RU2581106C1

RU2581106C1 - Method for automatic orientation of spacecraft and solar panel during failure of solar panel rotation device

Info

Publication number: RU2581106C1
Application number: RU2014151184/11A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Сергеевич Сыров; Сергей Владимирович Гордийко; Михаил Александрович Шатский; Борис Георгиевич Бурдыгов
Priority date: 2014-12-18
Filing date: 2014-12-18
Publication date: 2016-04-10

Abstract

FIELD: astronautics.

SUBSTANCE: invention relates to space engineering. In method of automatic orientation of spacecraft (SC) and solar battery (SB) in case of failure of solar battery rotation device SB angular position relative to the Sun is determined and connected with it coordinate system (FCS). To reduce mismatch between projection of vector of direction to Sun and normal to SB working surface command for rotation and SB rotation termination are given. When after issuing command nearest to current solar panel position is determined corresponding to position of the solar panel fixed position relative to FCS. Establishing fixed value of specified angle corresponding to nearest fixed value relative to FCS is controlled during preset time interval setting of solar panel in given fixed position.

EFFECT: technical result is increased resource of operation and increased durability of the spacecraft in case of device for turning solar panel failure.

1 cl, 4 dwg

Description

Областью применения способа автоматической ориентации космического аппарата (КА) и солнечной батареи (СБ) при отказе устройства поворота солнечной батареи является космическая техника. Способ может быть применен при управлении спутниками, космическими станциями и другими космическими аппаратами, имеющими устройство поворота СБ.The scope of the automatic orientation of the spacecraft (SC) and the solar battery (SB) in the event of a failure of the rotation device of the solar battery is space technology. The method can be applied in the control of satellites, space stations and other spacecraft having a rotation device SB.

При помощи СБ осуществляется снабжение электроэнергией бортового оборудования КА, включая заряд его аккумуляторных батарей, при этом величина тока, вырабатываемого СБ зависит от ориентации плоскости ее рабочей поверхности относительно направления на Солнце.Using the SB, electric power is supplied to the spacecraft's onboard equipment, including the charge of its storage batteries, while the amount of current generated by the SB depends on the orientation of the plane of its working surface relative to the direction to the Sun.

Управление ориентацией КА и его бортовым оборудованием осуществляется при помощи алгоритмов, реализованных в бортовых вычислительных машинах, входящих в состав системы управления КА.The orientation of the spacecraft and its onboard equipment is controlled by algorithms implemented in the onboard computers included in the spacecraft control system.

В состав аппаратных средств, обеспечивающих управление ориентацией СБ входят блоки сопряжения и устройство поворота СБ с электромеханическим приводом, на выходном валу которого жестко закреплена панель СБ. Устройство поворота СБ, в свою очередь, содержит электронные блоки и электромеханический привод с закрепленными на его выходном валу датчиками положения и панелью СБ.The hardware for controlling the orientation of the SB includes interface units and the rotation device of the SB with an electromechanical drive, on the output shaft of which the SB panel is rigidly fixed. The SB rotation device, in turn, contains electronic components and an electromechanical drive with position sensors fixed to its output shaft and the SB panel.

Алгоритмы системы управления КА обеспечивают определение положения связанной с ним системы координат относительно других систем координат, а также необходимую ориентацию КА. Кроме того, при помощи алгоритмов осуществляется управление бортовым оборудованием КА, в том числе управление ориентацией СБ. Блоки сопряжения системы управления КА обеспечивают преобразование параллельных или последовательных кодов, формируемых бортовой вычислительной машиной, в команды управления вращением СБ, поступающие в электронные блоки устройства поворота СБ, а также преобразование сигналов углового положения СБ, формируемых устройством поворота СБ, в коды бортовой вычислительной машины. Электронные блоки устройства поворота СБ обеспечивают преобразование команд, поступающих из системы управления КА, в форму, необходимую для управления электромеханическим приводом, а также преобразование сигналов от датчиков положения СБ в форму, необходимую для передачи в систему управления. Как правило, поворот СБ относительно корпуса КА осуществляется по кругу 360° на неограниченный угол, при этом связь с СБ осуществляется через кольцевое токосъемное кольцо.Algorithms of the spacecraft control system provide the determination of the position of the associated coordinate system relative to other coordinate systems, as well as the necessary orientation of the spacecraft. In addition, with the help of algorithms, spacecraft onboard equipment is controlled, including SB orientation control. The interfacing blocks of the spacecraft control system provide the conversion of parallel or serial codes generated by the onboard computer to the SB rotation control commands received in the electronic blocks of the SB rotation device, as well as the conversion of the angular position signals of the SB generated by the SB rotation device to the codes of the onboard computer. The electronic components of the SB rotation device provide the conversion of commands coming from the spacecraft control system to the form necessary for controlling the electromechanical drive, as well as the conversion of signals from the SB position sensors to the form necessary for transmission to the control system. As a rule, the rotation of the SB relative to the spacecraft’s body is carried out in a 360 ° circle at an unlimited angle, while communication with the SB is carried out through a ring collector ring.

Угловая скорость вращения выходного вала электромеханического привода с закрепленной СБ во время полета КА по установившейся орбите обычно более, чем на порядок превышает максимальную угловую скорость изменения положения КА относительно Солнца. Например, при вращении КА по эллиптической орбите вокруг планеты указанная максимальная угловая скорость достигается в перигее орбиты.The angular velocity of the output shaft of an electromechanical drive with a fixed SB during a spacecraft flight in a steady orbit is usually more than an order of magnitude higher than the maximum angular velocity of a change in the position of the spacecraft relative to the Sun. For example, when the spacecraft rotates in an elliptical orbit around the planet, the indicated maximum angular velocity is reached at the perigee of the orbit.

В процессе полета КА навигационная система, реализованная в системе управления КА, непрерывно рассчитывает кватернион текущей ориентации связанной с КА системы координат, например, относительно инерциальной системы координат J2000 [1], матрицу перехода текущей ориентации связанной системы координат КА по показаниям гироскопических приборов, а также единичный вектор направления на Солнце относительно связанных с КА осей координат, который определяется в результате измерения соответствующим датчиком направления на Солнце или рассчитывается по текущему времени.During the flight of the spacecraft, the navigation system implemented in the spacecraft control system continuously calculates the quaternion of the current orientation of the coordinate system associated with the spacecraft, for example, relative to the inertial coordinate system J2000 [1], the transition matrix of the current orientation of the associated spacecraft coordinate system according to the readings of gyroscopic instruments, and unit direction vector to the Sun relative to the coordinate axes associated with the spacecraft, which is determined by measuring the corresponding direction sensor to the Sun or calculating tsya at the current time.

Управление положением КА в пространстве осуществляется при помощи инерциальной системы навигации, которая имеет в своем составе датчики угловой скорости (гироскопы) и линейного ускорения (акселерометры). С помощью гироскопов определяется отклонение связанной с КА системы осей координат от системы осей координат, связанной с Землей или другой планетой, путем измерения углов ориентации: курса, тангажа и крена. Линейное отклонение координат в виде широты, долготы и высоты определяется путем интегрирования показаний акселерометров. Например, в случае функционирования КА на орбите Земли в качестве базовой инерциальной системы координат, в которой, в частности, зафиксированы координаты звезд в астрономических каталогах, используется инерциальная геоцентрическая система координат.The spacecraft’s position in space is controlled by an inertial navigation system, which incorporates angular velocity sensors (gyroscopes) and linear acceleration (accelerometers). Using gyroscopes, the deviation of the coordinate system associated with the spacecraft from the coordinate system associated with the Earth or another planet is determined by measuring the orientation angles: heading, pitch and roll. The linear deviation of coordinates in the form of latitude, longitude and altitude is determined by integrating the readings of the accelerometers. For example, in the case of the functioning of the spacecraft in the Earth’s orbit as a basic inertial coordinate system, in which, in particular, the coordinates of stars are fixed in astronomical catalogs, an inertial geocentric coordinate system is used.

Во время полета КА по заданной орбите система управления при помощи алгоритмов управления движением, реализованных в бортовой вычислительной машине, рассчитывает кватернион заданной ориентации связанной с КА системы координат (ССК) в инерциальной системе координат (ИСК). Например, для телекоммуникационных спутников система управления поддержиет ориентацию, при которой ось X направлена на центр Земли, ось Y - перпендикулярно плоскости орбиты, Z - дополняет до правой системы осей координат [1], а ориентация панели СБ осуществляется по рассогласованию проекции единичного вектора направления на Солнце и нормали к рабочей поверхности СБ в плоскости ее вращения. Поддержание заданной ориентации КА или изменение его положения производится, как правило, при помощи двигателей-маховиков или реактивных двигателей [1], управление которыми осуществляется в соответствии с алгоритмами системы стабилизации и ориентации по рассогласованию между кватернионами текущей и заданной ориентации.During a spacecraft flight in a given orbit, the control system, using the motion control algorithms implemented in the on-board computer, calculates a quaternion of a given orientation of the coordinate system associated with the spacecraft (SSC) in an inertial coordinate system (SSC). For example, for telecommunication satellites, the control system will maintain an orientation in which the X axis is directed to the center of the Earth, the Y axis is perpendicular to the orbit plane, Z - complements to the right axis system [1], and the SB panel is oriented by the mismatch of the projection of a unit direction vector onto The sun and the normals to the working surface of the SB in the plane of its rotation. Maintaining a given orientation of the spacecraft or changing its position is usually carried out using flywheel or jet engines [1], which are controlled in accordance with the algorithms of the stabilization and orientation system according to the mismatch between the quaternions of the current and given orientation.

