Способ определения инерционных параметров космического аппарата с гиросиловыми стабилизаторами в полете

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании космических аппаратов и эксплуатации ( КА ). Способ включает измерение и прогнозирование движения центра масс КА по орбите, стабилизацию КА в инерциальной системе координат и поддержание его ориентации на интервале определения инерционных параметров, определение углового положения КА в инерциальном пространстве на интервале поддержания ориентации, измерение значений компонент собственного кинетического момента гиросиловых стабилизаторов КА и определение из обработки по измеренным величинам инерционных параметров КА. Применение данного способа позволяет расширить возможность определения инерционных параметров КА в полете и повысить точность. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании и эксплуатации космических аппаратов (КА).

Известно, что для решения большого количества задач космической техники необходимо знать моменты инерции КА. Для дискретной системы материальных точек моменты инерции могут быть рассчитаны с помощью следующих соотношений: _x=(y²_i+z²_i)m_i; _y=(x²_i+z²_i)m_{i z}=(x²_i+y²_i)m_{i xy}=x_iy_im_i; _xz= x_iz_im_{i yz}= y_iz_im_i где x_i, y_i, z_i координаты материальной частицы, имеющей массу m_i. С помощью данных соотношений перед запуском КА обычно рассчитываются его моменты инерции. Космический аппарат при этом представляется суммой составляющих его элементов. Найденные таким образом инерционные характеристики используются в проектных расчетах и при эксплуатации КА.

При выполнении полета моменты инерции КА меняются. Это связано с расходом рабочего тела, возможной отстыковкой (пристыковкой) от базового блока КА дополнительных модулей, перемещением грузов внутри КА его экипажей и т.д. Указанные операции приводят к значительному изменению инерционных характеристик КА, которые используются при определении ориентации КА, в алгоритмах управления его угловым движением и других задачах. Поэтому возникает необходимость в периодическом определении инерционных характеристик КА в полете.

Наиболее близким из известных технических решений является способ определения инерционных параметров КА, включающий измерение и прогнозирование движения центра масс КА по орбите, измерение направлений на Солнце и напряженности магнитного поля Земли и определение в процессе обработки измеряемых величин инерционных параметров КА.

В данном способе определяемые инерционные параметры представляют собой безразмерные комбинации главных центральных моментов КА _x/ _z; ( _y- _z)/_x Найденные таким образом инерционные параметры позволяют повысить точность определения вращательного движения КА.

Однако данный способ не дает возможность определить достаточно полную картину изменяемых в полете инерционных параметров поскольку для нахождения тензора инерции КА в общем случае необходимо найти шесть его независимых элементов. Кроме того, известный способ может применяться только в случае неориентированного движения КА. В то же время большое количество аппаратов совершает в настоящее время постоянно ориентированный полет.

Технической задачей изобретения является расширение возможности определения инерционных параметров КА в полете и повышение точности их определения.

Данная техническая задача решается за счет того, что в способе определения инерционных параметров КА с гиросиловыми стабилизаторами в полете, включающем измерение и прогнозирование движения центра масс КА по орбите, стабилизирует КА в инерционной системе координат и поддерживают неизменной его ориентацию на интервале определения инерционных параметров, определяют угловое положение КА в инерциальном пространстве на интервале поддержания ориентации, измеряют значения компонент собственного кинетического момента гиросиловых стабилизаторов КА и определяют инерционные параметры КА из условия равенства производных по времени компонент кинетического момента аппарате сумме действующих на КА гравитационного и восстанавливающего аэродинамического момента (см. следующие соотношения): = M_gi(_ij,_ij)+M_ai(P_i,_ij) (1) где H_i (i=1, 2, 3) компоненты кинетического момента КА; M_gi( _ij, _ij) гравитационный момент действующий на КА; M_ai(P_i, _ij) восстанавливающий аэродинамический момент
_ij (i, j=1, 2, 3) элементы тензора инерции КА, P_i (i=1, 2, 3,) функции, характеризующие геометрические размеры КА и состояние атмосферы; _ij (i, j= 1, 2, 3) элементы матрицы, определяющей положение КА относительно орбитальной системы координат.

