Спосіб визначення орієнтації космічного апарата

Реферат: Спосіб визначення орієнтації космічного апарата полягає в тому, що параметри орієнтації космічного апарата відносно центра мас обраховують за інформацією вихідних параметрів сонячних батарей, пов'язаних з кутом Сонця відносно їх робочих поверхонь. Як датчикові пристрої визначення орієнтації на Сонце використовують окремі елементи однієї або декількох сонячних батарей, що розташовані на однакових відстанях від центру мас космічного апарата і утворюють з площиною сонячної батареї кут 180°+α. UA 79326 U (54) СПОСІБ ВИЗНАЧЕННЯ ОРІЄНТАЦІЇ КОСМІЧНОГО АПАРАТА UA 79326 U UA 79326 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до галузі космонавтики, зокрема до систем визначення положення в просторі космічних апаратів і може бути використана в бортовому обладнанні систем керування малогабаритними космічними апаратами. Відомий спосіб визначення орієнтації космічного апарата - астрономічний, коли параметри орієнтації космічного апарата вимірюються астровимірювальною системою по випромінюванню небесних тіл (Землі, яскравих зірок та інших) [Космические радиотехнические комплексы / Под общ. редакцией Г.В. Стогова - М: МО СССР, 1986. Ломако Г.И. Определение и анализ движения по экспериментальным данным - М.: МО СССР, 1983. Раушенбах Б.В. Управление движением космических аппаратов -М.: Знание, 1986]. Недоліком відомого способу є ускладнення бортового обладнання, що приводить до збільшення енергетичного, інформаційного та технічного ресурсу і як наслідок - до збільшення маси і габаритів космічних апаратів, а також його площі сонячних батарей. Відомий спосіб визначення орієнтації космічних апаратів за допомогою датчиків орієнтації на Сонце без складних оптичних систем [Каргу Л.И. Измерительные устройства летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1988]. Недоліком способу є те, що для кругового обзору необхідно мати достатньо велику кількість фоточутливих елементів і щільових діафрагм, що знижує надійність сонячних датчиків і накладає відповідні вимоги до конструкції космічних апаратів. Відомий спосіб, вибраний як прототип, визначення орієнтації космічного апарата [Загорулько О.М., Козелкова К.С., Костенко Б.О., Ян Ке (CN); Кучерук С.М. / Патент на корисну модель, Україна, № 51673, МПК (2009) B64G 1/24, опубл. 26.07.2010. Бюл.№14, 2010р.], який полягає в тому, що параметри орієнтації космічного апарата відносно центра мас обраховують за інформацією вихідної потужності панелей сонячних батарей, пов'язано з кутом Сонця відносно їх робочих поверхонь. При цьому як датчики використовують сонячні батареї, розміщені в трьох ортогональних площинах. Недоліком такого способу орієнтації по Сонцю є обов'язкова наявність сонячних батарей, розміщених в трьох ортогональних площинах, що накладає жорсткі вимоги до конструкції як самого космічного апарата так і його сонячних батарей. Задачею корисної моделі є створити такий спосіб визначення орієнтації космічних апаратів по Сонцю, який не залежить від кількості сонячних батарей і їх розміщення на космічному апараті і який забезпечує високу точність орієнтації космічних апаратів на Сонце. Для рішення поставленої задачі у спосіб визначення орієнтації космічних апаратів, який полягає в тому, що параметри орієнтації космічного апарата відносно центру мас обчислюється за інформацією вихідних параметрів сонячних батарей, пов'язаних з кутом Сонця відносно їх робочих поверхонь, згідно з корисною моделлю, як датчикові пристрої визначення орієнтації на Сонце використовуються окремі елементи однієї або декількох сонячних батарей, що розташовані на однакових відстанях від центру мас космічного апарата і утворюють з площиною сонячної батареї кут 180°+а. Вибір