Спосіб переорієнтації космічних апаратів

Спосіб переорієнтації космічних апаратів, який полягає в тому, що в сеансі зв’язку процесор приймає щосекундно дані про параметри руху косміч 3 29637 4 антенних систем. Тому технологічно в процесі лено дорівнює зоряному часу на Гринвічському проведення сеансу зв'язку з КА відбувається відмеридіані в заданий момент часу в UTC. Вектор хилення антенних систем чи КА в цілому в напряKa = (KX a, KYa , KZa , KVx a , KVy a , KVz a )T координат мку ППІ. При використанні часового методу управта швидкостей в АГЕСК, із урахуванням переносління КА процедура таких відхилень виглядає ної швидкості центру мас КА та обертання Землі із таким чином: [2] швидкістю ω, розраховуються по наступним фор- в Центрі управління польотами космічних мулам: [3,4] апаратів проводиться аналіз балістичної інформаКХа=KXg ×cosS-KYg .sinS ції та визначаються витки радіовидимості КА з ППІ; KYa=KXg .sinS+KYg .cosS - відповідно до об'єму інформації, яку плануKZa=KZg ється отримати від апаратури корисного навантаження визначаються витки проведення сеансів KVxa=KVxg ×cosS-KVyg ×sinS- w ×KYa зв'язку з КА; KVya=KVxg ×sinS+KVyg .cosS+ w .KXa - розраховується час, необхідний для передачі KVza=KVzg інформації (вмикання/вимикання бортового пере2. Переведення координат наземної прийомдавача); ної станції Pg =(PXg ,PYg ,PZg ) із ГРСК до АГЕСК - розраховуються кути програмних відворотів для проведення сеансів зв'язку; ( Pa ): - формується список програмних команд, який PXa=PXg .cosS-PYg .sinS закладається на борт КА. PYa=PXg ×sinS+PYg -cosS Такий підхід є неоптимальним з таких причин: PZa=PZg - похибки, які викликані нестабільністю борто3. Проводиться розрахунок координат наземвого еталону часу призводять до значних похибок ної прийомної станції в орбітальній системі коорпри обчисленні кутів відхилення, 1 секунда часу динат (ОСК), яка вводиться наступним чином, по~8км по трасі, що автоматично тягне за собою чаток системи відліку співпадає з центром мас КА, погіршення якості зв'язку (характеристик каналу); вісь ОХ направлена по радіусу-вектору суп утника - знижується автономність функціонування КА, (проведеному із центру Землі), вісь OY паралельщо особливо відчутно в умовах обмежень вітчизна трансверсальній складовій швидкості, вісь OZ няної однопунктної технології управління КА, коли доповнює систему до правої Для визначення кількість сеансів управління КА невелика. складових в ОСК необхідно послідовно виконати Оскільки майже кожен сучасний космічний повороти на кути Ω (пряме сходження висхідного апарат містить у своєму складі навігаційний привузла орбіти), I (нахилення орбіти), U (аргумент ймач, пропонується використати процесор (бортошироти супутника). Кути Ω, I, U обчислюються із ву ци фрову обчислювальну машину), який буде отримувати дані з навігаційного приймача, провоелементів вектору K a відповідно до методики, що дити обчислення необхідних куті в відвороту та викладена в [1]. Для подальших розрахунків склавидавати команди в підсистему орієнтації та стадові швидкості в ОСК не використовуються. Коорбілізації для виконання відворотів. динатні складові вектора ' Алгоритм функціонування процесору бортової = (PXa ,PYo , PZo , PVx o , PVy o , PVz o )O в ОСК виPo обчислювальної машини буде наступним. В результаті рішення навігаційної задачі апаратура значаються наступним чином [3, 4] суп утникової навігації формує вектор éPXo ù éPXa - KXa ù ' ê ú ê ú O = (KXg , KYg, KZ g, KVx g, KVy