способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации

Формула изобретения

1. Способ ориентации космического аппарата, заключающийся в измерении сигнала угла и сигнала угловой скорости, формировании сигнала задания и формировании сигнала управления космическим аппаратом, отличающийся тем, что формируют сигнал оценки угла и сигнал оценки угловой скорости вращения космического аппарата, формируют сигнал оценки управления, определяют сигнал разности сигнала угла и сигнала оценки угла, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определяют скорректированный сигнал оценки угла, скорректированный сигнал оценки угловой скорости и сигнал оценки внешней помехи по формулам соответственно



где - скорректированный сигнал оценки сигнала оценки угла - скорректированный сигнал оценки сигнала оценки угловой скорости - соответственно угол и угловая скорость; К_m - коэффициент усиления двигателя-маховика; U(t) - сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления,

и формируют сигнал управления с использованием скорректированного сигнала оценки угла, скорректированного сигнала оценки угловой скорости и сигнала оценки внешней помехи.

2. Устройство для реализации способа ориентации космического аппарата по п.1, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, двигатель-маховик, третий сумматор, космический аппарат, датчик угловой скорости и датчик угла, а выход второго усилителя соединен с первым входом первого усилителя, отличающееся тем, что оно содержит пять нормально замкнутых переключателей, два нормально разомкнутых переключателя, семь сумматоров, модель двигателя-маховика, два усилителя, пять интеграторов, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные усилитель, пятый сумматор, шестой сумматор, модель двигателя-маховика, первый интегратор, седьмой сумматор, второй интегратор, восьмой сумматор, девятый сумматор, первый нормально замкнутый переключатель и третий интегратор соединен со вторым входом восьмого сумматора, выход которого соединен с первым входом четвертого сумматора, а через первый нормально разомкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, выход седьмого сумматора через четвертый усилитель соединен со вторым входом пятого сумматора, через второй нормально разомкнутый переключатель - со входом второго усилителя и через последовательно соединенные десятый сумматор, второй нормально замкнутый переключатель и четвертый интегратор - со вторым входом седьмого сумматора, выход шестого сумматора через последовательно соединенные одиннадцатый сумматор, третий нормально замкнутый переключатель и пятый интегратор соединен со вторым входом шестого сумматора, выход датчика угла соединен со вторым входом девятого сумматора и через четвертый нормально замкнутый переключатель - со вторым входом первого сумматора, выход датчика угловой скорости соединен со вторым входом десятого сумматора, а через пятый нормально замкнутый переключатель - со входом второго усилителя, выход второго сумматора подключен ко второму входу одиннадцатого сумматора, второй вход четвертого сумматора соединен с третьим входом первого сумматора.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к системам ориентации космического аппарата.

Известен способ ориентации космического аппарата, заключающийся в измерении сигнала угла и сигнала угловой скорости, формировании сигнала задания и формировании сигнала управления космическим аппаратом.

Недостатком известного способа является низкая точность и надежность ориентации космического аппарата в случае отказа датчика угла и датчика угловой скорости вращения космического аппарата.

Известна система ориентации космического аппарата [1], содержащая последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, двигатель-маховик, третий сумматор, космический аппарат, датчик угловой скорости и датчик угла, а выход второго усилителя соединен с первым входом первого усилителя.

Низкая точность и надежность системы ориентации космического аппарата - недостаток известной системы.

С целью исключения указанных недостатков способ ориентации космического аппарата отличается тем, что формируют сигнал оценки угла и сигнал оценки угловой скорости вращения космического аппарата, формируют сигнал оценки управления, определяют сигнал разности сигнала угла и сигнала оценки угла, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определяют скорректированный сигнал оценки угла, скорректированный сигнал оценки угловой скорости и сигнал оценки внешней помехи по формулам соответственно

где - скорректированный сигнал оценки сигнала оценки угла - скорректированный сигнал оценки сигнала оценки угловой скорости - соответственно угол и угловая скорость, K_m -коэффициент усиления двигателя-маховика, U(t) - сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления,

и формируют сигнал управления с использованием скорректированного сигнала оценки угла, скорректированного сигнала оценки угловой скорости и сигнала оценки внешней помехи.

Устройство для реализации способа ориентации космического аппарата отличается тем, что оно содержит пять нормально замкнутых переключателей, два нормально разомкнутых переключателя, семь сумматоров, модель двигателя-маховика, два усилителя, пять интеграторов, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные усилитель, пятый сумматор, шестой сумматор, модель двигателя-маховика, первый интегратор, седьмой сумматор, второй интегратор, восьмой сумматор, девятый сумматор, первый нормально замкнутый переключатель и третий интегратор соединен со вторым входом восьмого сумматора, выход которого соединен с первым входом четвертого сумматора, а через первый нормально разомкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, выход седьмого сумматора через четвертый усилитель соединен со вторым входом пятого сумматора, через второй нормально разомкнутый переключатель - со входом второго усилителя и через последовательно соединенные десятый сумматор, второй нормально замкнутый переключатель и четвертый интегратор - со вторым входом седьмого сумматора, выход шестого сумматора через последовательно соединенные одиннадцатый сумматор, третий нормально замкнутый переключатель и пятый интегратор соединен со вторым входом шестого сумматора, выход датчика угла соединен со вторым входом девятого сумматора и через четвертый нормально замкнутый переключатель - со вторым входом первого сумматора, выход датчика угловой скорости соединен со вторым входом десятого сумматора, а через пятый нормально замкнутый переключатель - со входом второго усилителя, выход второго сумматора подключен ко второму входу одиннадцатого сумматора, второй вход четвертого сумматора соединен с третьим входом первого сумматора.

