способ управления орбитальным космическим аппаратом (варианты)

Формула изобретения

1. Способ управления орбитальным космическим аппаратом, включающий изменение распределения масс космического аппарата от исходного распределения масс до такого их распределения, при котором первый главный момент инерции космического аппарата относительно первой оси приблизительно равен второму главному моменту инерции космического аппарата относительно второй оси, и тем самым сведение к минимуму крутящего момента гравитационного градиента относительно третьей оси, выполнение запланированных работ в период, когда крутящий момент гравитационного градиента относительно третьей оси минимален, и возвращение распределения масс к исходному распределению масс по завершении необходимых работ, причем космический аппарат имеет множество панелей солнечных батарей, а операцию изменения распределения масс выполняют путем изменения положения по меньшей мере двух панелей солнечных батарей с отклонением от положения, соответствующего ориентации на Солнце.

2. Способ управления орбитальным космическим аппаратом, стабилизированным по трем осям и имеющим панели солнечных батарей, главные моменты инерции которого - I_xx, I_yy и I_zz по отношению к осям соответственно X, Y и Z орбитальной системы координат, включающий изменение распределения масс космического аппарата от исходного распределения масс путем изменения углового положения по меньшей мере двух панелей солнечных батарей с отклонением от положения, соответствующего направлению на Солнце, для приблизительного уравнивания главных моментов инерции в одной из пар I_xx и I_yy, I_yy и I_zz и I_xx и I_zz между собой и сведения тем самым к минимуму крутящего момента гравитационного градиента относительно третьей оси, не связанной с уравненной парой главных моментов инерции, и выполнение запланированных работ в период, когда крутящий момент гравитационного градиента относительно третьей оси минимален.

3. Способ по п. 2, в котором операцию изменения распределения масс начинают по команде, поданной снаружи космического аппарата.

4. Способ по п. 2, в котором операцию изменения распределения масс начинают по команде, поданной изнутри космического аппарата.

5. Способ по п. 2, в котором операция изменения распределения масс включает вращение по меньшей мере двух панелей солнечных батарей по меньшей мере с двумя степенями свободы вращения.

6. Способ по пп. 2-5, включающий операцию возвращения распределения масс к исходному распределению масс по завершении выполнения необходимых работ.

7. Способ по п. 2, в котором операция выполнения необходимых работ включает видеосъемку с помощью видеоаппаратуры, находящейся на борту космического аппарата.

8. Способ стабилизации орбитального космического аппарата, включающий изменение распределения масс космического аппарата от исходного распределения масс до такого их распределения, при котором первый главный момент инерции космического аппарата относительно первой оси становится больше, чем второй главный момент инерции космического аппарата относительно второй оси, и тем самым изменение знака крутящего момента гравитационного градиента, приложенного к космическому аппарату, на противоположный и сопротивление вращению космического аппарата относительно третьей оси, выполнение запланированных работ в период, когда знак крутящего момента гравитационного градиента изменен на противоположный, и возвращение распределения масс к исходному распределению масс по завершении выполнения необходимых работ, причем космический аппарат имеет множество панелей солнечных батарей, а операцию изменения распределения масс выполняют путем изменения положения по меньшей мере двух панелей солнечных батарей с отклонением от положения, соответствующего ориентации на Солнце.

Описание изобретения к патенту

Изобретение в целом относится к системе стабилизации и ориентации спутника.

Все космические аппараты на околоземной орбите подвержены действию гравитационного поля, которое ослабевает по мере удаления от Земли. В результате поперек космического аппарата формируется гравитационный градиент, который проявляет себя в виде крутящего момента, приложенного к космическому аппарату. Этот момент в целом нежелателен и должен быть компенсирован с помощью бортовых исполнительных органов (например, реактивных маховиков или реактивных двигателей). Однако использование этих исполнительных органов обычно вызывает вибрацию космического аппарата.

Для космических аппаратов, которые несут полезную нагрузку, чувствительную к действию вибрации, такую как видеоаппаратура, желательно свести к минимуму вибрационное воздействие на корпус космического аппарата, исключив в то же время внешние возмущающие моменты. Таким образом очевидно, что использование источников вибрации, таких как реактивные маховики, реактивные двигатели и т. п. во время видеосъемки, чувствительной к вибрации, нежелательно. Однако отказ от использования этих источников вибрации возможен только в том случае, когда возмущающие моменты, которые могут воздействовать на космический аппарат, сведены к минимуму.

Вышеупомянутые и другие проблемы решены путем использования способа сведения к минимуму воздействия на космический аппарат крутящих моментов гравитационного градиента, в результате чего уменьшается или устраняется необходимость приведения в действие исполнительных органов ориентации во время сеансов работы с чувствительной к вибрации аппаратурой космического аппарата.