На работу бортового оборудования КА во время его функционирования оказывают влияние различные внешние факторы: излучение Солнца, космические излучения, перепады температур, микрометеориты и другие.Various external factors influence the operation of the spacecraft's onboard equipment during its operation: solar radiation, cosmic radiation, temperature changes, micrometeorites, and others.

Указанные факторы могут приводить к временным сбоям или необратимым отказам функционирования его бортового оборудования и, соответственно, к нарушению исполнения команд управления ориентацией СБ. Например, из-за геомагнитных явлений в магнитосфере Земли на поверхностях блоков бортового оборудования в их различных точках могут накапливаться электростатические заряды, имеющие различные потенциалы. Причинами их накопления могут быть инжекция электронов и протонов космической плазмы, ионизирующие космические излучения, энергия падающих частиц, вторичная эмиссия электронов и другие факторы. После накопления критической разности потенциалов происходит электростатический разряд, который представляет собой электрический пробой. Во время указанного разряда возникает сигнал помехи, который может искажать информацию, поступающую от датчиков положения СБ в бортовую вычислительную машину КА через бортовую кабельную сеть.These factors can lead to temporary malfunctions or irreversible failures of the functioning of its on-board equipment and, accordingly, to a violation of the execution of SB orientation control commands. For example, due to geomagnetic phenomena in the Earth’s magnetosphere, electrostatic charges having different potentials can accumulate on the surfaces of airborne equipment blocks at their various points. The reasons for their accumulation may be the injection of electrons and protons of cosmic plasma, ionizing cosmic radiation, energy of incident particles, secondary electron emission and other factors. After the accumulation of the critical potential difference, an electrostatic discharge occurs, which is an electrical breakdown. During the indicated discharge, an interference signal arises which can distort information coming from the SB position sensors to the on-board computer of the spacecraft through the on-board cable network.

Отказы исполнения команд управления ориентацией СБ могут быть обусловлены постоянными или временными нарушениями связей между бортовой вычислительной машиной и электромеханическим приводом, например, из-за отказа или сбоя при работе микросхем, входящих в состав устройства сопряжения или блоков электроники СБ. Кроме того, отказ может быть вызван заклиниванием выходного вала электромеханического привода СБ в результате соприкосновения панели СБ с бортовым оборудованием КА, например, при наличии физических ограничений угла поворота СБ, а также из-за попадания микрометеоритов или космического мусора на элементы конструкции КА. Указанное заклинивание может происходить также из-за перепадов температур, на затененных и освещенных элементах конструкции КА, а также вследствие износа механизма поворота СБ может происходить деформация подвижных частей в механизме самого электромеханического привода.Failures in the execution of SB orientation control commands can be caused by permanent or temporary communications failures between the onboard computer and the electromechanical drive, for example, due to a failure or malfunction during operation of the microcircuits that are part of the SB interface device or electronics blocks. In addition, a failure can be caused by jamming of the output shaft of the SB electromechanical drive as a result of contact of the SB panel with the spacecraft onboard equipment, for example, if there are physical restrictions on the angle of rotation of the SB, as well as due to the penetration of micrometeorites or space debris on the structural elements of the spacecraft. The specified jamming can also occur due to temperature differences on shaded and illuminated structural elements of the spacecraft, as well as due to wear of the rotation mechanism of the SB, deformation of the moving parts in the mechanism of the electromechanical drive itself can occur.

В процессе функционирования КА система управления КА определяет угловое положение проекции единичного вектора направления на Солнце на плоскость вращения нормали к рабочей поверхности СБ и угловое положение указанной нормали относительно связанных с КА осей координат. При превышении величины рассогласования между указанными угловыми положениями порога срабатывания, система управления КА формирует команды на вращение СБ для его уменьшения, а при достижении порога отпускания на прекращение вращения СБ. При возникновении отказа устройства поворота СБ управление ориентацией панели СБ прекращается. Для сохранения работоспособности бортовых систем КА необходимо изменить и поддерживать такую ориентацию КА, чтобы ток от панелей СБ был достаточным для обеспечения функционирования его бортового оборудования. Поскольку величина вырабатываемого СБ тока зависит от углового рассогласования между нормалью к ее рабочей поверхности и направлением на Солнце, то максимальный ток от СБ может быть обеспечен при их совмещении. Таким образом, в случае отказа устройства поворота СБ, для обеспечения максимального тока необходимо произвести разворот КА до совмещения указанного вектора нормали с единичным вектором направления на Солнце.During the operation of the spacecraft, the spacecraft control system determines the angular position of the projection of a unit direction vector on the Sun onto the plane of rotation of the normal to the working surface of the SB and the angular position of the specified normal relative to the coordinate axes associated with the spacecraft. If the mismatch between the indicated angular positions of the threshold is exceeded, the spacecraft control system generates commands for the rotation of the SB to reduce it, and when the release threshold is reached to stop the rotation of the SB. In the event of a failure of the SB rotation device, the orientation control of the SB panel is terminated. To maintain the operability of the onboard spacecraft systems, it is necessary to change and maintain such a orientation of the spacecraft that the current from the SB panels is sufficient to ensure the functioning of its onboard equipment. Since the value of the current generated by the SB depends on the angular mismatch between the normal to its working surface and the direction to the Sun, the maximum current from the SB can be ensured by combining them. Thus, in the event of a failure of the SB rotation device, to ensure maximum current, it is necessary to rotate the spacecraft to combine the indicated normal vector with a unit direction vector to the Sun.

Во время полета КА в наземный комплекс управления постоянно поступает телеметрическая информация, характеризующая положение КА в пространстве, а также состояние его бортового оборудования. После анализа технического состояния систем КА, в случае отказа устройства поворота СБ, специалистами наземного комплекса управления принимается решение о продолжении, либо об изменении режима управления СБ, при этом задействуются, например, резервные связи, либо датчики или изменяется режим управления КА. Режим управления ориентацией КА или СБ задается соответствующими командами из наземного комплекса управления, который поступает в систему управления КА через бортовой радиотехнический комплекс.During the flight of the spacecraft, the telemetry information constantly characterizes the spacecraft’s position in space, as well as the state of its onboard equipment, to the ground control complex. After analyzing the technical condition of the spacecraft systems, in the event of a failure of the SB rotation device, the specialists of the ground-based control complex decide to continue or change the control mode of the SB, for example, backup communications or sensors are activated or the control mode of the spacecraft is changed. The spacecraft or SB orientation control mode is set by appropriate commands from the ground-based control complex, which enters the spacecraft control system through the on-board radio complex.

На время анализа специалистами телеметрической информации, полученной при указанном отказе, и принятия решения о продолжении работы требуется обеспечить функционирование бортового оборудования КА, для чего СБ должна вырабатывать ток достаточной величины.During the analysis of telemetry information received by the specified failure by specialists, and a decision on the continuation of work is required, the onboard equipment of the spacecraft must be functioning, for which the SB must generate a current of sufficient magnitude.

Известен способ ориентации КА, сущность которого заключается в том, что оси связанной системы координат КА (X_ка, Y_кa, Z_кa) совмещают с осями солнечно-орбитальной системы координат (Х_соск, Y_соск, Z_соск). При этом ось Y_соск направлена на Солнце, а совмещаемая с ней ось Y_кa перпендикулярна к рабочей поверхности солнечных батарей КА. Оси X_соск и X_ка лежат в плоскости орбиты КА и характеризуют общее (на определенном полувитке орбиты) направление движения КА. Ось Z_соск дополняет систему осей координат до правой прямоугольной. Солнечно-орбитальная система координат является квазиинерциальной по отношению к Солнцу. Ось Y_соск задается на борту КА датчиком направления на Солнце. Линейная скорость движения КА и плоскость его орбиты определяются известными методами и средствами [2].A known method of orienting the spacecraft, the essence of which is that the axis of the associated coordinate system of the spacecraft (X _ka , Y _ka , Z _ka ) are combined with the axes of the solar-orbital coordinate system (X _nipple , Y _nipple , Z _nipple ). In this case, the Y axis of the _{nipple is} directed towards the Sun, and the Y axis _coinciding with it is perpendicular to the working surface of the solar cells of the spacecraft. X-axis _of the _nipple and X _ka lie in the plane of the orbit and the spacecraft depict overall (at a certain orbit half turns), the direction of motion of spacecraft. The Z axis of the _nipple complements the coordinate axis system to the right rectangular. The solar-orbital coordinate system is quasi-inertial with respect to the sun. The Y axis of the _nipple is set on board the spacecraft by a direction sensor to the Sun. The linear velocity of the spacecraft and the plane of its orbit are determined by known methods and means [2].

Недостатком данного способа является необходимость жесткого закрепления на корпусе КА панели СБ таким образом, чтобы нормаль к рабочей поверхности СБ совпадала с направлением Y_кa связанной с КА оси координат, так как при значительных отклонениях указанной нормали от оси Y_кa, например, на угол 90°, величина тока, вырабатываемая СБ, становится недостаточной для обеспечения работоспособности бортового оборудования.The disadvantage of this method is the need for rigid fastening on the SC body of the SB panel in such a way that the normal to the SB working surface coincides with the direction Y _{ka of} the coordinate axis associated with the SC, since with significant deviations of this normal from the Y axis _ka , for example, by an angle of 90 ° , the current generated by the SB becomes insufficient to ensure the operability of the on-board equipment.

