интервале (72ч) насыщение системы СГ не произойдет, а следовательно, не будет расхода рабочего тела и влияния на орбиту КА ДО, включаемых для разгрузки системы СГ.

Блок-схема системы, реализующая предлагаемый способ управления кинетическим моментом КА в процессе коррекции его орбиты, представлена на фиг. 7, где введены следующие обозначения: 1 - блок скорости коррекции (БСК); 2 - блок датчиков внешней информации опорного базиса (БДВИ); 3 - блок определения управляющих сил и моментов (БОУСМ); 4 - блок формирования управляющих сил и моментов (БФУСМ); 5 - блок определяемых значений продолжительности импульсов ДО (БОЗПИД); 6 - блок ДО (БДО); 7 - корпус КА (ККА); 8 - блок датчиков угловой скорости (БДУС); 9 - блок датчиков линейных ускорений (БДЛУ); 10 - блок задания параметров управления КА (БЗПУКА); 13 - блок силовых гироскопов (БСГ); 14 - блок определения значений суммарного вектора кинетического момента (БОЗСВКМ); 16 - блок формирования текущего времени разгрузки СГ (БФТВРСГ); 11 - блок приведения прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента к начальным условиям (БППЗСВКМНУ); 12 - блок определения времени окончания режима коррекции (БОВОРК). БФУСМ 4 содержит следующие блоки, аналогичные описанным в прототипе, представленные на фиг. 9: 20 - блок выбора ДО для коррекции орбиты (БВДКО); 19 - блок формирования разгрузочного момента для системы СГ (БФРМСГ); 21 - блок определения разгрузочных моментов для системы СГ (БОРМСГ); 22 - блок выбора разгрузочного момента для системы СГ (БВРМСГ); 23 - блок выбора пары ДО для разгрузки системы СГ (БВПДРСГ). На указанной блок-схеме кроме ранее описанных блоков, аналогичных описанным в прототипе, дополнительно введены следующие: 18 - блок определения заданной области кинетического момента (БОЗОКМ); 15 - блок сравнения параметров заданной области кинетического момента КА и суммарного вектора кинетического момента КА (БСПИОКМСВКМ); 17 - блок прогнозируемых значений суммарного вектора кинетического момента в процессе коррекции орбиты (БПЗСВКМПКО).

При этом выходы БСК 1 и БДВИ 2 соединены соответственно с первым и вторым выходом БОУСМ 3, а выход БОУСМ 3 соединен с первым входом БФУСМ 4. Первый выход БФУСМ 4 соединен с первым входом БОЗПИД 5, а выход БОЗПИД 5 - со входом БДО 6. В свою очередь, БДО 6 соединен со вторым входом БОЗПИД 5. На корпусе КА 7 установлены БДО 6, БДУС 8 и БДЛУ 9. При этом выход БДУС 8 соединен с третьим входом БОУСМ 3, а выход БДЛУ 9 соединен с первым входом БСК 1. Первый, второй, третий и четвертый выходы БЗПУКА 10 соединены соответственно с входом БДВИ 2, вторым входом БСК 1, четвертым входом БОУСМ 3 и вторым входом БФУСМ 4.

Вход БСГ 13 соединен со вторым входом БОУСМ 3, а выход БСГ 13 - с первым входом БОЗСВКМ 14. Первый выход БОЗСВКМ 14 соединен с первым входом БСПИОКМСВКМ 15, а второй выход этого же блока - с первым входом БППЗСВКМНУ 11 и третьим входом БСПИОКМСВКМ 15. Второй вход БОЗСВКМ 14 соединен с выходом БДУС 8. Выход БФТВРСГ 16 соединен с третьим входом БОЗСВКМ 14 и первыми входами БПЗСВКМПКО 17 и БОВОРК 12. Первый выход БСПИОКМСВКМ 15 соединен с первым входом БФТВРСГ 16, а второй выход - с третьим входом БФУСМ 4. Третий выход БСПИОКМСВКМ 15 соединен с четвертым входом БФУСМ 4 и вторым входом БФТВРСГ 16. Второй вход БСПИОКМСВКМ 15 соединен с пятым выходом БЗПУКА 10, четвертый вход этого же блока - с первым выходом БППЗСВКМНУ 11, пятый вход - с выходом БОЗОКМ 18.

Выход БПЗСВКМПКО 17 соединен со вторым входом БППЗСВКМНУ 11. Второй вход БПЗСВКМПКО 17 соединен с первым выходом БОВОРК 12, третий и четвертый входы этого же блока соединены соответственно с третьим выходом БФУСМ 4 и шестым выходом БЗПУКА 10.

