FIELD: physics, control.SUBSTANCE: invention relates to control over motion of space object, for example, manned spacecraft, after its separation from the other space object, for example, carrier rocket. Spacecraft turn to required orientation is started at time moment ?t counted down from spacecraft separation from carrier rocket. Spacecraft initial orientation is defined by carrier rocket nominal orientation at the moment of separation. After activation of spacecraft control system pickups in time moment ?t received are data on spacecraft current angular velocity. Spacecraft angular motion model based on Euler equation is used to evaluate by back integration the spacecraft angular velocity at the moment of separation from carrier rocket. Then, initial conditions obtained with the help of said angular motion model are used to define (by forth integration) the spacecraft current orientation parameters. Train of pulses are applied to spacecraft their magnitude being defined by the difference between current and required orientation of spacecraft.EFFECT: accelerated orientation after spacecraft separation from carrier rocket irrespective of light-and-shadow conditions in orbit.6 dwg
Изобретение относится к управлению движением космического объекта (КО), например пилотируемого КО, после его отделения от другого КО, например ракеты-носителя (РН). Разворот КО в требуемую ориентацию начинают в момент Δt, отсчитываемый от момента его отделения от другого КО (далее - РН). Начальная ориентация КО определяется по номинальной ориентации РН в момент отделения. После включения, через время Δt, датчиков системы управления КО получают данные о текущей угловой скорости КО. Используя модель углового движения КО (на основе уравнений Эйлера) оценивают (обратным интегрированием) угловую скорость КО в момент отделения от РН. Далее по полученным начальным условиям на основе указанной модели углового движения определяют (прямым интегрированием) параметры текущей ориентации КО. Прикладывают к КО серию импульсов, величину которых определяют по разнице между текущей и требуемой ориентациями КО. Техническим результатом изобретения является сокращение продолжительности построения ориентации после отделения КО от РН независимо от светотеневых условий на орбите. 6 ил.
CONTROL OVER SPACE OBJECT MOTION AFTER SEPARATION FROM OTHER SPACE OBJECT
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА ПОСЛЕ ОТДЕЛЕНИЯ ОТ ДРУГОГО КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА
2015-11-10
Patent
Electronic Resource
Russian
IPC: | B64G Raumfahrt , COSMONAUTICS |
SPACE OBJECT MOTION CONTROL METHOD IN CASE OF APPROACH TO ANOTHER SPACE OBJECT
European Patent Office | 2018
|METHOD OF CONTROL OVER ACTIVE SPACE OBJECT TO BE DOCKED TO PASSIVE SPACE OBJECT
European Patent Office | 2015
|European Patent Office | 2016
|Space object disposal device and space object disposal method
European Patent Office | 2016
|SPACE OBJECT DISPOSAL DEVICE AND SPACE OBJECT DISPOSAL METHOD
European Patent Office | 2015
|