Известен способ управления положением СБ, заключающийся в том, что определяют заданный угол установки СБ относительно связанных с КА осей координат и измерение углового положения нормали к рабочей поверхности СБ относительно указанных осей координат. Углы измеряются датчиком угла с точностью до некоторого дискретного углового сектора, определяют угловую скорость СБ, затем по времени пересечения батареей границы между дискретными секторами датчика угла вычисляют расчетный угол относительно измеренного углового положения СБ как произведение угловой скорости СБ на время ее вращения. Вращают СБ в направлении уменьшения рассогласования между заданным и расчетным ее углами. По соответствующим углам отклонения нормали к рабочей поверхности СБ определяют углы разбега и торможения СБ. Корректируют расчетный угол по измеренному угловому положению указанной нормали в моменты изменения показаний датчика угла на величину одного дискретного сектора. По углам разбега и торможения, а также по минимально допустимому и максимально возможному токам, вырабатываемых СБ, задают порог срабатывания. При превышении этого порога формируется рассогласование между заданным и расчетным углами СБ. Задают также порог отпускания, менее которого прекращается рассогласование между заданным и расчетным углами СБ. Вращение СБ прекращают, если рассогласование между заданным и расчетным углами начинает увеличиваться, но не превышает порога срабатывания [3].A known method of controlling the position of the SB, which consists in determining the specified angle of installation of the SB relative to the coordinate axes associated with the spacecraft and measuring the angular position of the normal to the working surface of the SB relative to the specified coordinate axes. The angles are measured by an angle sensor accurate to some discrete angular sector, the angular velocity of the SB is determined, then the calculated angle relative to the measured angular position of the SB as the product of the angular velocity of the SB and the time of its rotation is calculated by the battery crossing the boundary between the discrete sectors of the angle sensor. Rotate the SB in the direction of reducing the mismatch between the given and its calculated angles. At the appropriate angles of the deviation of the normal to the working surface of the SB determine the takeoff and braking angles of the SB. Correct the calculated angle by the measured angular position of the indicated normal at the moments of change in the readings of the angle sensor by the value of one discrete sector. On the run-up and braking angles, as well as the minimum permissible and maximum possible currents generated by the SB, set the threshold. When this threshold is exceeded, a mismatch is formed between the set and calculated angles of the SB. The release threshold is also set, less than which the mismatch between the set and calculated angles of the SB stops. The rotation of the SB is stopped if the mismatch between the specified and calculated angles begins to increase, but does not exceed the threshold [3].

Недостатком данного способа является невозможность обеспечения током бортового оборудования КА в течение продолжительного времени при отказах по вращению СБ, так как в случае отсутствия вращения СБ относительно корпуса КА панель СБ вращается вместе с корпусом КА, совершая развороты на угол 360° относительно направления на Солнце.The disadvantage of this method is the impossibility of providing current to the spacecraft onboard equipment for a long time in case of failures in the rotation of the SB, since in the absence of rotation of the SB relative to the spacecraft’s panel, the SB panel rotates together with the spacecraft’s body, making 360 ° turns relative to the direction to the Sun.

Наиболее близким техническим решением, принятым за прототип, является способ автоматической ориентации космического аппарата и солнечной батареи при отказе устройства поворота солнечной батареи, заключающийся в том, что измеряют текущее угловое положение солнечной батареи как направление нормали к ее рабочей поверхности с точностью до дискретного сектора датчика угла, одновременно определяют заданное направление, в случае рассогласования между заданным направлением и текущим угловым положением солнечной батареи формируют команды на вращение солнечной батареи по или против часовой стрелки относительно оси выходного вала устройства поворота солнечной батареи в направлении его уменьшения, а в случае отсутствия рассогласования формируют команды на прекращение вращения солнечной батареи, задают постоянную угловую скорость вращения выходного вала устройства поворота солнечной батареи, превышающую на порядок и более угловую скорость обращения космического аппарата вокруг Земли, определяют время и угол разгона солнечной батареи с момента выдачи команды на вращение до установившегося фиксированного значения угловой скорости солнечной батареи, определяют время и угол торможения солнечной батареи после момента выдачи команды на прекращение вращения до полной остановки солнечной батареи, задают угловой порог отпускания, задают угловой порог срабатывания, формируют сигнал рассогласования, если угол между заданным и текущим углами солнечной батареи превышает порог срабатывания, прекращают формирование сигнала рассогласования, если во время вращения солнечной батареи величина угла рассогласования достигает величины менее порога отпускания, или равна 0°, или если знак угла рассогласования на момент начала вращения не совпадает со знаком рассогласования на момент окончания вращения и при этом угол рассогласования не превышает порога срабатывания, задают пороговое значение времени контроля вращения, отсчитывают текущее время контроля после выдачи команды на вращение солнечной батареи, прекращают отсчет текущего времени контроля после выдачи команды на прекращение вращения, по истечении времени торможения сбрасывают текущее время контроля в момент смены направления вращения и в момент пересечения границы между дискретными секторами датчика угла, формируют команду на прекращение вращения и сигнал отказа по управлению устройством поворота солнечной батареи при превышении текущим временем контроля указанного порогового значения времени контроля [4].The closest technical solution adopted for the prototype is a method for automatically orienting a spacecraft and a solar battery in the event of a failure of the rotation device of the solar battery, which consists in measuring the current angular position of the solar battery as the direction of the normal to its working surface accurate to the discrete sector of the angle sensor , at the same time determine the given direction, in case of a mismatch between the given direction and the current angular position of the solar battery, form commands rotation of the solar battery clockwise or counterclockwise relative to the axis of the output shaft of the solar battery rotation device in the direction of its decrease, and if there is no mismatch, commands are generated to stop the rotation of the solar battery, a constant angular rotation speed of the output shaft of the solar battery rotation device is exceeded by an order of magnitude and more angular velocity of the spacecraft around the Earth, determine the time and angle of acceleration of the solar battery from the moment of issuing the rotation command f to a steady-state fixed value of the angular velocity of the solar battery, determine the time and angle of braking of the solar battery after the command to stop rotation until the solar battery stops completely, set the angular release threshold, set the angular response threshold, generate an inconsistency signal if the angle is between the set and the current the corners of the solar battery exceeds the threshold, stop the formation of the error signal, if during rotation of the solar battery the angle is mismatched it reaches a value less than the release threshold, or is equal to 0 °, or if the sign of the mismatch angle at the moment of the start of rotation does not coincide with the sign of mismatch at the end of the rotation and the mismatch angle does not exceed the response threshold, the threshold value of the rotation control time is set, the current time is counted control after issuing a command to rotate the solar battery, stop counting the current control time after issuing a command to stop rotation, after the braking time has elapsed, reset the current emya control at the time of changing the direction of rotation and at the time of crossing the boundary between the discrete angle sensor sectors form a team to stop the rotation and failure alarm management unit turning the solar battery at the current time exceeds the control threshold of said time control [4].

Недостатком известного способа является постепенное снижение тока, вырабатываемого СБ, в процессе полета КА по орбите после отказа по управлению устройства поворота СБ из-за изменения положения СБ относительно Солнца.The disadvantage of this method is the gradual decrease in the current generated by the SB during the flight of the spacecraft in orbit after failure to control the rotation device of the SB due to a change in the position of the SB relative to the Sun.

Во время поворота КА для работы двигателей-маховиков используется электроэнергия, вырабатываемая панелями СБ или от аккумуляторных батарей, а при работе двигателей ориентации КА осуществляется расход рабочего тела, обеспечивающего реактивную тягу. Заряд аккумуляторных батарей и запас рабочих тел двигателя на борту КА ограничен, в связи с чем стоит задача минимизировать затраты указанных бортовых ресурсов при повороте КА в заданную ориентацию. Указанные затраты могут быть минимальными, если поворот КА при переходе из начальной ориентации в новую заданную ориентацию производится по оптимальному пути, то есть на минимальный угол.During the rotation of the spacecraft, the electric power generated by the SB panels or from the batteries is used to operate the flywheel engines, and during the operation of the spacecraft orientation engines, the flow of the working fluid, which provides jet propulsion, is used. The charge of the batteries and the supply of working bodies of the engine onboard the spacecraft is limited, and therefore the task is to minimize the costs of these onboard resources when turning the spacecraft in a given orientation. The indicated costs can be minimal if the spacecraft rotates upon transition from the initial orientation to a new predetermined orientation along the optimal path, that is, to the minimum angle.

