Способ управления космическим аппаратом
SPACECRAFT CONTROL METHOD

Предлагаемое изобретение относится к космической технике, а именно к способам управления космическим аппаратом (КА), в котором управление осуществляется путем использования в качестве центрального управляющего звена бортовой вычислительной системы (БВС).
На современных космических аппаратах, кроме БВС, как минимум, устанавливают следующие системы и устройства: командно-измерительная система (КИС); бортовая система телеметрических измерений (БСТИ); объединенная двигательная установка (ОДУ); система управления движением (СУД);
система трансляции команд и распределения питания (СТКРП); система электропитания (СЭП).
Функциональные назначения указанных систем в управлении КА достаточно известны из технической литературы по космической тематике, поэтому здесь подробно не рассматриваются.
Управление КА начинается по факту срабатывания датчиков контакта отделения КА от ракеты-носителя (РН), когда включают БВС и задействуют в работу программу управления КА.
В процессе штатной эксплуатации КА осуществляют с помощью БВС непрерывное управление бортовой аппаратурой (БА) КА. При этом управление КА выполняют в соответствии с закладываемой с наземного комплекса управления (НКУ) на борт КА командно-программной информацией в составе рабочих программ (РП) и выдаваемых разовых команд (РК).
Для управления изделием при возникновении неисправностей, как правило, используют программу «Управление при возникновении неисправностей», входящую в состав бортового программного обеспечения (БПО). При этом после включения данной программы обеспечивают комплексное функционирование БА и БПО.
Основными задачами программы «Управление при возникновении неисправностей» являются оперативное прекращение процесса выполнения текущих задач с целью предотвращения развития опасных последствий отказов, не устраняемых автоматически, и перевод КА в режим ориентированного дежурного полета (ОДП), или режим дежурной ориентации (РДО), или в режим неориентированного полета (НП). В отдельных случаях возможен перевод КА в РДО, когда достигается максимальная освещенность солнечных батарей.
При переводе КА в ОДП и РДО производят снятие всех задач с обслуживания, выключение некоторой части БА и включение программы для повторной реализации задачи приведения КА в ориентированное положение с включением, вместо отказавших, резервных комплектов БА.
При возникновении отказов резервных комплектов (приборов, каналов) БА, приводящих к невозможности приведения КА в ориентированное положение, производят перевод КА в неориентированный полет.
Известен способ управления космическим аппаратом (Кирилин А.Н., Ахметов Р.Н., Сторож А.Д., Аншаков Г.П. Космическое аппаратостроение. Государственный научно-производственный ракетно-космический центр «ЦСКБ-Прогресс», г. Самара, 2011, прототип), содержащим в своем составе бортовую вычислительную систему, командно-измерительную систему, бортовую систему телеметрических измерений, систему управления движением, систему трансляции команд и распределения питания, объединенную двигательную установку, систему электропитания и другие бортовые обеспечивающие системы. В прототипе задачу управления КА решают с использованием БВС в качестве центрального управляющего звена. При этом управление БА осуществляют непрерывно в соответствии с командно-программной информацией, закладываемой с НКУ на борт КА в составе РП и выдаваемых на борт КА РК, предназначенных для включения, выключения, изменения конфигурации БА, задания в БА информационных массивов, приема от БА измерительной и контрольной информации, приема от БА управляющих сигналов.
Через заданный промежуток времени после включения БВС производят выставку КА в ориентированное в орбитальной системе координат положение; затем проводят маневры для выведения КА на рабочую орбиту; используя РП выполняют штатные режимы работы целевой аппаратуры (ЦА), включающие в себя получение, хранение и передачу на Землю целевой и научной информации; периодически проводят коррекцию орбиты КА; парируют нештатные ситуации, связанные с отказом отдельных бортовых систем, используя режимы ОДП и РДО КА с введением запрета на работу ЦА и НП КА с отключением части БА; осуществляют другие режимы изменения параметров КА и его бортовых систем при необходимости.