Для сведения к минимуму крутящих моментов гравитационного градиента, приложенных к космическому аппарату на околоземной орбите, настоящее изобретение предлагает способ переориентации панелей солнечных батарей космического аппарата с целью изменения величины моментов инерции космического аппарата относительно главных осей. Предлагаемый способ, называемый здесь также "упорядочиванием инерции", осуществляют перед началом работы с чувствительной к вибрации аппаратурой. Например, он может быть осуществлен непосредственно перед получением изображения с помощью бортовой видеосистемы. После завершения видеосъемки панели солнечных батарей возвращают обратно в номинальное положение, ориентированное на Солнце. Солнечные батареи с плоскими панелями имеют две оси вращения и поэтому могут быть использованы для упорядочивания инерции. Преимущества данного изобретения особенно ощутимы, когда инерция панелей солнечных батарей превышает инерцию космического аппарата, что часто бывает на относительно небольших, энерговооруженных спутниках, работающих на низкой геоцентрической орбите.

Данное изобретение предлагает способ управления орбитальным космическим аппаратом. Способ включает: (а) изменение распределения масс космического аппарата от исходного распределения масс до такого их распределения, при котором первый главный момент инерции космического аппарата относительно первой оси приблизительно равен второму главному моменту инерции космического аппарата относительно второй оси, и тем самым сведение к минимуму крутящего момента гравитационного градиента относительно третьей оси; (b) выполнение запланированных работ в период, когда крутящий момент гравитационного градиента относительно третьей оси минимален; и (с) возвращение распределения масс к исходному распределению масс по завершении запланированных работ. Космический аппарат имеет панели солнечных батарей, и указанное изменение распределения масс выполняют путем изменения положения по меньшей мере двух панелей солнечных батарей с отклонением от положения, соответствующего ориентации на Солнце.

Кроме того, предложен способ стабилизации орбитального космического аппарата. Этот способ включает: (а) изменение распределения масс космического аппарата от исходного распределения масс до такого их распределения, при котором первый главный момент инерции космического аппарата относительно первой оси становится больше, чем второй главный момент инерции космического аппарата относительно второй оси, и тем самым изменение знака крутящего момента гравитационного градиента, приложенного к космическому аппарату, на противоположный и сопротивление вращению космического аппарата относительно третьей оси; (b) выполнение запланированных работ в период, когда знак крутящего момента гравитационного градиента изменен на противоположный; и (с) возвращение распределения масс к исходному распределению масс по завершении выполнения запланированных работ. Космический аппарат имеет панели солнечных батарей, и указанное изменение распределения масс выполняют путем изменения положения по меньшей мере двух панелей солнечных батарей с отклонением от положения, соответствующего ориентации на Солнце.

Ниже следует подробное описание данного изобретения, поясняемое прилагаемыми чертежами, на которых

фиг.1А изображает вид спереди; а фиг.1В - вид сбоку космического аппарата, стабилизированного по трем осям, панели солнечных батарей которого простираются на север и на юг вдоль оси Y;

фиг. 2 изображает космический аппарат, панели солнечных батарей которого наклонены относительно направления, соответствующего ориентации на Солнце, при нахождении на наклонной орбите, и

фиг. 3 иллюстрирует временную переориентацию панелей солнечных батарей космического аппарата в соответствии с данным изобретением для сведения к минимуму разницы между двумя моментами инерции относительно главных осей, и тем самым сведения к минимуму гравитационного градиента относительно третьей оси.

Фиг. 1А и 1В изображают типичный космический аппарат 10, стабилизированный по трем осям, панели 12 и 14 солнечных батарей которого вытянуты вдоль оси Y (на север и на юг). На фиг.1А и 1В ось Х - это продольная ось, ось Y - поперечная ось и ось Z - вертикальная ось. Заданным направлением оси Z является направление к центру Земли. Панели солнечных батарей предпочтительно ориентированы так, чтобы линия, проведенная через Солнце, была перпендикулярна плоскости панелей солнечных батарей.

Для того, чтобы при нахождении на наклонной орбите, типичной для спутников, работающих на низкой геоцентрической орбите, ориентировать панели солнечных батарей 12 и 14 на Солнце, их отклоняют от главных осей инерции (и орбитальной системы координат) как показано на фиг.2. Однако такой наклон панелей солнечных батарей 12 и 14 вызывает возникновение крутящего момента гравитационного градиента, приложенного к космическому аппарату, как описано уравнениями 1, 2 и 3. В этих уравнениях I_xx, I_yy и I_zz - главные моменты инерции космического аппарата 10 соответственно вдоль осей X, Y и Z орбитальной системы координат.