Техническим результатом изобретения является продление ресурса функционирования и повышение живучести КА за счет бесперебойного снабжения электроэнергией и минимизации расхода имеющихся на борту рабочих тел двигателей при отказе устройства поворота СБ. Указанный технический результат достигается за счет автоматического поворота КА по минимальному углу в положение, при котором СБ может вырабатывать ток, достаточный для функционирования бортового оборудования КА.The technical result of the invention is to extend the operating life and increase the survivability of the spacecraft due to the uninterrupted supply of electric energy and to minimize the consumption of the working bodies of engines on board in the event of a failure of the SB rotation device. The indicated technical result is achieved due to the automatic rotation of the spacecraft at the minimum angle to the position at which the SB can generate a current sufficient for the functioning of the spacecraft onboard equipment.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе автоматической ориентации космического аппарата и солнечной батареи при отказе устройства поворота солнечной батареи, заключающемся в том, что измеряют текущее угловое положение солнечной батареи как направление нормали к ее рабочей поверхности с точностью до дискретного сектора датчика угла, одновременно определяют заданное направление, в случае рассогласования между заданным направлением и текущим угловым положением солнечной батареи формируют команды на вращение солнечной батареи по или против часовой стрелки относительно оси выходного вала устройства поворота солнечной батареи в направлении его уменьшения, а в случае отсутствия рассогласования формируют команды на прекращение вращения солнечной батареи, задают постоянную угловую скорость вращения выходного вала устройства поворота солнечной батареи, превышающую на порядок и более угловую скорость обращения космического аппарата вокруг Земли, определяют время и угол разгона солнечной батареи с момента выдачи команды на вращение до установившегося фиксированного значения угловой скорости солнечной батареи, определяют время и угол торможения солнечной батареи после момента выдачи команды на прекращение вращения до полной остановки солнечной батареи, задают угловой порог отпускания, задают угловой порог срабатывания, формируют сигнал рассогласования, если угол между заданным и текущим углами солнечной батареи превышает порог срабатывания, прекращают формирование сигнала рассогласования, если во время вращения солнечной батареи величина угла рассогласования достигает величины менее порога отпускания, или равна 0°, или если знак угла рассогласования на момент начала вращения не совпадает со знаком рассогласования на момент окончания вращения и при этом угол рассогласования не превышает порога срабатывания, задают пороговое значение времени контроля вращения, отсчитывают текущее время контроля после выдачи команды на вращение солнечной батареи, прекращают отсчет текущего времени контроля после выдачи команды на прекращение вращения, по истечении времени торможения сбрасывают текущее время контроля в момент смены направления вращения и в момент пересечения границы между дискретными секторами датчика угла, формируют команду на прекращение вращения и сигнал отказа по управлению устройством поворота солнечной батареи при превышении текущим временем контроля указанного порогового значения времени контроля, дополнительно задают угловой порог отпускания солнечной батареи, как:The specified technical result is achieved by the fact that in the known method for the automatic orientation of a spacecraft and a solar battery in case of a failure of the rotation device of the solar battery, namely, the current angular position of the solar battery is measured as the direction of the normal to its working surface accurate to the discrete sector of the angle sensor, at the same time determine a given direction, in case of a mismatch between a given direction and the current angular position of the solar battery, commands rotation of the solar battery clockwise or counterclockwise relative to the axis of the output shaft of the solar battery rotation device in the direction of its decrease, and if there is no mismatch, commands are issued to stop the rotation of the solar battery, a constant angular rotation speed of the output shaft of the solar battery rotation device is exceeded, which is an order of magnitude higher and more angular velocity of the spacecraft around the Earth, determine the time and angle of acceleration of the solar battery from the moment of issuing the rotation command to the fixed fixed value of the angular velocity of the solar battery, determine the time and angle of braking of the solar battery after the command to stop rotation until the solar battery stops completely, set the angular release threshold, set the angular response threshold, generate an inconsistency signal if the angle is between the set and current angles of the solar batteries exceed the threshold, stop the formation of the error signal, if during rotation of the solar battery the value of the angle of error reaches values less than the release threshold, or is equal to 0 °, or if the sign of the mismatch angle at the moment of the start of rotation does not coincide with the mismatch sign at the time the rotation ends and the mismatch angle does not exceed the response threshold, set the threshold value of the rotation control time, and calculate the current control time after issuing a command to rotate the solar battery, stop counting the current monitoring time after issuing a command to stop rotation, after the braking time has elapsed, reset the current time monitoring at the time of changing the direction of rotation and at the moment of crossing the border between the discrete sectors of the angle sensor, form a command to stop rotation and a failure signal for controlling the rotation of the solar battery when the current monitoring time exceeds the specified threshold value of the monitoring time, additionally set the angular threshold for releasing the solar battery, as:

α_отп≈α_торм,α _TNA ≈α _Brk,

где: α_отп - угол отпускания солнечной батареи;where: α _OTP is the angle of release of the solar battery;

α_торм - угол торможения солнечной батареи,α _brakes - braking angle of the solar battery,

задают дискретным секторам датчика угла равные величины в диапазоне:set the discrete sectors of the angle sensor equal values in the range:

(α_разг+α_торм)<σ_ду<α_ср,(α _acceleration + α _brake ) <σ _du <α _cf ,

где: α_разг - угол разгона солнечной батареи;where: α _acceleration is the acceleration angle of the solar battery;

α_торм - угол торможения солнечной батареи;α _brakes - braking angle of the solar battery;

σ_ду - дискретный сектор датчика угла;σ _du - discrete sector of the angle sensor;

α_ср - порог срабатывания,α _cf - threshold,

задают величину углового порога срабатывания в диапазоне:set the value of the angular threshold in the range:

где: I_min - задаваемый минимально допустимый ток, вырабатываемый солнечной батареей;where: I _min - set the minimum allowable current generated by the solar battery;

I_max - максимально возможный ток, вырабатываемый солнечной батареей,I _max - the maximum possible current generated by the solar battery,

задают пороговое значение времени контроля вращения в диапазоне:set the threshold value of the rotation control time in the range:

где: t_paзг - время разгона солнечной батареи;where: t _razg is the acceleration time of the solar battery;

t_торм - время торможения солнечной батареи;t _brakes - solar battery braking time;

τ_пв - пороговое значение времени контроля вращения;τ _pv is the threshold value of the rotation control time;

ω_сб - установившаяся угловая скорость солнечной батареи,ω _sat - the steady angular velocity of the solar battery,

дополнительно используют датчик фиксированного положения, формирующий сигналы, соответствующие фиксированным угловым положениям 0°, 90°, 180°, 270°, если отклонения нормали от указанных положений не превышает угла торможения, задают значение времени ожидания установки солнечной батареи в фиксированное положение, в диапазоне:additionally use a sensor of a fixed position, generating signals corresponding to fixed angular positions of 0 °, 90 °, 180 °, 270 °, if the deviation of the normal from these positions does not exceed the braking angle, set the value of the waiting time for the solar battery to be installed in a fixed position, in the range:

где: τ_ож - время ожидания установки солнечной батареи в фиксированное положение,where: τ _aw - the waiting time for the installation of the solar battery in a fixed position,

при отсутствии сигнала отказа по управлению устройством поворота солнечной батареи определяют заданный угол, как угловое положение проекции единичного вектора направления на Солнце на плоскость вращения нормали к рабочей поверхности солнечной батареи, в момент появления сигнала отказа фиксируют положение космического аппарата относительно Солнца, присваивают заданному углу величину, равную ближайшему фиксированному углу 0°, 90°, 180° или 270°, и начинают отсчет времени установки, в момент достижения временем установки порогового значения прекращают управление вращением солнечной батареи, при этом, если датчик фиксированного положения формирует сигнал, соответствующий заданному углу, принимают значение углового положения нормали соответствующим указанному фиксированному углу, а если датчик фиксированного положения не формирует сигнал, соответствующий ближайшему фиксированному углу, то принимают значение углового положения нормали соответствующим значению соответствующего дискретного сектора датчика угла и разворачивают космический аппарат по кратчайшему пути до совмещения положения нормали с единичным вектором направления на Солнце.in the absence of a failure signal for controlling the rotation of the solar battery, the specified angle is determined as the angular position of the projection of a unit direction vector onto the Sun on the plane of rotation normal to the working surface of the solar battery, at the time of the failure signal, the position of the spacecraft relative to the Sun is fixed, the value is assigned to the given angle, equal to the nearest fixed angle of 0 °, 90 °, 180 ° or 270 °, and start the countdown of the installation time, when the installation time reaches the threshold value I stop controlling the rotation of the solar battery, in this case, if the fixed-position sensor generates a signal corresponding to a given angle, the normal angular position value is taken corresponding to the specified fixed angle, and if the fixed-position sensor does not generate a signal corresponding to the nearest fixed angle, then the angular position value is adopted normals corresponding to the value of the corresponding discrete sector of the angle sensor and deploy the spacecraft along the shortest path until the normal position is combined with a unit direction vector to the Sun.

На фиг. 1 показано положение КА на орбите планеты, на фиг. 2 - круг дискретного сектора датчика угла, на фиг. 3 - датчик фиксированных положений СБ, на фиг. 4 показано изменение положения КА при отказе вращения СБ.In FIG. 1 shows the position of the spacecraft in the orbit of the planet, in FIG. 2 is a circle of a discrete sector of an angle sensor, in FIG. 3 - sensor fixed positions SB, in FIG. 4 shows the change in the position of the spacecraft in case of failure of rotation of the SB.

Предлагаемый способ автоматической ориентации космического аппарата и солнечной батареи при отказе устройства поворота солнечной батареи реализуется следующим образом.The proposed method for the automatic orientation of the spacecraft and the solar battery in case of failure of the rotation device of the solar battery is implemented as follows.

До начала управления КА определяют величину максимально-возможного тока, который может вырабатывать СБ, а также минимального тока, достаточного для электроснабжения бортовой аппаратуры, который должна вырабатывать СБ при движении КА по заданной орбите.Prior to the start of spacecraft control, the value of the maximum possible current that the SB can generate, as well as the minimum current sufficient to power the on-board equipment that the SB should generate when the spacecraft moves in a given orbit, is determined.

Для управления ориентацией СБ относительно корпуса КА используют устройство поворота СБ с постоянной угловой скоростью вращения выходного вала электромеханического привода, превышающую на порядок и более угловую скорость вращения космического аппарата относительно Солнца при полете по заданной орбите вокруг планеты, то есть:To control the orientation of the SB relative to the spacecraft’s body, a SB rotation device is used with a constant angular rotation speed of the output shaft of the electromechanical drive, which is an order of magnitude or more angular rotation speed of the spacecraft relative to the Sun when flying in a given orbit around the planet, that is:

ω_сб>10·ω_ка, _Sat w> 10 w · _ka,

где: ω_сб - установившаяся угловая скорость СБ;where: ω _sat is the steady angular velocity of the SB;

ω_mахка - максимальная угловая скорость КА при полете по заданной орбите.ω _max - the maximum angular velocity of the spacecraft during flight in a given orbit.