g , KVz g ) Kg координат êPYo ú = M × êPYa - KYa ú , де êPZo ú êPZ a - KZa ú та швидкостей космічного апарату (КА) у Гринвічë û ë û ській рухомій системі координат (ГРСК), яка ввоΜ - матриця переходу, яка розраховується по диться наступним чином: початок системи відліку у формулам центрі Землі, вісь ОХ лежить у площині екватора é cos ucos W - cos i sin u sin W cos u sin W + cos i sin u cos W sin u sin i ù та направлена на Гринвічський меридіан, вісь OZ M = ê- sin u cos W - cos icos u sin W - sin u sin W + cos i cos u cos W sin i cos u ú ê ú ê по осі обертання Землі, вісь OY доповнює систему sin i sin W - sin icos W cos i ú ë û до правої. [5] Для визначення параметрів наведення антени, Далі проводиться розрахунок параметрів наяка знаходиться на борту, визнаються координати ведення антени(космічного апарату) на наземну наземної прийомної станції у системі відліку, що прийомну станцію. зв'язана з центром КА. Для цього послідовно викоДальність від КА до наземної станції знахонуються наступні переходи. диться наступним чином. 1 Переведення координат КА із ГРСК до абсо2 D = PX2 + PY0 + PZ2 лютної екваторіальної системи координат 0 0 (АГЕСК), яка вводиться наступним чином: початок Азимут відраховується в площині YOZ орбітасистеми відліку у центрі Землі, вісь ОХ лежить у льної системи координат від позитивного напрямку площині екватора та направлена на точку весняосі OY та змінюється від 0 до 360 градусів: ного рівнодення, вісь OZ колінеарна осі обертання Землі, вісь OZ доповнює систему до правої. Для того, щоб сумістити осі ГРСК та АГЕСК, достатньо зробити один поворот на кут S, що чис 5 29637 ì æ PZ o ö при PYo > 0, PZ o < 0 ï arcstgç ç PY ÷ ÷ ï o ø è ï æ PZ o ö o ï при PYo 0, PZo < 0 ç PY ÷ ï oø è î Кут місця відраховується від площини YOZ та змінюється від - 90 до + 90 градусів (позитивним вважається відлік кута в бік позитивного напрямку осі ОХ): æ ö ç PXo ÷ g = arctgç ÷ 2 2 ÷ ç PY + PZ 0 0 ø è При наведенні на наземну прийомну станцію кут γ завжди буде негативним. Розраховані кути в залежності від способу управління орієнтацією та стабілізацією КА безпосередньо чи з перерахунком у квартеніони орієнтації видаються на виконавчі пристрої для виконання відворотів. Комп’ютерна в ерстка І.Скворцов а 6 Перелік посилань 1. Загорулько А.Н. Особенности программных способов управления космическими аппаратами при однопунктной технологии. // Моделювання та інформаційні технології: Збірник, наукових, праць. X.: НАНУ, Інститут проблем моделювання в енергетиці імені Г.Є. Пухова. - 2005. - Вип. 32. – С.80-87 2. Пат. №19490 Україна, МПК B64G1/24. Кординатно-часовий спосіб керування космічними апаратами: Пат. №19490 Україна, МПК B64G1/24. / ОМ. Загор улько, В.І. Богомья, О.М. Моргун (Україна). №и200607244; Заявл. 30.06.06; Опубл.15.12.06; Бюл №12. - 8с. 3. Охоцимский Д.Є., Сіхарулідзе Ю.Г. „Основи механіки космічного польоту’’ - М.:На ука, 1990. 4. Невзоров В.И., Титов Ю.М. « Антенные системы радиотехнических средств» Ленинград, ВИКИ им. Можайского, 1987 - 107стр. 5. Ефимов С.К., Нестерович А.Г., Яковченко А.И. «Аппаратура спутниковой навигации КА «Сич1М» и «Микроспутник»». «Космічна наука і технологія» 2001.17.№4 с.114-116. Підписне Тираж 26 прим. Міністерство осв іт и і науки України Держав ний департамент інтелектуальної в ласності, вул. Урицького, 45, м. Київ , МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислов ої в ласності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601