способ разгрузки системы силовых гироскопов космического аппарата

Формула изобретения

СПОСОБ РАЗГРУЗКИ СИСТЕМЫ СИЛОВЫХ ГИРОСКОПОВ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА (КА), включающий измерение вектора накопленного кинетического момента в системе гироскопов (СГ), измерение вектора абсолютной угловой скорости определение суммарного вектора накопленного кинетического момента приложение разгрузочного момента от силы давления светового потока, отличающийся тем, что, с целью обеспечения разгрузки системы СГ без затрат ресурсов КА и расширения области использования для КА произвольной конструкции, фиксируют местоположение управляемого источника светового потока в инерциальном базисе, непрерывно определяют ориентацию рабочей поверхности КА в инерциальном базисе, совмещают линию действия светового потока с направлением на КА, формируют первый световой импульс минимальной длительности, определяют по времени между выдачей светового импульса и приемом отраженного сигнала, а также по местоположению источника и направлению линии действия светового потока радиус-вектор центра масс КА с началом в точке фиксированного местоположения источника светового излучения, через интервал дифференцирования радиус-вектора дальности центра масс КА относительно фиксированного местоположения источника формируют повторный световой импульс минимальной длительности и определяют радиус вектор определяют в инерциальном базисе радиус-вектор с началом в центре масс КА, точки приложения вектора силы светового давления на поверхности КА, момент от которой противоположно направлен вектору определяют радиус-вектор точки приложения вектора силы по выражению



где t_Р - постоянная, характеризующая время наведения источника светового излучения в точку, определенную радиус-вектором

определяют положение радиус-вектора в связанном базисе КА, проверяют выполнение условий





где - радиус-вектор в связанном базисе КА;

- нормаль к рабочей точке поверхности приложения вектора силы

при их выполнении совмещают линию действия светового потока с радиус-вектором и формируют третий импульс разгрузки СГ, по измеренным текущим значениям определяют векторы и повторяют цикл из трех импульсов светового потока до выполнения условия



где - вектор результирующей силы светового давления потока в точке приложения силы где r - коэффициент отражения светового потока, P_с - сила светового давления потока, а в случае или невыполнения условия сопровождают КА, совмещая направление светового потока с направлением на центр масс КА, до выполнения этих условий.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для разгрузки системы силовых гироскопов (СГ) космических аппаратов (КА) от накопленного кинетического момента.

Известен способ разгрузки системы СГ КА с помощью реактивных двигателей ориентации (ДО) [1]. В нем разгрузка осуществляется по выходу системы СГ в режим насыщения вектора-функции кинетического момента путем приложения разгрузочного момента от ДО. Использование реактивных ДО приводит к расходам рабочего тела, запасы которого на борту КА не восполнимы или требуют значительных затрат на его доставку.

Известен способ разгрузки системы силовых гироскопов космического аппарата, наиболее близкий по технической сущности к предлагаемому изобретению, включающий измерение вектора накопленного кинетического момента в системе СГ, измерение вектора абсолютной угловой скорости КА , определение суммарного вектора накопленного кинетического момента КА , приложение разгрузочного момента от силы давления светового потока [2].

Сила светового давления , действующая на КА в точке, названной центром светового давления, определяется на основании соотношения: = P1- cos v-2_ocos²vdS , где P_св - световое давление; _o - коэффициент отражения поверхности КА; V - угол падения солнечных лучей, т. е. угол между ортом - нормаль к площадке и ортом - - направление пучка солнечных лучей; S - поверхность аппарата, освещенная Солнцем. Момент от светового давления определяется в соответствии с выражением: = , где - радиус-вектор центра светового давления, берущий начало из центра масс КА. Таким образом при условии P_св и - const, является функцией ориентации КА.

Недостаток данного способа заключен в необходимости поддержания строго заданной для разгрузки системы СГ ориентации КА. Кроме того, к недостаткам можно отнести также невозможность выполнения разгрузки на теневой части орбиты КА; невозможность выполнения разгрузки для КА, конструкция которых такова, что центр масс КА и центр светового давления находятся в одной точке; невозможность выполнения разгрузки в тех случаях, когда другие составляющие главного вектора возмущающего момента (гравитационная, аэродинамическая и т.д.) превышают (иногда на порядки величин) значения .