Второй вход БОВОРК 12 соединен со вторым выходом БСК 1, а третий вход - со вторым выходом БФУСМ 4.

Первый вход БОЗОКМ 18 соединен с седьмым выходом БЗПУКА 10, второй - с выходом БДУС 8, третий - с выходом БДЛУ 9, а четвертый - с выходом БСГ 13.

Первый вход БВДКО 20 соединен с БОУСМ 3, а второй вход - с четвертым выходом БЗПУКА 10. Первый выход БВДКО 20 соединен с первым входом БФРМСГ 19 и вторым входом БОРМСГ 21. Второй выход этого же блока соединен с третьим выходом БФУСМ 4. Первый выход БФРМСГ 19 является одновременно первым выходом БФУСМ 4, а второй выход - вторым выходом БФУСМ 4. Второй вход БФРМСГ 19 соединен с выходом БВРМСГ 22, а третий вход указанного блока является четвертым входом БФУСМ 4.

Первый вход БОРМСГ 21 соединен с третьим входом БФУСМ 4, а третий вход указанного блока - с четвертым выходом БЗПУКА 10. Первый выход БОРМСГ 21 соединен со вторым входом БВРМСГ 22, а второй выход этого же блока - с первым входом БВПДРСГ 23. Первый вход БВРМСГ 22 соединен с третьим входом БФУСМ 4.

Второй вход БВПДРСГ 23 соединен с четвертым выходом БЗПУКА 10, а третий вход - с четвертым входом БФУСМ 4. Первый выход БВПДРСГ 23 соединен с первым выходом БФУСМ 4, а второй выход этого же блока - с третьим выходом БФУСМ 4.

Рассмотрим примеры реализации указанных блоков.

БСГ 13 может быть выполнен на основе двухстепенных СГ. Схема указанного блока и ее описание представлены в [3, стр. 12-14] .

Блоки 11, 12, 14 - 23 и их функциональные связи могут быть реализованы с использованием микропроцессорной техники, например, на базе одного из процессоров трехканального исполнения ЦВМ "Электроника" МС 1201.02-02 (см. [4] ) с дополнительными контроллерами ввода - вывода.

На фиг. 9 показан пример такой реализации. При этом введены следующие обозначения: 27 - тактовый генератор (ТГ), 26 - процессор (П), 24 - дешифратор адреса (ДША), 25 - устройство ввода - вывода (УВВ), ШД - трехстабильная двухнаправленная 16-ти разрядная шина данных, ША - трехстабильная однонаправленная 16-ти разрядная шина адреса, ШУ - шина управления (10 линий сигналов управления).

Блоки 11, 12, 14 - 24 набраны из стандартных постоянных запоминающих устройств (ПЗУ) емкостью 2 кБайта. При этом число стандартных ПЗУ определяется объемом алгоритма решаемой в блоке задачи [см. [5] стр. 115-117] . Функциональные связи между блоками 11, 12, 14 - 24 реализованы за счет трехканального исполнения - через шины данных, адреса и управления.

Через УВВ 25 осуществляются функциональная многоканальная связь 4, 5, 6, 8 выходов БЗПУКА 10 с соответствующими входами БФУСМ 4, БСПИОКМСВКМ 15, БПЗСВКМПКО 17, БОЗОКМ 18.

Реализация указанной функциональной связи может быть осуществлена при помощи аппаратуры управляющего информационно-вычислительного комплекса (УИВК) "Стек-30". Подробное описание УИВК представлено в [3, стр. 31-33] .

Через УВВ 25 осуществляется также связи второго выхода БСК 1 со вторым входом БОВОРК 12, выхода БСГ 13 с первым входом БОЗСВКМ 14, первого выхода БОУСМ 3 с первым входом БВДКО 20, выхода БДУС 8 со вторым входом БОЗСВКМ 14, связь БОЗОКМ 18 с пятым входом БСПИОКМСВКМ 15. Кроме того, со вторых выходов БФРМСГ 24 и БВПДРСГ 23 через УВВ 25 передается информация в БОЗПИД 5 через его первый вход. Интерфейс указанных связей достаточно подробно описан в [3, стр. 33-35] и для ЦВМ "Аполлон".