Недостатком прототипа является относительно низкая живучесть КА из-за применяемого способа управления, заключающегося в реализации задач управления средствами БВС и НКУ, В случае нештатного функционирования (временной неработоспособности) БВС из-за воздействия тяжелых заряженных частиц или высокоэнергетических электронов и протонов космического пространства резко возрастает вероятность потери работоспособности КА из-за нарушения энергобаланса. Причиной нарушения энергобаланса является потеря ориентации КА в силу нештатного функционирования БВС и, как следствие, снижение освещенности батарей фотоэлектрических (БФ) при неизменном электропотреблении БА. Весьма опасны для КА случаи отказа БВС на фоне штатной работы корректирующего тормозного двигателя (КТД) или управляющих ракетных двигателей (ЖРДМТ), так как при этом возможны значительные изменения параметров орбиты КА или вращение КА вокруг центра тяжести с недопустимой угловой скоростью из-за несанкционированной работы КТД и ЖРДМТ, а также нарушение работоспособности самих КТД и ЖРДМТ.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение живучести КА за счет использования способа управления, позволяющего фиксировать нарушение работоспособности БВС и предотвратить в кратчайшие сроки развитие аварийной ситуации для других бортовых систем и КА в целом.
Указанная задача решается тем, что в способе управления космическим аппаратом, включающим в себя целевую аппаратуру, бортовую вычислительную систему, систему управления движением, командно-измерительную систему, систему трансляции команд и распределения питания, бортовую систему телеметрических измерений, систему электропитания, включающую в себя батарею фотоэлектрическую, аккумуляторные батареи (АБ), комплекс автоматики и стабилизации напряжения, объединенную двигательную установку, состоящую из управляющих ракетных двигателей и корректирующего тормозного двигателя, а также другие обеспечивающие системы, заключающемся в реализации в процессе эксплуатации различных режимов изменения параметров КА и его бортовых систем, в том числе, проведении выставки изделия в ориентированное в орбитальной системе координат положение, проведении маневров для выведения КА на рабочую орбиту или коррекции орбиты КА, выполнении целевой программы путем последовательной выдачи команд управления (КУ), кодовых команд (КК) и информационных массивов (ИМ) из БВС в СУД и ЦА, исполняемых в заданные моменты времени; парировании нештатных ситуаций, связанных с отказом отдельных бортовых систем, в том числе, используя режимы ОДП или РДО КА с введением запрета на работу ЦА и неориентированного полета КА с отключением части бортовой аппаратуры (БА), использовании при этом БВС в качестве центрального управляющего звена; осуществлении управления КА непрерывно в соответствии с командно-программной информацией, закладываемой на борт КА из наземного комплекса управления в сеансах связи с КА и включающей в себя рабочие программы (РП) и выдаваемые КИС разовые команды (РК), в состав БА КА вводят дежурное командное устройство (ДКУ) и цифровую вычислительную машину (ЦВМ), причем на базе ЦВМ и ДКУ образуют резервный контур системы ориентации (РКСО) КА; при этом осуществляют постоянный контроль работоспособности БВС, для чего формируемые в БВС управляющие сигналы передают с заданной частотой в ДКУ; причем о неработоспособности БВС судят по факту отсутствия в ДКУ управляющих сигналов от БВС в течение заданного интервала времени; в случае подтверждения неработоспособности БВС ее исключают из контура управления КА, а ЦВМ РКСО включают в штатный режим; при этом последовательно выключают ЖРДМТ, КТД и исполнительные органы СУД, причем указанные операции выполняют по КУ, выдаваемым из ДКУ; через заданный промежуток времени по КУ из ЦВМ РКСО включают блок управления ЖРДМТ и часть приборов СУД, необходимых для осуществления ориентации КА; используя ЦВМ РКСО блокируют включение ЦА и приборов СУД, не задействованных в РКСО, а КА переводят в режим дежурной ориентации, характеризующийся постоянной освещенностью БФ; управление зарядом АБ СЭП производят по штатной логике, при этом выполнение энергобаланса контролируют по данным БСТИ; после восстановления работоспособности БВС выдают из НКУ последовательно соответствующие РК для включения БВС в штатную работу и исключения ЦВМ РКСО из контура управления КА.