Целью изобретения является обеспечение разгрузки системы СГ без затрат ресурсов КА и расширение области использования для КА произвольной конструкции.

Достигается это тем, что в способе разгрузки системы силовых гироскопов (СГ) космического аппарата (КА), включающем измерение вектора накопленного кинетического момента в системе СГ, измерение вектора абсолютной угловой скорости КА , определение суммарного вектора накопленного кинетического момента КА , приложение разгрузочного момента от силы давления светового потока, фиксируют местоположение управляемого источника светового потока, в инерциальном базисе, непрерывно определяют ориентацию рабочей поверхности КА в инерциальном базисе, совмещают линию действия светового потока с направлением на КА, формируют первый световой импульс минимальной длительности, определяют по времени между выдачей светового импульса и приемом отраженного сигнала, а также по местоположению источника и направлению линии действия светового потока радиус-вектор ( ) центра масс КА с началом в точке фиксированного местоположения источника светового излучения, через интервал дифференцирования радиуса-вектора дальности центра масс КА относительно фиксированного местоположения источника формируют повторный световой импульс минимальной длительности и определяют по нему радиус-вектор , определяют в инерциальном базисе радиус-вектор (), с началом в центре масс КА, точки приложения вектора силы светового давления () на поверхности КА, момент от которой противоположно направлен вектору , определяют радиус-вектор ( ) точки приложения вектора силы по выражению:

= + + tp , где t_p - постоянная, характеризующая время наведения управляемого источника светового излучения в точку, определенную радиусом-вектором > 0 определяют положение радиуса-вектора в связанном базисе КА, проверяют выполнение условий n > 0 и > 0, где - радиус-вектор в связанном базисе КА, - нормаль к рабочей поверхности точки приложения вектора силы P_р, при их выполнении, совмещают линию действия светового потока с радиусом-вектором и формируют третий импульс разгрузки СГ, по измеренным текущим значениям (t) и (t) определяют векторы (t) и повторяют цикл из трех импульсов светового потока до выполнения условия:

= 0 где P = (1+r) P - вектор результирующей силы светового давления потока в точке приложения силы P_р, где r - коэффициент отражения светового потока, P_с - сила светового давления потока, а в случае = 0 или невыполнения условия > 0 сопровождают КА, совмещая направление светового потока с направлением на центр масс КА до выполнения этих условий.

На фиг. 1 показано соотношение момента разгрузки M_р и накопленного кинетического момента G; на фиг. 2 - характеристики каждой элементарной площадки dS_i корпуса КА; на фиг. 3 - графически представлено свойство давления светового потока; на фиг. 4 - положение источника направленного светового излучения в инерциальной системе координат; на фиг. 5 - процесс оптических траекторных измерений; на фиг. 6 - процесс определения ; на фиг. 7 - проверка двух условий приложения силы в точке dS_с радиусом-вектором ; на фиг. 8 - цикл приложения трех импульсов.

Способ разгрузки системы СГ КА осуществляется следующим образом.

Пусть в результате выполнения динамической части полета КА накоплен кинетический момент . Для разгрузки необходимо к корпусу КА приложить разгрузочный момент , противоположно направленный вектору G (фиг. 1), который формируется путем приложения силы разгрузки в точке на корпусе КА с радиусом-вектором , при этом = ^. Радиус-вектор , имеющий начало в центре масс КА, выбирается из следующих соображений: каждая элементарная площадка на корпусе КА dS_i (фиг. 2) имеет характеристики: - радиус-вектор dS_i, берущий начало в центре масс КА, - нормаль к dS_i. При приложении по нормали к dS_i силы момент , создаваемый этой силой, равен = ^. . Следовательно, каждой dS_iкроме того, соответствует момент силы , у которой = .Таким образом, выборка осуществляется из множества с условием максимального приближения к при постоянной силе .

Из вышесказанного вытекает необходимость формирования силы разгрузки . Предлагается использовать с этой целью свойство давления светового потока (фиг. 3).

Для этого выбирается управляемый источник направленного светового излучения, местоположение которого фиксируется в точке O^I начала инерциальной системы координат 1 (фиг. 4). Положение источника относительно системы координат I характеризуют две его оси чувствительности o и o. С КА связывается система координат E, начало которой O^E находится в центре масс аппарата (фиг. 1).