Работает система управления следующим образом. Перед началом коррекции орбиты БЗПУКА 10 со своего седьмого выхода на первый вход БОЗОКМ 18 выдает управляющий сигнал на начало прогноза кинетического момента КА в процессе коррекции орбиты и определение заданной области кинетического момента КА. Получив этот сигнал, БОЗОКМ 18 принимает на свои второй, третий и четвертый входы с выхода БДЛУ 9, выхода БДУС 8 и выхода БСГ 13, соответственно, исходную информацию для прогноза накопления кинетического момента КА (вектор кажущегося ускорения КА, вектор угловой скорости, вектор кинетического момента СГ). С седьмого выхода БЗПУКА 10 поступает также информация, необходимая для расчета возмущающих моментов и области допустимых значений кинетического момента СГ (положение солнечных батарей, текущая ориентация КА, вектор состояния, количество работающих СГ, необходимая информация об участвующих в коррекции орбиты ДО и т. д. ). БОЗОКМ 18 осуществляет прогноз процесса коррекции орбиты и определение заданной области кинетического момента КА посредством решения системы уравнений (1) и передает по факту завершения указанного решения со своего первого выхода на пятый вход БСПИОКМСВКМ 15 параметры заданной области кинетического момента КА.

С помощью БЗПУКА 10 выбирается требуемый режим ориентации путем включения необходимого датчика, входящего в состав БДВИ 2 с помощью сигнала, передаваемого с первого выхода БЗПУКА 10 на вход БДВИ 2, и подтверждения выбора режима ориентации в БОУСМ 3 с третьего выхода БЗПУКА 10 на четвертый вход БОУСМ 3. Одновременно в БСК 1 со второго выхода БЗПУКА 10 на первый вход БСК 1 задаются параметры коррекции орбиты КА, включающие величину и направление вектора скорости коррекции. Задачу построения и поддержания ориентации решает БОУСМ 3, который содержит в себе кинематический контур системы управления движением (подробнее описание работы кинематического контура представлено, например, при описании заявки [3] на изобретение). Для этого используется информация, поступающая от БДВИ 2 и БДУС 8 на второй и третий входы БОУСМ 3 соответственно. Кроме того, по началу выполнения режима коррекции орбиты с первого выхода БОУСМ 3 на первый вход БФУСМ 4 (схема БФУСМ представлена на фиг. 9) выдаются требования на формирование управляющих сил F_i. БФУСМ 4 определенным образом, описанным в прототипе, формирует по своему первому выходу (в случае формирования кинетического момента в процессе коррекции орбиты либо со второго выхода БВПДРСГ 23 либо с первого выхода БФРМСГ 19, в зависимости от того, каким образом будет выполняться формирование требуемого кинетического момента) на первый вход БОЗПИД 5, сигналы, которые там усиливаются, запоминаются и транслируются с установленной продолжительностью на пусковые клапаны ДО с выхода БОЗПИД 5 на вход БДО 6. В свою очередь, с каждого ДО идет в БОЗПИД 5 (на его второй вход) квитанция о начале работы двигателей. Как только продолжительность работы двигателя достигнет запомненной величины, он отключается (прекращается подача управляющего сигнала на пусковые клапаны). Одновременно с выдачей требования на формирование управляющих сил F_i со второго выхода БОУСМ 3 на первый вход БСГ 13 выдаются требования на формирование управляющих моментов. БСГ 13 формирует закон управления осями прецессии СГ (см. [3] , стр. 12-13) по затребованным управляющим моментам. При этом за счет измерений, проводимых в блоке синус-косинусных преобразователей углов поворота осей прецессии, входящем в сосав БСГ 13, а также по известным значениям кинетических моментов роторов гиродвигателей определяется значение вектора кинетического момента системы СГ . При этом непосредственно значение определяется в БОЗСВКМ 14 по указанным измеренным значениям, поступающим на его первый вход с выхода БСГ 13.