Формула (1) представляет собой закон изменения полного кинетического момента КА. При стабилизации КА в инерциальном пространстве весь момент внешних сил, действующих на КА, передается гиродинам, а интересующие нас элементы тензора инерции КА входят в закон изменения линейно. Формула (1) в этом случае переписывается в следующем виде
h₁= h⁰₁ + (₂₂Q₃-₂₃Q₂+₁₂P₃-₁₃P₂)dt
h₂= h⁰₂ + (₂₃Q₁-₂₁Q₃+₁₃P₁-₁₁P₃)dt
h₃= h⁰₃ + (₂₁Q₂-₂₂Q₁+₁₁P₂-₁₂P₁)dt
Q_i= 3(i=1,2,3)
(2) где h_i (i=1, 2, 3) компоненты собственного кинетического момента системы гиродинов; _о угловая скорость орбитального движения.

Для реализации данного способа необходимо в заданные моменты времени измерять значения компонент ее собственного кинетического момента h_i (i=1, 2, 3). Проведя указанные измерения во время поддержания неизменной ориентации КА в абсолютном пространстве и определив угловое положение КА на интервале определения инерционных параметров, с помощью формул (2) их можно обработать каким-либо статистическим методом. Если принять за параметры модели начальные условия, элементы тензора инерции и аэродинамические параметры то, так как эти параметры входят в предлагаемую модель линейно, наиболее подходящим в данном случае методом обработки является метод неименьших квадратов. В рамках этого метода отыскание оценки вектора параметров сводится к решению линейной системы (системы нормальных уравнений).

Проведенная статистическая обработка измерений кинетического момента гиросистемы позволяет оценить две разности главных моментов инерций и недиагональные элементы тензора инерции КА.

Это превышает количество определяемых параметров в способе-прототипе, т. е. применение данного способа позволяет расширить возможности определения инерционных параметров КА в полете.

Кроме того, известно, что для сильно вытянутых КА, каким, например, является орбитальный комплекс "Мир", минимальный момент инерции (момент относительно продольной оси) маломеняющаяся величина, так как перемещение грузов происходит в основном вдоль продольной оси. Таким образом подлежат определению все неизвестные элементы тензора инерции КА.

Способ иллюстрируется чертежом где обозначены Земля 1, орбита КА 2, космический аппарат 3, вектор 4 собственного кинетического момента гиросиловых стабилизаторов КА.

Данный способ может быть реализован с помощью известных средств.

Измерение движения центра масс КА может осуществляться с помощью радиоконтроля орбиты либо с помощью системы автономной навигации. Для прогнозирования движения может использоваться существующий программноматематический комплекс баллистического обеспечения космических полетов ОС "Салют" ОК "Мир" и других КА. Для стабилизации КА в инерциальной системе координат и поддержания его ориентации на интервале определения инерционных параметров могут применяться существующие системы ориентации и управления движением. Определение углового положения КА в инерциальном пространстве может осуществляться с помощью системы контроля ориентации, построенной на базе солнечного датчика и магнитометра, с помощью оптического звездного датчика либо с помощью других приборов. Измерять значения компонент собственного кинетического момента гиродинов можно с помощью телеметрической системы.

Формула изобретения

СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ИНЕРЦИОННЫХ ПАРАМЕТРОВ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ГИРОСИЛОВЫМИ СТАБИЛИЗАТОРАМИ В ПОЛЕТЕ, включающий измерение и прогнозирование движения центра масс космического аппарата по орбите, отличающийся тем, что стабилизируют космический аппарат в инерционной системе координат и поддерживают неизменной его ориентацию на интервале определения инерционных параметров, определяют угловое положение космического аппарата в инерционном пространстве на интервале поддержания ориентации, измеряют значения компонент собственного кинетического момента гиросиловых стабилизаторов космического аппарата и определяют инерционные параметры космического аппарата из условия равенства производных по времени компонент кинетического момента аппарата сумме действующих на аппарат гравитационного и восстанавливающего аэродинамического моментов.

РИСУНКИ

Рисунок 1