По паспортным данным на электромеханический привод, входящий в состав устройства поворота СБ, а также экспериментальным путем на стендах реального оборудования определяют время и угол разгона СБ от момента выдачи команды на вращение до момента достижения СБ установившейся угловой скорости, а также время и угол торможения СБ от момента выдачи команды на прекращение вращения до момента полной остановки СБ.According to the passport data on the electromechanical drive, which is part of the SB rotation device, as well as experimentally on the stands of real equipment, the time and angle of acceleration of the SB from the moment the command to rotate until the SB reaches a steady angular speed, as well as the time and angle of braking of the SB from the moment of issuing a command to stop rotation until the SB is completely stopped.

Как известно, ток вырабатываемый СБ зависит от углового отклонения нормали к рабочей поверхности СБ, от проекции единичного вектора направления на Солнце на плоскость вращения этой нормали. Указанное отклонение нормали соответствует значению текущего углового положения СБ, а проекция - заданному угловому положению СБ. Ток, формируемый СБ, с достаточной степенью точности может быть определен при помощи уравнения:As is known, the current generated by the SB depends on the angular deviation of the normal to the working surface of the SB, on the projection of a unit direction vector onto the Sun on the plane of rotation of this normal. The indicated deviation of the normal corresponds to the value of the current angular position of the SB, and the projection corresponds to the specified angular position of the SB. The current generated by the SB, with a sufficient degree of accuracy can be determined using the equation:

где: I - ток, формируемый СБ;where: I is the current generated by the SB;

I_max - максимально возможный ток, формируемый СБ, при совпадении проекции единичного вектора направления на Солнце и нормали к рабочей поверхности СБ в плоскости ее вращения;I _max - the maximum possible current generated by the SB, with the coincidence of the projection of the unit direction vector on the Sun and the normal to the working surface of the SB in the plane of its rotation;

α_тек - текущий угол СБ;α _tech - the current angle of the SB;

α_зад - заданный угол СБ;α _back - a given angle SB;

|α_зад-α_тек| - модуль разности заданного и текущего углового положения СБ.| α _back -α _tech | - the module of the difference between the given and the current angular position of the SB.

Отсчет углового положения нормали и указанной выше проекции осуществляется относительно связанных с КА осей координат. Величина максимально допустимого углового отклонения положения нормали к рабочей поверхности СБ относительно связанной с КА системы координат от заданного направления ограничивается, как правило, техническими требованиями к обеспечению бортового оборудования КА электроэнергией, то есть минимально допустимым током, который должна вырабатывать СБ. Учитывая уравнение (1), величина максимально допустимого углового отклонения нормали к рабочей поверхности СБ от заданного направления на Солнце определяется неравенством:The angular position of the normal and the above projection are counted relative to the coordinate axes associated with the SC. The value of the maximum allowable angular deviation of the normal position to the SB working surface relative to the coordinate system associated with the spacecraft from a given direction is limited, as a rule, by the technical requirements for providing the spacecraft onboard equipment with electric power, that is, the minimum allowable current that the SB should generate. Given equation (1), the maximum permissible angular deviation of the normal to the working surface of the SB from a given direction on the Sun is determined by the inequality:

где: α_max - максимально допустимое угловое отклонение нормали к рабочей поверхности СБ от проекции единичного вектора направления на Солнце на плоскость ее вращения;where: α _max is the maximum permissible angular deviation of the normal to the SB working surface from the projection of a unit direction vector onto the Sun onto its rotation plane;

I_min - минимально допустимый ток.I _min is the minimum allowable current.

Во время полета КА по заданной орбите система навигации при отсутствии отказов устройства поворота СБ с помощью датчика направления на Солнце определяет или по времени непрерывно рассчитывает единичный вектор направления на Солнце в связанной с КА системе координат (ССК) как проекцию указанного вектора на плоскость вращения нормали к рабочей поверхности СБ, а при помощи дискретного датчика угла, установленного на выходном валу электромеханического привода СБ, измеряют угловое положение СБ. Указанные измерения осуществляют относительно связанных с КА осей координат X_ка, Y_кa, Z_кa.During the spacecraft flight in a given orbit, the navigation system, in the absence of failures of the SB rotation device using the direction sensor to the Sun, determines or continuously calculates the unit direction vector to the Sun in the coordinate system associated with the spacecraft (SCS) as the projection of the specified vector onto the normal rotation plane to the working surface of the SB, and using a discrete angle sensor mounted on the output shaft of the electromechanical actuator SB, measure the angular position of the SB. These measurements are carried out relative to the coordinate axes associated with the spacecraft X _ka , Y _ka , Z _ka .

Текущее угловое положение СБ измеряют как направление нормали к ее рабочей поверхности с точностью до дискретного сектора датчика угла, при этом круг датчика угла разбит на равные дискретные сектора, величиной:The current angular position of the SB is measured as the direction of the normal to its working surface accurate to the discrete sector of the angle sensor, while the circle of the angle sensor is divided into equal discrete sectors, with the value:

где: α_разг - угол разгона СБ;where: α _acceleration - angle of acceleration SB;

α_торм - угол торможения СБ;α _brakes - SB braking angle;

σ_ду - дискретный сектор датчика угла;σ _dy - binary sector angle sensor;

α_ср - порог срабатывания.α _cf - threshold.

Задают угловой порог срабатывания СБ в диапазоне:Set the angular threshold of the SB in the range:

Задают угловой порог отпускания как:Set the angular release threshold as:

α_отп≈α_торм,α _TNA ≈α _Brk,

где: α_отп - угол отпускания СБ.where: α _OTP - angle of release SB.

В процессе управления КА формируют сигнал рассогласования и выдают команду на вращение СБ в направлении уменьшения величины угла рассогласования между заданным и измеренным углами СБ, если угол между ними превышает порог срабатывания. Прекращают формирование сигнала рассогласования, при этом выдают команду на прекращение вращения СБ, если во время ее вращения величина угла рассогласования достигает величины менее порога отпускания, или равна 0°, или если знак угла рассогласования на момент начала вращения не совпадает со знаком рассогласования на момент окончания вращения и при этом угол рассогласования не превышает порога срабатывания.In the process of controlling the spacecraft, a mismatch signal is generated and a command is issued to rotate the SB in the direction of decreasing the size of the mismatch angle between the given and measured SB angles if the angle between them exceeds the response threshold. They stop generating the mismatch signal, and issue a command to stop the SB rotation if, during its rotation, the mismatch angle reaches a value less than the release threshold, or is equal to 0 °, or if the sign of the mismatch angle at the moment the rotation starts does not coincide with the mismatch sign at the time of the end rotation and the mismatch angle does not exceed the threshold.

При отсутствии сигнала отказа определяют заданный угол как угловое положение проекции единичного вектора направления на Солнце на плоскость вращения нормали к рабочей поверхности СБ.In the absence of a failure signal, the specified angle is determined as the angular position of the projection of a unit direction vector on the Sun onto the plane of rotation of the normal to the SB working surface.

где τ_пв - пороговое значение времени контроля вращения.where τ _pv is the threshold value of the rotation control time.

При наличии сигнала рассогласования после выдачи команды на вращение СБ отсчитывают текущее время контроля, прекращают отсчет текущего времени контроля после выдачи команды на прекращение вращения. По истечении времени торможения, сбрасывают текущее время контроля в момент смены направления вращения и в момент пересечения границы между дискретными секторами датчика угла, формируют команду на прекращение вращения и сигнал отказа по управлению устройством поворота СБ при превышении текущим временем контроля указанного порогового значения времени контроля, то есть при:If there is a mismatch signal after issuing a rotation command, the SB counts the current monitoring time, stops counting the current monitoring time after issuing a rotation stop command. After the braking time has elapsed, the current monitoring time is reset at the moment of changing the direction of rotation and at the moment of crossing the boundary between the discrete sectors of the angle sensor, a command is issued to stop rotation and a failure signal to control the SB rotation device when the current monitoring time exceeds the specified threshold value of the monitoring time, then is at:

t_к>τ_пв, U_отк=1,t _to > τ _pv , U _open = 1,

где: t_к - текущее время контроля вращения;where: t _to - the current time of rotation control;

U_отк - сигнал отказа по управлению устройства поворота СБ.U _TCI - failure signal SB rotation device management.

Дополнительно используют датчик фиксированного положения, формирующий сигналы установки нормали в фиксированные положения 0°, 90°, 180°, 270° относительно связанных с КА осей координат. Датчик формирует на выходе сигналы, соответствующие указанным фиксированным положениям, если отклонения нормали от указанных углов не превышают углов торможения СБ, таким образом, угловой сектор, в котором формируется фиксированное значение датчика угла, имеет величину:Additionally, a fixed position sensor is used, which generates signals for setting the normal to fixed positions 0 °, 90 °, 180 °, 270 ° relative to the coordinate axes associated with the spacecraft. The sensor generates at the output signals corresponding to the indicated fixed positions, if the deviations of the normal from the indicated angles do not exceed the braking angles of the SB, so the angular sector in which the fixed value of the angle sensor is formed has the value:

σ_ф≈2·α_торм,σ _f ≈2 · α _brakes ,

где: σ_ф - сектор датчика фиксированного положения.where: σ _f - sector of the sensor of a fixed position.

Задают время ожидания установки СБ в фиксированное положение:Set the time to wait for the SB to be set to a fixed position:

где: τ_ож - время ожидания установки СБ в фиксированное положение;where: τ _ozh - waiting time to set the SB in a fixed position;

ω_сб - установившаяся угловая скорость СБ.ω _sat - the steady angular velocity of the SB.

