RU2668140C1

RU2668140C1 - Method of determining time to meet the active object with the space apparatus in case of parallel closure

Info

Publication number: RU2668140C1
Application number: RU2017118678A
Authority: RU
Inventors: Михаил Викторович Яковлев; Дмитрий Михайлович Яковлев
Original assignee: Михаил Викторович Яковлев; Дмитрий Михайлович Яковлев
Priority date: 2017-05-29
Filing date: 2017-05-29
Publication date: 2018-09-26

Abstract

FIELD: astronautics.SUBSTANCE: invention relates to the control of the motion of spacecrafts (SC), in particular to prevent the closing-in of a spacecraft with the active object (AO). According to the method, the signals, which are emitted by the approaching AO, are registered onboard the spacecraft with flat-type detectors, which are located on the surface of the spherical shell. These signals are stored and processed, determining the current direction to the AO along the radius vector of the detector with the maximum amplitude of the signal. Directions are registered at the AO at different times and simultaneously the power of the received signals is measured. Registered directions at the AO are compared and, when they coincide, the time to meet on the interval between successive measurements and the ratio of signal powers at the time of measurement are determined.EFFECT: technical result is the advance determination of the moment when the AO meets the SC using relatively simple means.1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) и может быть использовано для предотвращения сближения космического аппарата с активным объектом.The invention relates to the field of spacecraft (SC) motion control and can be used to prevent the spacecraft from approaching an active object.

Известно защищенное патентом изобретение - аналог: заявка №4542963/11, МПК B64G 1/24, 1991 год «Система стабилизации космического аппарата» (Гришин В.Н., Дубчак B.C., Климов В.А., Охапкин В.А., Папков О.В.). Система стабилизации КА содержит каналы управления по тангажу и рысканью из последовательно соединенных датчика отклонения углового ускорения и угловой скорости, суммирующего усилителя и рулевой машинки, датчика отклонения линейного ускорения и линейной скорости, двигательной установки, камера сгорания которой установлена с возможностью линейного перемещения вдоль поперечной оси КА. Данная система обеспечивает автономное управление КА безотносительно его движения по сравнению с другими космическими объектами и поэтому является неэффективной для проведения операций орбитального обслуживания.Known invention protected by patent - analogue: application No. 4542963/11, IPC B64G 1/24, 1991 “Spacecraft stabilization system” (Grishin V.N., Dubchak BC, Klimov V.A., Okhapkin V.A., Papkov O.V.). The spacecraft stabilization system contains pitch and yaw control channels from serially connected angular acceleration and angular velocity deviation sensors, a summing amplifier and steering gear, linear acceleration and linear velocity deviation sensors, a propulsion system, the combustion chamber of which is installed with the possibility of linear movement along the transverse axis of the spacecraft . This system provides autonomous control of the spacecraft regardless of its motion in comparison with other space objects and therefore is ineffective for conducting orbital maintenance operations.

Известно защищенное патентом изобретение - аналог: заявка №2012125987/11, МПК B64G 1/24, B64G 1/26, 2010 год «Стабилизация движения неустойчивых фрагментов космического мусора» (Поулос Деннис, США). Предложенный способ относится к управлению движением космических объектов и обеспечивает стабилизацию относительного движения фрагментов космического мусора (вокруг собственного центра масс). Способ стабилизации движения указанных фрагментов включает приложение силы к фрагменту в определенных расчетных точках. Силу, воздействующую на фрагмент, создают с использованием пневматического действия газового факела, генерируемого на борту находящегося рядом КА. Газовый факел может создаваться устройствами типа ракетных двигателей разного рода. При этом возможно одновременное изменение орбиты фрагмента космического мусора. К недостаткам способа следует отнести сложность позиционирования ракетных двигателей КА относительно фрагмента космического мусора, а также необходимость компенсации импульса, создаваемого этими ракетными двигателями, для удержания КА в требуемой орбитальной позиции.Known invention protected by patent - analogue: application No. 2012125987/11, IPC B64G 1/24, B64G 1/26, 2010 "Stabilization of the motion of unstable fragments of space debris" (Poulos Dennis, USA). The proposed method relates to controlling the motion of space objects and provides stabilization of the relative motion of fragments of space debris (around its own center of mass). A method of stabilizing the movement of these fragments includes the application of force to the fragment at certain design points. The force acting on the fragment is created using the pneumatic action of a gas torch generated on board a nearby spacecraft. The gas torch can be created by devices such as rocket engines of various kinds. In this case, a simultaneous change in the orbit of a piece of space debris is possible. The disadvantages of the method include the difficulty of positioning the rocket engines of the spacecraft relative to a fragment of space debris, as well as the need to compensate for the momentum created by these rocket engines to keep the spacecraft in the required orbital position.

