Приведение космического аппарата в солнечную ориентацию по измерениям одноосного датчика угловой скорости и оптического солнечного датчика

Исследован алгоритм разворота космического аппарата из исходного произвольного углового положения с произвольной угловой скоростью в ориентированное на Солнце положение. Определён минимально необходимый приборный состав системы управления движением с целью обеспечения поддержания солнечной ориентации: солнечный датчик, одноосный измеритель угловой скорости, жидкостные ракетные двигатели малой тяги. 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. Выполнено математическое моделирование системы управления угловым движением космического аппарата, начальный вектор состояния которого неизвестен. Результаты математического моделирования подтвердили эффективность в части сокращения затрат рабочего тела и быстродействия предложенного алгоритма. 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.