тих чи інших елементів сонячної батареї як датчикові пристрої залежить як від конструкції самого космічного апарата, так і від кількості сонячних батарей. На фіг. 1 приведено принцип вибору елементів сонячної батареї як датчикові пристрої при наявності на космічному апараті однієї сонячної батареї. На фіг.2 зображено розташування на сонячних батареях елементів (11 та 2]), вибраних як датчикові пристрої. На фіг.3 зображено принцип вибору елементів сонячних батарей як датчикові пристрої при наявності на космічному апараті двох сонячних батарей. На фігурах позначено 1,2 - сонячні батареї, 3 - космічний апарат, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10,11 датчикові пристрої. До космічного апарата 3 з обох боків на однаковій відстані приєднані сонячні батареї 1 та 2, елементи сонячних батарей, що виступають як датчикові пристрої 4-11, максимально віддалені від центру батареї. Згідно з фіг.1 і фіг.3, елементи сонячних батарей, що вибираються як датчикові пристрої вибрані за принципом максимальної відстані від центру мас (т.О) космічного апарата з урахуванням однакових відстаней відносно осей симетрії сонячних батарей і осей, зв'язаних з літальним апаратом. Усі датчикові пристрої (4, 5, 6, 7, 8, 9, 10,11) розташовуються під кутом 180°+α, що необхідно для збільшення чутливості способу орієнтації космічного апарата на Сонце. Спосіб визначення орієнтації космічного апарата згідно з даною корисною моделлю полягає у наступному. Якщо електричний потенціал 4 датчикового пристрою 4 (фіг. 1, фіг.2) дорівнює електричному потенціалу 5 датчикового пристрою 5, а потенціал 6 датчикового пристрою 6 дорівнює потенціалу 7 датчикового пристрою 7, то сонячна батарея 1 і КА чітко зорієнтована на Сонце, тому що сонячні промені освітлюють датчикові пристрої 4 і 5 під однаковими кутами 1 UA 79326 U (1=2 )- Аналогічно під однаковими кутами сонячні промені освітлюють датчикові пристрої 6 і 7. При наявності кутів  і  повороту сонячної батареї 1 (фіг. 1) відносно осей Y і X, потенціали 4  5, 6  7- Обчислювальний пристрій КА виробляє відповідні сигнали Ux=f(4-5) і Uу = f(67) і після їх підсилення подає на виконавчі пристрої, наприклад магніти, які виробляють моменти відносно осей ОХ і OY та змушують КА змінювати своє положення у просторі доти, поки кути  і  не стануть рівними нулю, а КА займе необхідну орієнтацію на Сонце. Аналогічно вироблюють управляючі сигнали при наявності двох або більше сонячних батарей (фіг.3). У цьому випадку з метою підвищення чутливості та точності орієнтації сигнали управління виробляються на базі вихідних потенціалів датчикових пристроїв 6 і 10, 4 і 5 або 8 і 9, 7 і 11 та їх комбінацій, наприклад: Ux=f[(4-8)-(5-9)], Uу =f[(6-10)-(7-11)]. Таким чином, поставлена задача повністю вирішується. Визначення орієнтації КА по Сонцю не залежить від кількості сонячних батарей і їх розташування на КА. Окрім того відповідний вибір елементів сонячних батарей та їх розташування забезпечує високу чутливість та точність орієнтації КА на Сонце. = 5 10 15 ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 20 25 Спосіб визначення орієнтації космічного апарата, який полягає в тому, що параметри орієнтації космічного апарата відносно центра мас обраховують за інформацією вихідних параметрів сонячних батарей, пов'язаних з кутом Сонця відносно їх робочих поверхонь, який відрізняється тим, що як датчикові пристрої визначення орієнтації на Сонце використовують окремі елементи однієї або декількох сонячних батарей, що розташовані на однакових відстанях від центру мас космічного апарата і утворюють з площиною сонячної батареї кут 180°+α. 2 UA 79326 U 3 UA 79326 U Комп’ютерна верстка І. Мироненко Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 4