Известно защищенное патентом изобретение - аналог: заявка №2012136164/11, МПК B64G 1/64, 2012 год «Способ стыковки космических аппаратов и устройство для его реализации» (Трушляков В.И., Юткин Е.А., Макаров Ю.Н., Олейников И.И., Шатров Я.Т.). Согласно способу выполняют стыковку двух КА, один из которых пассивный (ПКА), а другой, сближающийся с ним - активный (АКА). Способ включает использование самонаводящегося космического микробуксира (КМБ) для доставки троса, выпускаемого с АКА при сближении с ПКА на минимальное расстояние и оснащенного стыковочным штырем. Далее выполняют стягивание ПКА и АКА с помощью троса. Способ отличается тем, что в качестве устройства зацепления на ПКА используют сопло маршевого двигателя, вводят стыковочный штырь в камеру двигателя и при проходе критического сечения двигателя, достигнув передней стенки камеры сгорания, последовательно задействуют устройства фиксации и стягивания, установленные на стыковочном штыре. В процессе стягивания синхронизируют угловые скорости связки (КМБ + ПКА) и АКА, совмещают продольные оси АКА и связки (КМБ + ПКА) с направлением линии, соединяющей их центры масс, осуществляют стабилизацию углового положения, с помощью продольных ускорений, развиваемых двигателями АКА и КМБ, осуществляют снижение натяжения троса до минимального. После касания связки (КМБ + ПКА) с посадочным местом на АКА осуществляют фиксацию связки с помощью системы, установленной на АКА. Недостатком способа является механическое повреждение двигательной установки ПКА устройством фиксации, что исключает возможность дальнейшего использования ПКА при проведении операций орбитального обслуживания.Known invention protected by patent - analogue: application No. 2012136164/11, IPC B64G 1/64, 2012 "Method for docking spacecraft and a device for its implementation" (Trushlyakov V.I., Yutkin E.A., Makarov Yu.N. , Oleinikov I.I., Shatrov Y.T.). According to the method, two SCs are docked, one of which is passive (PKA), and the other approaching it is active (AKA). The method includes the use of a homing space micro-tugboat (KMB) to deliver a cable released from the AKA when approaching the PKA to a minimum distance and equipped with a docking pin. Next, pull together the PKA and AKA using a cable. The method is characterized in that the main engine nozzle is used as the gearing device on the PKA, the docking pin is inserted into the engine chamber, and when the critical section of the engine passes, reaching the front wall of the combustion chamber, locking and tightening devices installed on the docking pin are sequentially used. In the process of contraction, the angular velocities of the ligament (KMB + PKA) and AKA are synchronized, the longitudinal axes of the AKA and ligaments (KMB + PKA) are combined with the direction of the line connecting their centers of mass, they stabilize the angular position using longitudinal accelerations developed by the AKA and KMB engines carry out a reduction in cable tension to a minimum. After touching the ligament (KMB + PKA) with the seat on the AKA, the ligament is fixed using the system installed on the AKA. The disadvantage of this method is the mechanical damage to the propulsion system of the PCA by the fixation device, which excludes the possibility of further use of the PCA during orbital maintenance operations.