При появлении сигнала отказа СБ новая заданная ориентация КА определяется следующим способом.When the SB failure signal appears, the new specified orientation of the spacecraft is determined as follows.

В момент появления сигнала отказа фиксируют положение КА относительно Солнца и запоминают заданный угол относительно связанной с КА системы координат (ССК), положение текущего единичного вектора направления на Солнце в инерциальная система координат (ИСК), а также кватернион и матрицу текущей ориентации КА в ИСК, то есть:At the time of the appearance of the failure signal, the position of the spacecraft relative to the Sun is recorded and the given angle is stored relative to the coordinate system associated with the spacecraft (SSC), the position of the current unit direction vector to the Sun in the inertial coordinate system (SSC), as well as the quaternion and the matrix of the current orientation of the spacecraft in the SSC i.e:

α_задз=α_зад, e_сиз=e_си, q_из=q_и, A_1из=A_1и,α = α _ZAZEN _backside, e _siz = e _B, q = q _out _and, A = A _{1 and} _1iz,

где: α_задз - запомненное на момент отказа значение заданного угла СБ;where: α _backfill - the value of the given angle of the SB stored at the time of failure;

α_зад - заданный угол СБ на момент отказа;α _back - a given angle SB at the time of failure;

e_сиз - запомненное значение единичного вектора направления на Солнце на момент отказа в ИСК;e _siz - the stored value of a unit direction vector to the Sun at the time of failure in the ISK;

e_си - текущий единичный вектор направления на Солнце в ИСК.e _si is the current unit direction vector to the Sun in the ISK.

q_из - запомненное значение кватерниона текущей ориентации КА в ИСК;q _from - the stored value of the quaternion of the current orientation of the spacecraft in the ISK;

q_и - значение кватерниона текущей ориентации КА в ИСК;q _and - the value of the quaternion of the current orientation of the spacecraft in the ISK;

A_1из - запомненное значение матрицы текущей ориентации КА на момент отказа в ИСК;A _{1 from} - the stored value of the matrix of the current orientation of the spacecraft at the time of failure in the ISK;

A_1и - значение матрицы текущей ориентации КА в ИСК.A _1i is the value of the matrix of the current orientation of the spacecraft in the ISK.

После этого формируют значение заданного угла, равное одному из ближайших к запомненному заданному углу, то есть:After this form the value of the given angle, equal to one of the closest to the stored predetermined angle, that is:

α_зад=0°, если 0°≤α_задз≤45° или 360°>α_задз>315°,α _back = 0 ° if 0 ° ≤ α _back _≤ 45 ° or 360 °> α _back > 315 °

α_зад=90°, если 45°<α_задз≤135°,α _back = 90 °, if 45 ° <α _rear ≤135 °,

α_зад=180°, если 135°<α_задз≤225°,α _back = 180 ° if 135 ° <α _rear ≤225 °

α_зад=270°, если 225°<α_задз≤315°.α _back = 270 ° if 225 ° <α _rear ≤315 °.

Затем начинают отсчет времени установки.Then the installation time starts.

Отказы могут быть фиксированными или временными, вызванными влиянием внешних условий. Фиксированные отказы необратимы. Причинами фиксированных отказов устройства поворота СБ могут быть отказы, вызванные обрывом командных цепей управления вращением СБ, постоянным заклиниванием выходного вала электромеханического привода. Причинами временных отказов могут быть частичное одностороннее или временное заклинивание выходного вала электромеханического привода, вызванное временными причинами. Кроме того, возможен отказ или временный сбой дискретного датчика, вызванный, например статическими разрядами.Failures can be fixed or temporary, caused by the influence of external conditions. Fixed failures are irreversible. The reasons for the fixed failures of the SB rotation device may be failures caused by the breaking of the SB rotation control command circuits, constant jamming of the output shaft of the electromechanical drive. The causes of temporary failures may be a partial one-sided or temporary jamming of the output shaft of the electromechanical drive, caused by temporary reasons. In addition, there may be a failure or temporary failure of a discrete sensor caused, for example, by static discharges.

Контролируют угловое положение СБ по датчику фиксированного положения в момент превышения временем установки времени ожидания, то есть при:The angular position of the SB is monitored by a sensor of a fixed position at the time the installation time exceeds the waiting time, that is, when:

t_y≥τ_ож t _y ≥τ _standby

где: t_у - текущее значение времени установки СБ в фиксированное положение.where: t _y - the current value of the installation time SB in a fixed position.

В случае, если указанный сигнал от датчика фиксированного положения не соответствует заданному фиксированному углу, принимают значение углового положения СБ равное запомненному на момент отказа углу:If the specified signal from the sensor of a fixed position does not correspond to a given fixed angle, take the value of the angular position of the SB equal to the angle stored at the time of failure:

α_зад=α_задз.α _back = α _back

Осуществляют расчет положения вектора нормали к рабочей поверхности СБ в ССК. Например, в случае совпадения положения нормали к рабочей поверхности СБ с осью Y ССК и отсчета угла от оси Z вектор нормали к рабочей поверхности СБ в ССК может быть рассчитан по уравнению:Carry out the calculation of the position of the normal vector to the working surface of the SB in the SSC. For example, if the position of the normal to the SB working surface coincides with the Y axis of the SSK and the angle is measured from the Z axis, the normal vector to the SB working surface in the SSK can be calculated by the equation:

где e_сбз - запомненный вектор нормали к рабочей поверхности СБ на момент отказа в ССК;where e _sbz is the stored normal vector to the working surface of the SB at the time of failure in the SSK;

φ_сбз - запомненное угловое положение единичного вектора нормали к рабочей поверхности СБ на момент отказа относительно осей ССК;φ _sbz — stored angular position of a unit normal vector to the SB working surface at the time of failure relative to the SSK axes;

T - обозначение операции транспонирования.T - designation of the transpose operation.

Рассчитывают положение вектора нормали к поверхности СБ в ИСК, соответствующего положению этого вектора нормали в ССК на момент отказа:Calculate the position of the normal vector to the surface of the SB in the ISK, corresponding to the position of this normal vector in the SSK at the time of failure:

где e_сбиз - вектор нормали к поверхности СБ на момент отказа в ИСК;where e _miss - the normal vector to the surface of the SB at the time of failure in the ISK;

A_1из - матрица текущей ориентации КА на момент отказа в ИСК.A _1iz - matrix of the current orientation of the spacecraft at the time of failure in the ISK.

Рассчитывают единичный вектор поворота КА:The spacecraft rotation vector is calculated:

где e_п - единичный вектор поворота КА.where e _p is the unit rotation vector of the spacecraft.

Определяют угол поворота КА в новое положение:Determine the angle of rotation of the spacecraft in a new position:

где φ_п - угол поворота КА в новое положение.where φ _p - the angle of rotation of the spacecraft in a new position.

Рассчитывают кватернион поворота КА в новую ориентацию в ИСК:The quaternion of the spacecraft rotation in a new orientation in the ISK is calculated:

где q_п - кватернион поворота КА в новую ориентацию в ИСК;where q _p is the quaternion of the spacecraft rotation in a new orientation in the ISK;

e_пX, e_пY, e_пZ - проекции единичного вектора нормали в ИСК.e _pX , e _pY , e _pZ are projections of the unit normal vector in the ISK.

Кватернион заданной ориентации КА в ИСК (4) рассчитывается как:The quaternion of a given orientation of the spacecraft in ISK (4) is calculated as:

где: q_к - кватернион заданной ориентации КА в ИСК;where: q _to - quaternion of a given orientation of the spacecraft in the ISK;

q₀ - кватернион начальной ориентации КА в ИСК;q ₀ is the quaternion of the initial orientation of the spacecraft in the ISK;

о - произведение кватернионов.about - the product of quaternions.

После выполнения расчета по уравнению (6) кватернион заданной ориентации КА передается в систему стабилизации и ориентации, которая по алгоритмам производит разворот КА с использованием двигателей-маховиков или реактивных двигателей [1].After performing the calculation according to equation (6), a quaternion of a given orientation of the spacecraft is transferred to the stabilization and orientation system, which, according to the algorithms, turns the spacecraft using flywheel engines or jet engines [1].

Предлагаемый способ позволяет увеличить живучесть КА за счет обеспечения возможности автоматического поддержания правильной ориентации рабочих поверхностей СБ относительно Солнца в случае возникновения отказа в системе управления ориентацией СБ.The proposed method allows to increase the survivability of the spacecraft by providing the ability to automatically maintain the correct orientation of the working surfaces of the SB relative to the Sun in the event of a failure in the control system of the orientation of the SB.

На фиг. 1 представлено положение КА на орбите планеты, где:In FIG. 1 shows the position of the spacecraft in the orbit of the planet, where:

1 - корпус КА;1 - spacecraft body;

2 - центр масс КА;2 - the center of mass of the spacecraft;

3 - планета;3 - planet;

4 - центр масс планеты;4 - the center of mass of the planet;

5 - орбита КА;5 - spacecraft orbit;

ω_ка - угловая скорость вращения КА по орбите относительно центра планеты;ω _ka is the angular velocity of the spacecraft in orbit relative to the center of the planet;

X_ка, Y_кa, Z_кa - оси связанной с КА системы координат;X _ka , Y _ka , Z _ka - axis of the coordinate system associated with the KA;

6 - панель СБ;6 - SB panel;

X_сб, Y_сб, Z_сб - оси связанной с СБ системы координат;X _sb , Y _sb , Z _sb - axis of the coordinate system associated with the SB;

7 - центр осей связанной с СБ системы координат;7 - the center axis of the coordinate system associated with the SB;

E - проекция единичного вектора на плоскость вращения нормали к рабочей поверхности СБ;E is the projection of a unit vector onto the plane of rotation of the normal to the working surface of the SB;

e_сб - нормаль к рабочей поверхности СБ;e _sat - normal to the working surface of the SB;

8 - направление излучения от Солнца;8 - direction of radiation from the Sun;

9 - теневой участок орбиты;9 - shadow area of the orbit;

Δα - угол рассогласования между нормалью e_сб и проекцией E;Δα is the mismatch angle between the normal e _sb and the projection E;

ω_сб - угловая скорость вращения СБ;ω _sat - the angular velocity of rotation of the SB;

10 - датчики углового положения панели СБ.10 - sensors for the angular position of the SB panel.

