Abstract
The algorithm of the turn of the spacecraft from an initial arbitrary angular position at an arbitrary angular rate to a solar-oriented attitude is investigated. Minimum essential equipment of the motion control system required for the purpose of ensuring maintenance of solar orientation is defined: a solar sensor, a single-axis angular-rate sensor, low-thrust liquid rocket engines. A solution of the problem of defining the spacecraft angular rate vector by the measurements of the deviation of the optical axis of the solar sensor from the sun vector and the single-axis angular-rate sensor is presented. The conditions under which control action on the rocket engines for the purpose of changing the value of the angular-rate vector for the Sun to get into the field of viewing of the solar sensor or for the spacecraft stabilization are defined. Mathematical modeling of the spacecraft attitude control system with the unknown initial state vector of motion is carried out. The results of mathematical modeling confirmed the efficiency of the proposed algorithm in terms of reducing propellant fuel consumption and high-speed performance. In comparison with the known methods of solving the problem of reducing angular speed (a lengthy process with the use of a magnetic system or a fast process with the use of a three-axis angular-rate sensor and rocket engines) the duration of the process of reducing angular speeds is the same as in normal operation, however, at the same time the problem of bringing spacecraft into the solar oriented attitude is solved.
Highlights
Решается задача совмещения участка гашения угловой скорости (ГУС) космического аппарата (КА) с одновременным совмещением вектора направления на Солнце с оптической осью солнечного датчика (СД) при использовании одноосного измерителя угловой скорости (ОИУС)
За счёт совмещения участков ГУС и поиска Солнца в предложенном алгоритме длительность решения задачи приведения в солнечную ориентацию выполняется за время не более полутора часов, в том числе за счёт исключения специальных вращений КА для просмотра небесной сферы с целью поиска Солнца
Spacecraft; angular speed reduction; solar-oriented attitude; attitude control; low-thrust liquid rocket engine; solar sensor; single-axis angular-rate sensor
Summary
Исследован алгоритм разворота космического аппарата из исходного произвольного углового положения с произвольной угловой скоростью в ориентированное на Солнце положение. Представлено решение задачи определения вектора угловой скорости космического аппарата по измерениям отклонения оптической оси солнечного датчика от направления на Солнце и одноосного измерителя угловой скорости. Определены условия, при которых формируется управляющее воздействие на ракетные двигатели с целью изменения величины вектора угловой скорости для попадания Солнца в поле зрения солнечного датчика или для стабилизации космического аппарата. По сравнению с известными методами решения задачи гашения угловой скорости, например длительный процесс с использованием магнитной системы или быстрый штатный процесс с использованием трёхосного измерителя угловой скорости и ракетных двигателей, в работе получено такое же время процесса гашения угловых скоростей, как и в штатном процессе, однако при этом одновременно решена задача приведения космического аппарата в солнечную ориентацию. Решается задача совмещения участка гашения угловой скорости (ГУС) космического аппарата (КА) с одновременным совмещением вектора направления на Солнце с оптической осью солнечного датчика (СД) при использовании одноосного измерителя угловой скорости (ОИУС). За счёт совмещения участков ГУС и поиска Солнца в предложенном алгоритме длительность решения задачи приведения в солнечную ориентацию выполняется за время не более полутора часов, в том числе за счёт исключения специальных вращений КА для просмотра небесной сферы с целью поиска Солнца
Sign-in/Register to view highlights & summary Talk to us
Join us for a 30 min session where you can share your feedback and ask us any queries you have
Schedule a callMore From: VESTNIK of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering
Disclaimer: All third-party content on this website/platform is and will remain the property of their respective owners and is provided on "as is" basis without any warranties, express or implied. Use of third-party content does not indicate any affiliation, sponsorship with or endorsement by them. Any references to third-party content is to identify the corresponding services and shall be considered fair use under The CopyrightLaw.