Известно изобретение - прототип: патент №2619168, МПК B64G 3/00, 2015 год, «Способ определения направления на активный объект, преднамеренно сближающийся с космическим аппаратом» (Яковлев М.В., Яковлева Т.М., Яковлев Д.М.), согласно которому принимают сигналы, излучаемые приближающимся активным объектом, измеряют амплитуду и выполняют обработку принимаемых сигналов. Для приема сигналов применяют детекторы плоской формы. Детекторы располагают на поверхности сферической оболочки ортогонально радиус-вектору из центра сферической оболочки к точке касания с детектором. Внутри сферической оболочки помещают материал - поглотитель излучения. Направление на активный приближающийся объект определяют по радиус-вектору, направленному на детектор с максимальной амплитудой регистрируемого сигнала. Недостатком способа является невозможность его использования для определения времени сближения активного объекта с космическим аппаратом.The invention is known as a prototype: patent No. 2619168, IPC B64G 3/00, 2015, “A method for determining the direction to an active object deliberately approaching a spacecraft” (Yakovlev M.V., Yakovleva T.M., Yakovlev D.M. ), according to which the signals emitted by the approaching active object are received, the amplitude is measured and the processing of the received signals is performed. To receive signals, flat-shaped detectors are used. The detectors are placed on the surface of the spherical shell orthogonally to the radius vector from the center of the spherical shell to the point of contact with the detector. Inside the spherical shell material is placed - an absorber of radiation. The direction of the active approaching object is determined by the radius vector directed to the detector with the maximum amplitude of the recorded signal. The disadvantage of this method is the inability to use it to determine the time of approach of the active object to the spacecraft.

Целью предполагаемого изобретения является определение времени до встречи активного объекта с космическим аппаратом при параллельном сближении.The aim of the proposed invention is to determine the time before the meeting of the active object with the spacecraft with a parallel approach.

Указанная цель достигается в заявляемом способа определения времени до встречи активного объекта (АО) с космическим аппаратом при параллельном сближении, согласно которому излучаемые приближающимся активным объектом сигналы регистрируют детекторами плоской формы, расположенными на поверхности сферической оболочки. Запоминают принимаемые сигналы и выполняют их обработку, определяют направление на активный объект по радиус-вектору на детектор с максимальной амплитудой сигнала. Направление регистрируют в различные моменты времени и одновременно измеряют мощность принимаемых сигналов, сравнивают зарегистрированные направления на активный объект и при их совпадении определяют время до сближения по интервалу времени между последовательными измерениями и соотношению мощностей сигналов в моменты измерений.This goal is achieved in the inventive method for determining the time before an active object (AO) meets a spacecraft with a parallel approach, according to which the signals emitted by an approaching active object are recorded by flat-shaped detectors located on the surface of a spherical shell. The received signals are stored and processed, the direction to the active object is determined by the radius vector to the detector with the maximum signal amplitude. The direction is recorded at various points in time and at the same time the power of the received signals is measured, the registered directions to the active object are compared and, if they coincide, the time to approach is determined from the time interval between consecutive measurements and the ratio of signal powers at the time of measurement.

Обоснование реализуемости и практической значимости заявляемого способа заключается в следующем.The rationale for the feasibility and practical significance of the proposed method is as follows.

Особенность функционирования используемого в заявляемом изобретении метода приема сигналов лазерного излучения, излучаемого приближающимся активным объектом, состоит в том, что детекторы располагают на поверхности сферической оболочки ортогонально радиус-вектору из центра сферической оболочки к точке касания с детектором (патент №2619168). Каждый детектор регистрирует излучение в пределах телесного угла 2%, при этом амплитуда сигнала пропорциональна косинусу угла падения луча на поверхность детектора. Поэтому нормаль к поверхности детектора с максимальной амплитудой сигнала указывает направление на источник излучения. Погрешность измерений определяется величиной телесного угла, равного отношению площади детектора к квадрату радиуса сферической оболочки, на которой он расположен. Таким образом, используемый в заявляемом изобретении метод приема сигналов позволяет определить направление на источник излучения.A feature of the operation of the method of receiving laser radiation signals emitted by an approaching active object used in the claimed invention is that the detectors are placed on the surface of the spherical shell orthogonally to the radius vector from the center of the spherical shell to the point of contact with the detector (patent No. 2619168). Each detector registers radiation within a solid angle of 2%, while the signal amplitude is proportional to the cosine of the angle of incidence of the beam on the surface of the detector. Therefore, the normal to the surface of the detector with the maximum signal amplitude indicates the direction to the radiation source. The measurement error is determined by the value of the solid angle equal to the ratio of the area of the detector to the square of the radius of the spherical shell on which it is located. Thus, the method of receiving signals used in the claimed invention allows to determine the direction to the radiation source.