На фигуре приведена блок-схема управления космическим аппаратом по предлагаемому способу, где обозначено:
1 - целевая аппаратура;
2 - бортовая вычислительная система;
3 - бортовая система телеметрических измерений;
4 - командно-измерительная система;
5 - система электропитания;
6 - система управления движением;
7 - объединенная двигательная установка;
8 - система трансляции команд и распределения питания;
9 - цифровая вычислительная машина;
10 - дежурное командное устройство;
11 - наземный комплекс управления.
Блок-схема управления КА включает в себя также наземный комплекс управления 11, не являющийся принадлежностью КА. На фигуре стрелками показаны функциональные связи между различными составными частями КА, а также между НКУ 11 и КИС 4, между НКУ 11 и БСТИ 3, необходимые для управления КА.
Из фигуры видно, что БВС 2 имеет связь с ЦА 1. Необходимые команды управления в ЦА 1 выдают из БВС 2 через СТКРП, при этом целевую программу выполняют путем последовательной выдачи «У, КК и ИМ в соответствии с РП, закладываемой в БВС 2 из НКУ 11 через КИС 4. Телеметрическая информация (ТМИ), используемая для контроля параметров БА, поступает в НКУ 11 через БСТИ 3, информация оперативного контроля - через КИС 4. Система электропитания 5 связана также с ВВС 2 через СТКРП 8. Включение (отключение) ОДУ 7 выполняют с помощью БВС 2 через СУД 6. Цифровая вычислительная машина 9 связана с БВС 2 и ее включение (отключение) осуществляют по КУ из ДКУ 10.
Систему электропитания 5 и некоторые обеспечивающие системы, например, систему терморегулирования, включают в штатную работу на стартовом комплексе. После отделения от ракеты-носителя (РН) по команде отделения осуществляют включение БВС 2. С включением БВС 2 начинается процесс управления космическим аппаратом.
Приборы СУД 6 задействуют также на начальном этапе орбитального полета для приведения КА в ориентированное в ОСК положение. Двигатели ОДУ 7 используют периодически для решения различных задач: для осуществления коррекции орбиты КА включают КТД, а для изменения углового положения КА относительно центра масс применяют ЖРДМТ. Систему трансляции команд и распределения питания 8 используют для последовательного включения бортовых систем в штатную работу, а также выдачи различных РК в ходе штатного (нештатного) функционирования КА. ДКУ 10 переводят на начальном этапе в дежурный режим. Выдачу РК и закладку на борт космического аппарата РП осуществляют из НКУ 11. Целевую аппаратуру 1 задействуют только после перевода КА на рабочую орбиту.
В основу управления КА заложен принцип использования БВС в качестве центрального управляющего звена и осуществления при этом непрерывного управления бортовой аппаратурой (БА) в соответствии с командно-программной информацией, закладываемой в сеансах связи на борт КА в составе рабочих программ (РП) и выдаваемых КИС разовых команд (РК).
Для управления КА в процессе его штатного функционирования используют различные режимы изменения параметров КА и его бортовых систем, алгоритм которых заранее задан: через определенный промежуток времени после отделения КА от РН осуществляют выставку изделия в ориентированное в ОСК положение (режим Р1); проводят маневры для выведения КА на рабочую орбиту или коррекции орбиты КА (режим Р3); выполняют целевую программу (режим Р10), включающую в себя получение, хранение и передачу на Землю целевой и научной информации; парируют нештатные ситуации, связанные с отказом отдельных бортовых систем, используя, в том числе, режимы ориентированного дежурного полета КА с введением запрета на работу ЦА и неориентированного полета КА с отключением части БА (режим Р11) и т.д.