На первый вход БОЗСВКМ 14 с БДУС 8 поступает информация о значениях вектора абсолютной угловой скорости КА . В самом БОЗСВКМ 14 имеются заранее заданные значения компонент тензора инерции КА . В результате в нем определяется значение вектора в соответствии с последним выражением из (1). С первого выхода БОЗСВКМ 14 значения поступают на первый вход БСПИОКМСВКМ 15. В БСПИОКМСВКМ 15 производится проверка выполнения условия (4). При этом параметры области S могут изменяться в зависимости от числа работающих в системе силовых гироскопов. Указанные изменения в БСПИОКМСВКМ 15 производятся при помощи БЗПУКА 10, пятый выход которого соединен со вторым входом БСПИОКМСВКМ 15. В случае невыполнения условия (4) с первого выхода указанного блока на первый вход БФТВРПОВФКМ 16 выдается значение времени t_S. Одновременно со второго выхода этого же блока на третий вход БФУСМ 4 выдается значение вектора . Как только БФТВРПОВФКМ 16 получает значение момента времени t_S, он тут же формирует на своем выходе значение t"₁ в соответствии с выражением (14). В свою очередь, t"₁ передается на третий вход БОЗСВКМ 14, на первый вход БОВОРК 12 и на первый вход БПЗСВКМПКО 17. По приходу в БОЗСВКМ 14 значения t"₁ в нем происходит присвоение . Значение вектора поступает со второго выхода БОЗСВКМ 14 на первый вход БППЗСВКМНУ 11 и на третий вход БСПИОКМСВКМ 15. В БППЗСВКМНУ 11 оно служит в качестве начального условия в выражении (18), а в БСПИОКМСВКМ 15 оно необходимо для проверки условия (20). Значение t"₁, переданное в БПЗСВКМПКО 17, устанавливает нижнюю границу определенного интеграла, входящего в выражение (15). Оно же задает в БОВОРК 12 момент времени t_k1 начала определения второй верхней границы указанного интеграла. Так, по приходу этого времени в БОВОРК 12 из второго выхода БСК 1 через второй вход БОВОРК 12 считывается значение , входящее в выражение (16). Одновременно из второго выхода БФУСМ 4 на третий вход БОВОРК 12 приходит информация о номерах ДО, участвующих в коррекции орбиты. По указанным номерам в блоке определяется a. Для этого используются известные силы тяги ДО и масса КА и производится расчет t_k1 по выражению (16). Далее информация о значении t_k1 передается по первому выходу БОВОРК 12 на второй вход БПЗСВКМПКО 17.

Информация о номерах ДО, первоначально участвующих в коррекции орбиты, выдается также с третьего выхода БФУСМ 4 на третий вход БПЗСВКМПКО 17 (либо со второго выхода БВДОКО 20, либо со второго выхода БВПДРСГ 23 в зависимости от того, какие ДО участвуют в коррекции орбиты и формировании кинетического момента КА). При этом каждому двигателю ставится в соответствие управляющий момент , который он создает. Причем значение указанных управляющих моментов задается в БПЗСВКМПКО 17 через четвертый его вход с шестого выхода БЗПУКА 10. Для ДО, не участвующих в управлении, . По указанному каналу в БПЗСВКМПКО 17 выдаются также значения, определяющие значения возмущающих моментов (углы ориентации КА, положение солнечных батарей и т. д. ). С третьего выхода БФУСМ 4 на третий вход БПЗСВКМПКО 17 передаются также номера ДО для вектора . По значениям в БПЗСВКМПКО 17 определяется



Далее суммируется с полученным там же . Затем производится интегрирование на интервале установленных границ в соответствии с выражением (15). Полученные интегральные значения передаются с первого выхода БПЗСВКМПКО 17 на второй вход БППЗСВКМНУ 11, где производится их суммирование с начальными значениями (см. (18)). Полученная сумма с выхода БППЗСВКМНУ 11 передается на четвертый вход БСПИОКМСВКМ 15, где производится проверка выполнения условия (19). Если в БСПИОКМСВКМ 15 при проверке не выполняется условие (19) и выполняется условие (20), то значение t_S подтверждается в БФТВРПОВФКМ 16 и повторяется рассмотренный выше цикл разгрузки СГ на момент времени t"₂ и т. д.

Если же в БСПИОКМСВКМ 15 при проверке выполняется условие (19) или не выполняется условие (20), то с третьего выхода БСПИОКМСВКМ 15 на четвертый вход БФУСМ 4 выдается команда на снятие режима разгрузки СГ, на второй вход БФТВРПОВФКМ 16 - на прекращение режима поиска момента времени t_z.

Предлагаемый способ и система управления позволяют так управлять кинетическим моментом космического аппарата в процессе коррекции орбиты КА, что при дальнейшем выполнении программы полета число насыщений системы СГ будет минимально, а следовательно, число включений ДО для разгрузки СГ также будет минимально, а это, в свою очередь, приведет к уменьшению расхода рабочего тела и влиянию на орбиту КА, вызванному работой ДО.

Источники информации

1. "Способ управления космическим аппаратом, снабженным реактивными двигателями с направленными под углом к осям связанного базиса и смещенными относительно центра масс аппарата линиями действия тяг, система для реализации способа, блок реактивных двигателей системы. " Патент RU 2124461 С1.

2. "Способ управления космическим аппаратом с помощью реактивных исполнительных органов и система для его реализации. " Патент RU 2112716 С1.

3. Ковтун В. С. и др. "Система управления ориентацией космического аппарата с силовыми гироскопами. " Заявка 5032611/22 (012690), патент RU 2006430 C1.

4. Техническое описание. ЩИЗ. 059.064-02 микроЭВМ "Электроника", 1990г.

5. Петросян О. А. и др. Схемотехника БИС ПЗУ. - М. : Радио и связь. 1987г.