При одинаковом направлении на приближающийся АО по данным двух измерений траектории АО и КА лежат в одной плоскости, как показано на фиг. 1 (режим параллельного сближения: В.А. Вейцель, А.С. Волковский, С.А. Волковский и др. - Радиосистемы управления, под ред. В.А. Вейцеля М. Дрофа, 2005. 450 с.). При постоянной мощности излучения в источнике отношение мощностей принимаемых сигналов в точках D и В обратно пропорционально отношению квадратов расстояний между АО и КА в этих точках (отрезки CD и АВ). Поэтому из подобия треугольников ОАВ и OCD следует, что отношение отрезков ОВ и OD будет пропорционально корню квадратному из отношения мощностей сигналов в точках D и В. Отрезок OD равен разности отрезков ОВ и BD. В таком случае соотношение интервалов времени от первого измерения до встречи активного объекта с космическим аппаратом, Δt=(t₂-t₀), и между двумя последовательными измерениями мощности сигналов в точках D и В, (t₁-t₀), определяется по формуле:With the same direction to the approaching AO, according to the data of two measurements, the trajectories of the AO and KA lie in the same plane, as shown in FIG. 1 (parallel approach mode: V.A. Weitsel, A.S. Volkovsky, S.A. Volkovsky, etc. - Radio control systems, edited by V.A. Weizel M. Drofa, 2005.450 p.). With a constant radiation power at the source, the ratio of the received signal powers at points D and B is inversely proportional to the ratio of the squares of the distances between the AO and the spacecraft at these points (segments CD and AB). Therefore, from the similarity of the triangles of OAV and OCD, it follows that the ratio of the segments of the OB and OD will be proportional to the square root of the ratio of the power of the signals at points D and B. The segment OD is equal to the difference between the segments of OB and BD. In this case, the ratio of time intervals from the first measurement to the meeting of the active object with the spacecraft, Δt = (t ₂ -t ₀ ), and between two consecutive measurements of the signal power at points D and B, (t ₁ -t ₀ ), is determined by the formula:

,

,

где t₀, t₁ - моменты времени первого и второго измерений; P_D, P_B - значения мощности измеренных сигналов в моменты времени t₁, t₀. По мере приближения t₁ к t₂ выполняется соотношение P_D>>P_B, и формула преобразуется к виду:where t ₀ , t ₁ - moments of time of the first and second measurements; P _D , P _B - power values of the measured signals at time t ₁ , t ₀ . As t ₁ approaches t ₂ , the relation P _D >> P _B is satisfied, and the formula is converted to the form:

Δt≈(t₂-t₀).Δt≈ (t ₂ -t ₀ ).

Практическая значимость предлагаемого способа определения времени до встречи активного объекта с космическим аппаратом при параллельном сближении заключается в том, что информация, полученная о времени до встречи, позволяет реализовать мероприятия, исключающие возможные негативные последствия столкновения.The practical significance of the proposed method for determining the time before an active object encounters a spacecraft with a parallel approach is that the information obtained about the time before the meeting allows the implementation of measures that exclude possible negative consequences of the collision.

Таким образом, возможность технической реализации заявляемого способа определения времени до встречи активного объекта с космическим аппаратом при параллельном сближении и его практическая значимость не вызывают сомнений.Thus, the possibility of technical implementation of the proposed method for determining the time before a meeting of an active object with a spacecraft with a parallel approach and its practical significance are not in doubt.

Claims

A method for determining the time before an active object meets a spacecraft in a parallel approach, according to which the signals emitted by the approaching active object are recorded by flat detectors located on the surface of a spherical shell, the received signals are stored and processed, the direction of the active object is determined by the radius vector a detector with a maximum amplitude of the signal, and the direction is recorded at various points in time and at the same time measure the power received of the received signals, the registered directions to the active object are compared and, if they coincide, they determine the time to approach by the time interval between consecutive measurements and the ratio of signal powers at the time of measurement.