Библиографическое описание:Алгоритмы управления и определения движения космического аппарата с двумя нежесткими элементами : научное издание / рец.: С. П. Панько, Ю. Л. Фатеев. - Текст : непосредственный // Космические аппараты и технологии. - 2019. - Т. 3, № 3. - С. 132-139. - ISSN 2618-7957, DOI 10.26732/2618-7957-2019-3-132-139. Перевод заглавия: Attitude control and determination algorithms for the spacecraft with two flexible appendages
Аннотация:В работе рассмотрены алгоритмы управления и определения состояния космического аппарата с двумя нежесткими элементами. Один элемент представляет собой антенну, жестко закрепленную на корпусе аппарата. Антенна является значительным возмущающим фактором в движении космического аппарата, имея размер, в несколько раз превышающий размер корпуса аппарата, и обладая низкими собственными частотами колебаний. Второй элемент - солнечная панель. Аппарат находится на геостационарной орбите. Солнечная панель закреплена с помощью одностепенного шарнира и вращается с постоянной скоростью, обеспечивая ориентацию на Солнце. Управление и определение движения космического аппарата производятся только с помощью датчиков и актюаторов, установленных на его корпусе. Предполагается, что декремент затухания собственных колебаний нежестких элементов является нулевым. В работе приводятся алгоритмы управления, позволяющие стабилизировать всю конструкцию и обеспечить требуемую ориентацию корпуса космического аппарата или, как минимум, не увеличить амплитуды собственных колебаний нежестких элементов в процессе ориентации корпуса. Рассматривается различное количество собственных мод колебаний. Угловое движение корпуса и колебательное движение нежестких элементов конструкции определяются с использованием динамической фильтрации в режиме реального времени.
The paper covers the attitude control and determination algorithms of the satellite equipped with two flexible appendages. One of the appendages is an antenna. It is connected to the satellite bus inelastically. The antenna itself is a major disturbance factor. Its dimensions by far exceed the dimensions of the bus, and the eigen frequencies of the antenna oscillations are low. The second appendage is a solar panel. The spacecraft moves on the geostationary orbit. The panel is connected via the one degree of freedom hinge. It rotates with the constant rate to provide continuous solar panel attitude towards the Sun. Attitude control and determination is achieved with the hardware installed on the satellite bus only. Moreover, the oscillations of the flexible elements have no natural damping. The control and determination algorithms are provided that stabilize the satellite bus and reduce the flexible appendages oscillations alongside. Special control algorithm is proposed that does not excite the oscillations and lowers the computational burden on the onboard computer. Different eigen forms are considered to represent the error in the appendages models.
Держатель оригинала документа:АO «Информационные спутниковые системы» им. акад. М. Ф. Решетнёва», Институт прикладной математики им. М. В. Келдыша РАН, Сибирский федеральный университет
Количество экземпляров:
Твёрдая копия издания отсутствует в фонде библиотеки
Ключевые слова:spacecraft, attitude control, Flexible appendages, finite element model, eigen forms, космический аппарат, управление движением, нежесткие элементы конструкции, конечно-элементная модель, собственные колебания