Функционирование устройства ориентации космического аппарата, реализующего предложенный способ, представлено на чертеже.

На чертеже приняты следующие обозначения:

1 - четвертый сумматор,

2 - третий усилитель,

3 - пятый сумматор,

4 - модель двигателя-маховика,

5 - шестой сумматор,

6 - четвертый усилитель,

7 - первый интегратор,

8 - седьмой сумматор,

9 - второй интегратор,

10 - восьмой сумматор,

11 - четвертый интегратор,

12 - третий интегратор,

13 - первый нормально разомкнутый переключатель,

14 - одиннадцатый сумматор,

15 - третий нормально замкнутый переключатель,

16 - пятый интегратор,

17 - второй нормально разомкнутый переключатель,

18 - второй нормально замкнутый переключатель,

19 - десятый сумматор,

20 - первый нормально замкнутый переключатель,

21 - девятый сумматор,

22 - первый сумматор,

23 - первый усилитель,

24 - второй сумматор,

25 - двигатель-маховик,

26 - третий сумматор,

27 - космический аппарат,

28 - датчик угловой скорости,

29 - датчик угла,

30 - второй усилитель,

31 - пятый нормально замкнутый переключатель,

32 - четвертый нормально замкнутый переключатель,

33 - основной контур ориентации (ОКО),

34 - модель ОКО.

Функционирует устройство для реализации способа ориентации следующим образом.

На входы первого сумматора 22 и четвертого сумматора 1 поступает сигнал задания ₃ угла ориентации.

Считаем, что в начале функционирования устройства датчики угла 29 и угловой скорости 28 исправны.

Основной контур ориентации 33 состоит в этом случае из последовательно соединенных первого сумматора 22, первого усилителя 23, второго сумматора 24, двигателя-маховика 25, третьего сумматора 26, космического аппарата 27, датчика угловой скорости 28 и датчика угла 29. Выход датчика угла 29 через четвертый нормально замкнутый переключатель 32 соединен со входом первого сумматора 22, а выход датчика угловой скорости 28 через последовательно соединенные пятый нормально замкнутый переключатель и второй усилитель соединен со входом второго сумматора 24.

В это же время функционирует параллельно и математическая модель основного контура управления. В математическую модель 34 основного контура управления входят четвертый сумматор 1, третий усилитель 2, пятый сумматор 3, модель двигателя-маховика 4, шестой сумматор 5, первый интегратор 7, седьмой сумматор 8, второй интегратор 9, восьмой сумматор 10 и четвертый усилитель 6.

Как видно из чертежа, на вход космического аппарата поступает внешняя помеха М_в, которая приводит к дополнительному повороту космического аппарата. В результате управление U(t) на выходе второго сумматора 24 будет отличаться от оценки управления (t) на выходе пятого сумматора 3 математической модели 34, т.к. помеха М_в на математическую модель 34 не действует. Кроме того, момент инерции J(t) космического аппарата меняется во времени и точно его установить в математической модели 34 не удается. Указанные обстоятельства приведут к тому, что начальные оценки угловой скорости на выходе первого интегратора 7 и начальная оценка угла на выходе второго интегратора 9 будут далеки от точно измеренных - датчиком угловой скорости 28 и - датчиком угла 29.

Управление U(t) в основном контуре ориентации 33 на выходе второго сумматора 24 будет отличаться от управления U_m(t) в модели 34 ОКО, т.к. управление U (t) будет сформировано для компенсации действия внешней помехи М_в и вариации параметра J(t) - момента инерции космического аппарата.

Очевидно, что для обеспечения идентичности работы ОКО 33 и модели ОКО 34 необходимо оценить внешнюю помеху и подать ее на вход шестого сумматора 5 подобно действию внешней помехи М_в на входе третьего сумматора 26 и скорректировать значения и .

С этой целью определим U(t)=U(t) - U_m(t), тогда можно оценить М _в в виде

Для того чтобы обеспечить равенство

на выходе девятого сумматора 21 определяется разность сигналов и и через последовательно соединенные первый нормально замкнутый переключатель 20 и третий интегратор 12 подается в качестве сигнала смещения на второй вход восьмого сумматора 10.

Аналогично поддерживается равенство

с помощью соединения десятого сумматора 19, второго нормально замкнутого переключателя 18 и четвертого интегратора 11.

В результате получается, что выполняются равенства (1), (2) и (3). Другими словами, модель ОКО 34 функционирует идентично ОКО 33.

С этого момента модель ОКО можно использовать в качестве датчика угла 29 и датчика угловой скорости 28. Для этого достаточно одновременно переключатели 13 и 17 перевести в замкнутое состояние, а переключатели 15, 18, 20, 31 и 32 в разомкнутое состояние.

Далее по истечении некоторого времени в результате изменения M_B(t) и J(t) требуется вернуть устройство реализации способа ориентации космическим аппаратом в первоначальное состояние и получить новые значения выходов пятого интегратора 16, четвертого интегратора 11 и третьего интегратора 12, которые соответствуют новым значениям U(t), М _в(t) и J(t) в ОКО 33.

Использование в качестве измерителя (t) и модели ОКО 34 позволит достичь технического результата, который заключается в повышении надежности устройства и точности его функционирования.

Изобретательский уровень предложенного технического решения подтверждается отличительными частями формулы изобретения по пп.1 и 2.

Литература

1. Системы ориентации космических аппаратов/ В.Н. Васильев. - М.: ФГУП «НЛП ВНИИЭМ», 2009.