На фиг. 1 представлен КА с корпусом 1 и центром масс 2, вращающийся вокруг планеты 3 с центром масс 4 по орбите 5 с угловой скоростью ω_ка. КА имеет связанную с ним систему осей координат X_ка, Y_кa, Z_кa, совпадающей с положением орбитальной подвижной системы координат, начало которой находится в центре масс КА 2, ось Y_кa (тангажа) направлена вдоль линии, соединяющей центр масс планеты 4 с центром масс КА 2 по направлению от планеты, ось X_ка (крена) направлена в сторону движения КА, а ось Z_кa (рыскания) дополняет систему осей КА до правой системы.In FIG. 1 shows a spacecraft with a hull 1 and a center of mass 2, rotating around planet 3 with a center of mass 4 in orbit 5 with an angular velocity ω _ka . SC has an associated system coordinate axes X _ka, Y _kA, Z _kA coinciding with the position of the orbital moving coordinate system whose origin is at the center of spacecraft mass 2, Y _kA axis (pitch) is directed along a line connecting the center of mass of the planet 4 with the center of mass of KA 2 in the direction from the planet, the axis of X _ka (roll) is directed towards the motion of the KA, and the axis Z _ka (yaw) complements the system of axes of the KA to the right system.

На КА установлена панель СБ 6, имеющая связанные оси координат X_сб, Y_cб, Z_cб с центром 7, причем ось вращения СБ Z_cб совпадает с осью Z_кa связанной с КА системы осей координат, ось X_сб, совпадает в направлением нормали к рабочей поверхности СБ е_сб, а при нулевом значении углового положения СБ оси X_сб, Y_сб, Z_сб совпадают с осями X_ка, Y_кa, Z_кa.In CA installed panel Sa 6 having associated coordinate axes X _Sa, Y _{~ Sat,} Z _{~ Sat} centered 7, wherein Sa Z _{~ Sat} rotation axis coincides with the axis Z _kA related spacecraft system of coordinate axes, an axis X _sa coincides in direction normal to the working surface of the SB e _Sat , and at a zero value of the angular position of the SB, the axes of the X _Sat , Y _Sat , Z _Sat coincide with the axes X _ka , Y _ka , Z _ka .

Проекция Е единичного вектора на плоскость вращения нормали к рабочей поверхности СБ e_сб направлена навстречу излучения Солнца 8, причем периодически КА попадает в теневой участок орбиты 9.The projection E of the unit vector onto the plane of rotation of the normal to the working surface of the SB e _{Sat is} directed towards the radiation of the Sun 8, and from time to time, the SC falls into the shadow portion of the orbit 9.

В процессе полета КА вращается вокруг планеты 3 по часовой стрелке с угловой скоростью ω_ка. При достижении угла рассогласования Δα между нормалью e_сб и проекцией E более угла срабатывания, панель СБ 6 вращается вокруг оси Z_cб с угловой скоростью ω_СБ, превышающий на порядок и более угловую скорость КА ω_ка, и прекращает вращение при достижении угла отпускания, то есть при совмещения углового положения нормали e_сб с проекцией E.During the flight, the spacecraft rotates around planet 3 in a clockwise direction with an angular velocity ω _ka . When the mismatch angle Δα between the normal e _sb and the projection E is greater than the angle of operation, the SB 6 panel rotates around the _Zb axis Z with an angular velocity ω _SB , which exceeds the angular velocity ω _ka by an order of magnitude or more, and stops rotation when the drop angle is reached, then there is alignment with the angular position of the normal e _Sat projection E.

Угловое положение нормали к рабочей поверхности СБ e_сб относительно оси X_ка измеряют при помощи датчиков 10.The angular position of the normal to the working surface Sa _Sa e relative to the axis X _ka measured by sensors 10.

На фиг. 2 представлен круг дискретного сектора датчика угла, где:In FIG. 2 shows a circle of a discrete sector of an angle sensor, where:

e_сб - нормаль к рабочей поверхности панели СБ;e _sat - normal to the working surface of the SB panel;

12 - круг дискретного датчика угла;12 - circle of a discrete angle sensor;

11 - рабочая поверхность панели СБ;11 - the working surface of the SB panel;

σ₀, …σ_i, …σ_n-1 - дискретные секторы датчика угла;σ ₀ , ... σ _i , ... σ _n-1 - discrete sectors of the angle sensor;

A - центр круга дискретного датчика угла;A is the center of the circle of the discrete angle sensor;

AB - биссектриса дискретного сектора датчика угла;AB is the bisector of the discrete sector of the angle sensor;

E - проекция вектора направления на Солнце на плоскость вращения нормали к рабочей поверхности СБ;E is the projection of the direction vector to the Sun on the plane of rotation of the normal to the working surface of the SB;

ω_сб - угловая скорость вращения СБ.ω _sat - the angular velocity of rotation of the SB.

На фиг. 2 представлен круг дискретного датчика угла 11, который разбит на n одинаковых дискретных секторов σ₀, …σ_i, …σ_n-1 на выходе которого формируется информация об угловом положении нормали к рабочей поверхности СБ e_сб относительно связанных с КА осей координат. При положении нормали e_сб в границах i-того углового сектора σ_i, где 0≤i≤(n-1), датчик угла формирует угловое значение, соответствующее положению биссектрисы AB указанного сектора. В процессе управления ориентацией СБ при достижении угла рассогласования Δα между нормалью e_сб и проекцией E более угла срабатывания, панель СБ 12 вращается с угловой скоростью ω_сб по кратчайшему пути в направлении уменьшения указанного рассогласования и прекращает вращение при достижении угла отпускания, то есть при совпадения положения нормали e_сб с проекцией E.In FIG. Figure 2 shows the circle of a discrete angle sensor 11, which is divided into n identical discrete sectors σ ₀ , ... σ _i , ... σ _n-1 at the output of which information is generated about the angular position of the normal to the working surface of the SB e _Sat relative to the coordinate axes associated with the spacecraft. When the normal position e _sb is within the boundaries of the i-th angular sector σ _i , where 0≤i≤ (n-1), the angle sensor generates an angular value corresponding to the position of the bisector AB of the indicated sector. In the process of controlling the orientation of the SB, when the mismatch angle Δα between the normal e _sb and the projection E is greater than the angle of operation, the SB 12 panel rotates with the angular speed ω _sb along the shortest path in the direction of decreasing the indicated mismatch and stops rotation when the release angle is reached, i.e., when situation normal e _Sat projection E.

На фиг. 3 представлен датчик фиксированных положений СБ, где:In FIG. 3 presents a sensor of fixed positions SB, where:

13 - круг вращения нормали к рабочей поверхности СБ;13 - circle of rotation of the normal to the working surface of the SB;

A - центр круга датчика фиксированного положения;A is the center of the circle of the sensor of a fixed position;

14 - панель СБ;14 - panel SB;

e_сб - положение нормали к рабочей поверхности СБ;e _sat - the position of the normal to the working surface of the SB;

E - проекция вектора заданного направления на Солнце на плоскость вращения нормали к рабочей поверхности СБ;E is the projection of the vector of a given direction on the Sun onto the plane of rotation of the normal to the working surface of the SB;

σ_ф0, σ_ф90, σ_ф180, σ_ф270 ^_ угловые сектора датчика фиксированного положения СБ;σ _{^ 0,} σ _F90, σ _f180, σ _f270 ^_ angular sector sensor Sa fixed position;

На фиг. 3 представлен круг датчика фиксированных положений СБ 13 с центром А, панель СБ 14, положение нормали к рабочей поверхности СБ e_сб и положение проекции заданного направления на Солнце E, совпадающее с фиксированным положением 90°. Центр A круга вращения 13 совпадает с центром вращения панели СБ. Датчик угла формирует информацию относительно связанных с КА осей координат, соответствующую фиксированным угловым положениям 0°, 90°, 180°, 270°, если положение нормали e_сб попадает в границы угловых секторов σ_ф0, σ_ф90, σ_ф180, σ_ф270, причем каждый из угловых секторов приблизительно равен удвоенному углу торможения СБ, а точным угловым положениям СБ 0°, 90°, 180°, 270° соответствуют положения биссектрис указанных секторов. Показано вращение панели СБ 14 с угловой скоростью ω_сб в направлении угла 90°.In FIG. 3 shows a circle of a sensor of fixed positions SB 13 with center A, a panel SB 14, the position of the normal to the working surface of SB e _Sat and the projection position of a given direction on the Sun E, which coincides with a fixed position of 90 °. The center A of the circle of rotation 13 coincides with the center of rotation of the panel SB. Angle sensor generates information concerning related spacecraft coordinate axes corresponding to a fixed angular positions 0 °, 90 °, 180 °, 270 °, if the position of the normal e _Sa falls within the angular sectors σ _{^ 0,} σ _F90, σ _f180, σ _f270, wherein each of the angular sectors is approximately equal to twice the braking angle of the SB, and the exact angular positions of the SB of 0 °, 90 °, 180 °, 270 ° correspond to the positions of the bisectors of these sectors. The rotation of the SB 14 panel with an angular velocity ω _sb in the direction of the angle of 90 ° is shown.