где - крен,

- тангаж,

R - радиус орбиты,

- гравитационная постоянная.

Установлено, что если панели солнечных батарей 12 и 14 ориентированы таким образом, что I_уу равен I_zz, крутящий момент гравитационного градиента относительно оси Х (продольной) становятся равным нулю независимо от ориентации корпуса космического аппарата относительно продольной, поперечной и вертикальной осей. Аналогично, если панели солнечных батарей 12 и 14 ориентированы так, что I_xx равен I_zz, отсутствует крутящий момент гравитационного градиента относительно оси Y (поперечной). Наконец, если панели солнечных батарей ориентированы так, что I_xx равен I_yy, отсутствует крутящий момент гравитационного градиента относительно оси Z (вертикальной).

Автор изобретения применил эти зависимости новым способом, так, чтобы в результате установки двух осевых моментов инерции равными друг другу сделать минимальным крутящий момент гравитационного градиента относительно третьей оси. Предпочтительная в настоящее время технология изменения главных моментов инерции включает использование панелей солнечных батарей 12 и 14.

Фиг. 3 представляет такую геометрию распределения масс, при которой панели солнечных батарей наклонены в сторону отрицательного значения оси Z, тем самым сводя к минимуму разницу между I_zz и I_yy. при такой геометрии распределения масс и в соответствии с данным изобретением крутящий момент гравитационного градиента относительно оси Х (продольной) минимален. В период, когда нежелательный момент минимален, могут быть выполнены запланированные действия, на выполнение которых влияет вибрация, такие как видеосъемка с помощью видеосистемы 16. После видеосъемки панели солнечных батарей переориентируют обратно в положение, перпендикулярное направлению на Солнце.

Следует отметить, что если панели солнечных батарей наклонены за пределы точки, в которой два главных момента инерции космического аппарата равны друг другу, и например, _yy становится больше I_zz, знак крутящего момента гравитационного градиента меняется на противоположный, что оказывает на космический аппарат стабилизирующее воздействие с противодействием его вращению вокруг оси X. В течение этого времени могут быть выполнены запланированные действия, такие как видеосъемка или осуществление сеансов связи, после которых панели солнечных батарей переориентируют обратно в положение, перпендикулярное направлению на Солнце. Аналогично, если I_xx становится больше, чем I_zz, момент гравитационного градиента оказывает сопротивление вращению вокруг оси Y.

Требуемое угловое отклонение панелей солнечных батарей 12 и 14 от эталонной оси (обозначенное как AD на фиг.3) может быть определено до запуска исходя из распределения массы и инерции космического аппарата. Эти параметры массы в дальнейшем могут быть уточнены после вывода космического аппарата на орбиту с использованием обычной технологии. Предварительно определяемое угловое отклонение не зависит от параметров орбиты, а является функцией массы космического аппарата.

В примере, представленном на фиг.3, необходимо минимизировать крутящий момент гравитационного градиента относительно продольной оси Х для космического аппарата, находящегося на низкой геоцентрической орбите, имеющего номинальный момент инерции А, с двумя панелями солнечных батарей, момент инерции каждой из которых равен В, величина углового отклонения AD составляет приблизительно 46^o, с угловым отклонением AD, равным 46^o, момент инерции космического аппарата становится равным С, где, например







Команды на ориентацию и переориентацию панелей солнечных батарей 12 и 14 могут быть посланы на космический аппарат 10 с наземной станции перед и после выполнения необходимых, чувствительных к вибрации работ. С другой стороны, космический аппарат может быть запрограммирован на автоматическую ориентацию и переориентацию панелей солнечных батарей 12 и 14 перед и после выполнения заданных, чувствительных к вибрации работ.

Важным вопросом в применении предложений данного изобретения является энергия космического аппарата. Т.е., если космический аппарат 10 не может допустить кратковременной потери солнечной энергии, тогда ориентация панелей солнечных батарей 12 и 14 не на Солнце может быть неприемлемой. Однако при периодических видеосъемках космический аппарат 10 может использовать, а часто требуется использование, энергии бортовых батарей. В этом случае временное отклонение панелей солнечных батарей от направления на Солнце наносит ущерба. Панели солнечных батарей 12 и 14 затем возвращают обратно в их номинальное положение, соответствующее направлению на Солнце, для подзарядки батарей в процессе подгоготовки к следующей видеосъемке.

Хотя данное изобретение в целом показано и описано для его предпочтительного варианта выполнения, специалистам в данной области ясно, что в форму и детали могут быть внесены изменения, не нарушая рамок и духа данного изобретения.