Далее решается задача оптических траекторных измерений (фиг. 5). Пусть начальное взаимное положение базисов 1 и характеризует кватернион (T_o), тогда (T_o)(T_o). Путем вращения источника вокруг осей o и o наводится линия действия светового потока o на КА. Пусть кватернион (T) характеризует данное положение источника, тогда = (T_o)_o3 (T) . Выдается первый световой направленный импульс высокой энергии длительностью несколько наносекунд. Сигнал, отражаясь от КА, возвращается на высокочувствительную детектирующую установку источника, при этом точно фиксируется промежуток времени между выходом сигнала и его возвращением. Используя известное значение скорости распространения света и измеренное время, можно вычислить расстояние D(T) до центра масс спутника в момент наблюдения. Отсюда с учетом местоположения источника и направления линии действия светового потока определяется в базисе 1 радиус-вектор центра масс КА, берущий начало в точке O^I:

= Д(T)

Через интервал времени (несколько милисекунд) выдается повторный импульс и определяется : = Д(T+) , где = (T+) (T+). По определенным радиус-векторам и вычисляется радиальная скорость КА относительно источника : = . В момент времени (T + ) также определяется по вышеизложенному алгоритму радиус-вектор в базисе E и затем переводится в базис 1. Пусть кватернион N (T + ) определяет текущую ориентацию КА относительно источника излучения, тогда = N(T+) (T+) . Далее в базисе 1 определяется радиус-вектор (фиг. 6) точки приложения силы , берущий начало в точке O¹ по выражению:

= + + t_p где t_p - постоянная величина, определяющая момент времени (T+ + t_p) выдачи третьего разгрузочного импульса, которая может быть подобрана экспериментально с учетом фиксированной ориентации КА в течение t_p . Затем определяется радиус-вектор в базисе E(" ) по выражению:

= (T+ )N(T+ ) и проверяются два условия приложения силы в точке dS, определенной радиусом-вектором (фиг. 7):

> 0 (1)

> 0 (2) Если условия (1) и (2) выполняются, что соответствует условию разгрузки СГ с помощью , то совмещается линия действия светового потока с и выдается третий разгрузочный импульс, равнодействующая сила (() ) которого равна

= (I + r) P_c где r - коэффициент отражения светового потока; P_c - сила светового давления потока, равная: P_c = p ^.S, где p - давление потока; S - площадь пятна направленного светового потока на поверхности КА.

После выполнения цикла из трех импульсов (фиг. 8) определяется текущее (T) и в случае невыполнения условия = 0 (3) вышеуказанный цикл приложения трех импульсов повторяется (фиг. 8). Условие (3) предусматривает три варианта его выполнения:

= 0, цели разгрузки СГ достигнуты (нет необходимости в приложении силы P_p);

= 0, наведение светового потока в расчетную точку приложения силы невозможно в силу существующих технических ограничений; Если же условия (1) и (2) не выполняются, то цикл повторяется без выдачи разгрузочного импульса до выполнения условий (1) и (2) и выдачи третьего импульса.

Для реализации данного способа в качестве управляемого источника направленного светового потока возможно использование оптического квантового генератора (ОКГ) (он же лазер) с двухосной системой наведения, установленного в плоскости орбиты КА. В последние годы круг задач, решаемых с помощью ОКГ, значительно расширился.

Для реализации данного способа также предполагается, что системы отсчета углов ориентации КА и источника излучения построены по бескарданной схеме. Это дает возможность непрерывно интегрировать уравнения движения ориентируемого объекта при сколь угодно сложном характере его движения, определяя в каждый момент времени текущий кватернион, описывающий взаимное положение базисов.

Задачи обмена информацией между КА и лазерно-локационной станцией в предложенном способе разгрузки решаются с помощью командно-измерительного комплекса.

С целью усиления ответного сигнала, предотвращения местного перегрева КА, повышения , на корпусе КА предварительно определяются области воздействия пучка ОКГ с коэффициентом отражения, близким к единице. В качестве рабочих поверхностей воздействия также могут использоваться установленные на КА призменные отражатели, зеркала-мишени с двухстепенными приводами.