На фиг. 4 представлено изменение положения КА при отказе вращения СБ, где:In FIG. 4 presents a change in the position of the spacecraft in case of failure of rotation of the SB, where

15 - корпус КА;15 - spacecraft body;

16 - панель СБ;16 - SB panel;

17 - дискретный датчик угла СБ;17 - discrete angle sensor SB;

18 - датчик фиксированных положений СБ;18 - sensor fixed positions SB;

19 - плоскость поворота КА;19 - the plane of rotation of the spacecraft;

X_ка, Y_кa, Z_кa - оси связанной с КА системы координат,X _ka , Y _ka , Z _ka - the axis of the coordinate system associated with the KA,

X_сб, Y_cб, Z_cб - оси связанной с СБ системы координат,X _sb , Y _sb , Z _sb - the axis of the coordinate system associated with the SB,

X_иск, Y_иск, Z_иск - оси инерциальной системы координат,X _lawsuit , Y _lawsuit , Z _lawsuit - axis of the inertial coordinate system,

Δα - угол рассогласования между положением нормали к рабочей поверхности СБ и единичным вектором направления на Солнце,Δα is the mismatch angle between the position of the normal to the SB working surface and the unit direction vector to the Sun,

e - единичный вектор направления на Солнце;e is the unit direction vector to the sun;

e_зад - вектор заданного направления СБ;e _ass - a vector of a given direction of the SB;

e_сб - положение нормали к рабочей поверхности СБ.e _sat - the position of the normal to the working surface of the SB.

ω_ка - направление угловой скорости КА при повороте.ω _ka is the direction of the angular velocity of the spacecraft during rotation.

На фиг. 4 показан КА с корпусом 15, имеющий оси связанной системы координат X_ка, Y_кa, Z_кa. В свою очередь, ось Z_cб связанной с СБ 16 системы координат X_сб, Y_cб, Z_cб, совпадает с осью Z_кa. Нормаль к рабочей поверхности СБ е_сб совпадает с осью X_сб. С осью вращения СБ X_сб жестко связаны дискретный датчик угла 17 и датчик фиксированных положений 18. Ось X_иск инерциальной системы координат совпадает с единичный вектором е направления на Солнце, а вектор заданного направления СБ e_зад совпадает с направлением вектора нормали к рабочей поверхности СБ e_сб. Поворот КА осуществляется в плоскости 19 по минимальному углу рассогласования Δα между положениями вектора заданного направления СБ e_зад, совпадающего с положением нормали к рабочей поверхности СБ, и проекцией единичного вектора направления на Солнце E.In FIG. 4 shows a spacecraft with a housing 15 having axes of the associated coordinate system X _ka , Y _ka , Z _ka . In turn, the axis Z _cb associated with SB 16 coordinate system X _sb , Y _cb , Z _cb , coincides with the axis Z _ka . The normal to the working surface Sa e _sa coincides with the axis X _Proc. A discrete angle sensor 17 and a fixed position sensor 18 are rigidly connected to the axis of rotation of the SB X _sat . The axis X of _the inertial coordinate system coincides with the unit direction vector e on the Sun, and the vector of the given direction of the SB e _ass coincides with the direction of the normal vector to the working surface of the SB e _Sat The rotation of the spacecraft is carried out in the plane 19 at the minimum angle of mismatch Δα between the positions of the vector of the given direction of the SB e _back , which coincides with the position of the normal to the working surface of the SB, and the projection of the unit direction vector on the Sun E.

Представленный способ автоматической ориентации рабочих поверхностей СБ при отказе устройства поворота СБ позволяет сохранить работоспособность, увеличить живучесть КА и таким образом продлить время его функционирования, так как несмотря на отказ обеспечивается бесперебойное снабжение его бортового оборудования вырабатываемой СБ электроэнергией. Кроме того, способ позволяет сэкономить запасы рабочих тел, например, запасы сжатого газа реактивных двигателей ориентации, заряд бортовых аккумуляторных батарей, так как при отказе его устройства поворота СБ разворот КА для ориентация рабочей поверхности СБ относительно направления на Солнце осуществляется с минимальными затратами, по минимальному углу рассогласования между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце.The presented method for the automatic orientation of the SB working surfaces in the event of a failure of the SB rotation device allows maintaining operability, increasing the spacecraft survivability and thus extending its functioning time, since despite the failure, uninterrupted supply of electric power to its onboard equipment is generated by the SB. In addition, the method allows to save reserves of working fluids, for example, reserves of compressed gas of jet engines of orientation, charge of onboard storage batteries, since in the event of failure of its rotation device, the SC turns the spacecraft to orient the working surface of the SB relative to the direction to the Sun at the lowest possible cost the mismatch angle between the normal to the working surface of the SB and the direction to the Sun.

Источники информацииInformation sources

1. Бортовые системы управления космическими аппаратами. Под редакцией д.т.н, проф. А.С. Сырова. М., изд. МАИ-ПРИНТ, 2010, с. 93, 101, 219, 243.1. Onboard spacecraft control systems. Edited by prof. A.S. Syrova. M., ed. MAI-PRINT, 2010, p. 93, 101, 219, 243.

2. Патент РФ 2428361, B64G 1/36, 07.07.2010 г.2. RF patent 2428361, B64G 1/36, 07/07/2010

3. Патент РФ 2356788, В64С 1/00, 28.12.2007 г.3. RF patent 2356788, B64C 1/00, 12/28/2007

4. Патент РФ 2368545, B64G 1/24, 10.07.2008 г.4. RF patent 2368545, B64G 1/24, 07/10/2008.

Claims

A method for automatically orienting a spacecraft and a solar battery in the event of a failure of the rotation device of the solar battery, which consists in measuring the current angular position of the solar battery as the direction of the normal to its working surface accurate to the discrete sector of the angle sensor, at the same time determine the given direction, in case of a mismatch between with a given direction and current angular position of the solar battery, commands are generated to rotate the solar battery clockwise or counterclockwise but the axis of the output shaft of the solar battery rotation device in the direction of its decrease, and in the absence of a mismatch, form commands to stop the rotation of the solar battery, set the constant angular rotation speed of the output shaft of the solar battery rotation device, which exceeds the angular velocity of the spacecraft around the Earth by an order of magnitude or more , determine the time and angle of acceleration of the solar battery from the moment the rotation command is issued to a steady-state fixed value of the solar angular velocity ohm of the battery, determine the time and angle of braking of the solar battery after the command to stop rotation until the solar battery stops completely, set the angular release threshold, set the angular response threshold, generate an error signal if the angle between the set and current angles of the solar battery exceeds the threshold, the mismatch signal is stopped if, during rotation of the solar battery, the mismatch angle reaches a value less than the release threshold, or is equal to 0 °, or if As the mismatch angle at the start of rotation does not coincide with the mismatch sign at the end of rotation, while the mismatch angle does not exceed the threshold, set the threshold value for rotation control time, calculate the current monitoring time after issuing a command to rotate the solar battery, and stop the current monitoring time after issuing a command to stop rotation, after the braking time has elapsed, the current monitoring time is reset at the moment of changing the direction of rotation and at the moment it is crossed I boundary between discrete angle sensor sectors form a team to stop the rotation and failure alarm management unit turning the solar battery at the current time exceeds the control threshold of said time control, characterized in that the predetermined angular threshold is released, the solar battery as:
α _sp ≈ α _brake
where α _OTP - the angle of release of the solar battery;
α _brakes - braking angle of the solar battery,
set the discrete sectors of the angle sensor equal values in the range:
(α _acceleration + α _brake ) <σ _du <α _cf ,
where α _accele - angle of acceleration of the solar battery;
α _brakes - braking angle of the solar battery;
σ _du - discrete sector of the angle sensor;
α _cf - threshold,
set the value of the angular threshold in the range:

where I _min - set the minimum allowable current generated by the solar battery;
I _max - the maximum possible current generated by the solar battery,
set the threshold value of the rotation control time in the range:

where t _ung - the acceleration time of the solar battery;
t _brakes - solar battery braking time;
τ _pv is the threshold value of the rotation control time;
ω _sat - the steady angular velocity of the solar battery,
additionally use a sensor of a fixed position, generating signals corresponding to fixed angular positions of 0 °, 90 °, 180 °, 270 °, if the deviation of the normal from these positions does not exceed the braking angle, set the value of the time to wait for the solar battery to be installed in a fixed position, in the range:

where τ _aw - the waiting time to install the solar battery in a fixed position,
in the absence of a failure signal for controlling the rotation of the solar battery, the specified angle is determined as the angular position of the projection of a unit direction vector onto the Sun on the plane of rotation normal to the working surface of the solar battery, at the time of the failure signal, the position of the spacecraft relative to the Sun is fixed, a value equal to the specified angle is assigned the nearest fixed angle of 0 °, 90 °, 180 ° or 270 °, and the installation starts counting down, when the installation time reaches the threshold value I stop controlling the rotation of the solar battery, in this case, if the fixed-position sensor generates a signal corresponding to a given angle, the normal angular position value is taken corresponding to the specified fixed angle, and if the fixed-position sensor does not generate a signal corresponding to the nearest fixed angle, then the angular position value is adopted normals corresponding to the value of the corresponding discrete sector of the angle sensor and deploy the spacecraft along the shortest path a combination of the normal position with the unit vector direction to the sun.