Текущая программа работы КА ежесуточно обновляется с учетом программы выполнения целевой задачи, количества сеансов связи с КА, технического состояния бортовых систем и других факторов.
В процессе управления КА, кроме специальных режимов изменения параметров КА и его бортовых систем, выполняют множество дополнительных операций, в том числе операции включения, выключения и изменения конфигурации БА; задания для БА и получения из БА информационных массивов; приема от БА и передачи в БА измерительной и контрольной информации; приема от БА и выдачи на БА управляющих сигналов для подготовки цепей прохождения команд на исполнительные органы средств расфиксации панелей батарей солнечных (БС), створок ВС, запуска программ контроля параметров СЭЛ, подготовки к работе ОДУ и включения в штатное функционирование приборов СУД и т.д.
Повышения живучести КА достигают следующим образом.
Включение ДКУ 10 производят из БВС 2 через СТКРП 8 на начальном этапе функционирования КА. С момента включения ДКУ 10 в БВС 2 непрерывно формируют специальные управляющие сигналы и передают их с заданной частотой в ДКУ 10, при этом осуществляют постоянный контроль поступления этих сигналов в ДКУ 10. О неработоспособности БВС 2 судят по факту отсутствия в ДКУ 10 сигналов от БВС 2 в течение заданного интервала времени.
В случае пропадания в ДКУ 10 управляющих сигналов от БВС 2 в течение заданного интервала времени, по КУ из ДКУ 10 исключают БВС 2 из контура управления КА и включают ЦВМ 9 в штатный режим. Далее последовательно (в соответствии с заложенным алгоритмом) из ДКУ 10 выдают КУ на выключение ЖРДМТ, КТД, исполнительных органов СУД 6. Эти операции позволяют исключить существенные изменения параметров орбиты КА или вращение КА вокруг центра тяжести с недопустимой угловой скоростью из-за несанкционированной работы КТД и ЖРДМТ на фоне нештатного функционирования БВС 2. Необходимо отметить, что формирование соответствующих команд управления в ДКУ 10 или ЦВМ 9 связано с тем, что данные КУ не могут быть сформированы БВС 2 в период ее временного выхода из строя.
Через заданный промежуток времени, необходимого для подготовки ЦВМ 9 к штатной работе, по КУ из ЦВМ 9 включают блок управления ЖРДМТ и часть приборов СУД 6, необходимых для осуществления ориентации КА. По КУ из ЦВМ 9 блокируют включение ЦА 1 и приборов СУД 6, не задействованных в РКСО, а КА переводят в РДО, характеризующийся постоянной освещенностью БФ. При этом ориентацию КА поддерживают за счет функционирования ЖРДМТ в соответствии с заданным алгоритмом выполнения режима РДО.
Управление зарядом АБ СЭП 5 осуществляют по штатной логике, при этом выполнение энергобаланса контролируют по данным БСТИ 3. После восстановления работоспособности БВС 2 выдают из НКУ 11 последовательно соответствующие РК для включения БВС 2 в штатный контур управления и отключения ЦВМ 9 из резервного контура управления КА.
Использование РКСО, хотя и накладывает временные ограничения на работу ЦА 1, но предотвращает возможную аварийную ситуацию, связанную с отказом БВС 2, гарантирует постоянное восполнение аккумуляторных батарей СЭП 5 КА, следовательно, исключает нарушение энергобаланса.
Продолжительное функционирование КА в режиме РДО не нарушает работу обеспечивающих систем, при этом длительность режима РДО определяется продолжительностью времени, затрачиваемого на восстановление работоспособности ВВС.
Таким образом, применение предполагаемого способа управления позволяет повысить живучесть КА за счет своевременного определения нештатного функционирования БВС, предотвращения дальнейшего развития аварийной ситуации в других бортовых системах из-за появления неисправности БВС и исключения нарушения энергобаланса.