CC BY
59
Vol 10 No 4-2018, H&ES RESEARCH AVIATION, SPASE-ROCKET HARDWARE
doi: 10.24411/2409-5419-2018-10093
ОБ УПРАВЛЕНИИ ПЕРСПЕКТИВНЫМ КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТОМ ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ СИЛОВЫХ ГИРОСКОПОВ ВО ВРЕМЯ ВЫПОЛНЕНИЯ СЪЕМОК
ПЛАТОНОВ Валерий Николаевич1
СУМАРОКОВ Антон Владимирович2
Сведения об авторах:
1д.т.н., начальник отдела Ракетно-космической корпорации «Энергия» имени С.П.Королева, г. Королев, Россия, valery.platonov@rsce.ru
2к.ф-м.н., старший научный сотрудник Ракетно-космической корпорации «Энергия» имени С.П.Королева, г. Королев, Россия, anon.sumarokov@rsce.ru
АННОТАЦИЯ
В настоящее время Российская Федерация наращивает группировку космических аппаратов дистанционного зондирования Земли. В рамках этих работ, а также работ по ряду зарубежных контрактов в России проводятся исследования в области создания современных автоматических систем дистанционного зондирования Земли. В результате этих исследований разрабатываются как спутники дистанционного зондирования Земли на новой технологической платформе, так и задействуются возможности российского сегмента Международной космической станции.
В работе рассмотрены режимы наблюдений перспективного космического аппарата дистанционного зондирования Земли при проведении различных видов съемок. Предполагается, что в качестве исполнительных органов используются двухстепенные силовые гироскопы. Приводятся способы расширения измерительного диапазона датчика угловой скорости. В контуре управления ориентацией космического аппарата выбраны параметры управления, наблюдателя и фильтра упругих колебаний, обеспечивающие заданные технические характеристики. Приводятся результаты математического моделирования динамики контура управления ориентацией подтверждающие выполнение заданных точностных характеристик аппарата.
КЛЮЧЕВЫЕ СЛОВА: гиродины; силовые гироскопы; кинетический момент; стабилизация; угловая скорость; прецессия.
Для цитирования: Платонов В.Н., Сумароков A.B. Об управлении перспективным космическим аппаратом дистанционного зондирования Земли с использованием силовых гироскопов во время выполнения съемок // Наукоемкие технологии в космических исследованиях Земли. 2018. Т. 10. № 4. С. 19-28. doi: 10.24411/2409-5419-2018-10093
В настоящее время Российская Федерация наращивает группировку космических аппаратов дистанционного зондирования Земли. В рамках этих работ, а также работ по ряду зарубежных контрактов в России проводятся исследования в области создания современных автоматических систем дистанционного зондирования Земли. В результате этих исследований разрабатываются как спутники дистанционного зондирования Земли на новой технологической платформе [1-2], так и задействуются возможности российского сегмента Международной космической станции [3-5]. В данной работе рассматривается управление ориентацией перспективного космического аппарата (КА) с двухстепенными силовыми гироскопами в качестве основных исполнительных органов. Аппарат предназначен для съемки заданных районов земной поверхности с высоким пространственным разрешением (1,0 м при съемке в надир). Космический аппарат должен обеспечивать проведение следующих видов съемок: кадровая съемка, стереосъемка, площадная съемка, коридорная съемка, съемка полосы вдоль трассы полета. Предполагается, что КА будет функционировать на круговой солнечно-синхронной орбите с высотой 650 км и наклонением 98°, при этом съемки могут проводиться в диапазонах углов ±45° по крену и ±30° по тангажу. Для осуществления некоторых видов съемок спутником, функционирующем на орбите с указанными параметрами, требуется обеспечить возможность быстрых угловых маневров.
Система управления движением и навигации (СУДН) высокоманевренного КА (рис. 1) построена на основе бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) на основе датчика угловой скорости ГИВУС (имеющего четыре измерительных канала), для коррекции БИНС используются три звездных датчика ASTRO APS. Для определения положения аппарата в пространстве используется аппаратура спутниковой навигации АСН-Е. В качестве исполнительных органов на начальном этапе используются двигатели ориентации, а в условиях штатной эксплуатации двухстепенные силовые гироскопы (гиродины). Сброс накопленного кинетического момента силовых гироскопов осуществляется тремя электромагнитными электрореактивных двигателей. Предполагается, что при проведении съемок одновременно работают два звездных датчика.
Данный аппарат должен осуществлять следующие виды съемок (рис. 2): съемка полосы вдоль трассы полета (рис. 2а); стереосъемка (рис. 2б); площадная съемка (рис. 2в); коридорная съемка (рис. 2г), осуществляемая под углом к трассе полета.
Для обеспечения высокой маневренности КА в процессе проведения съемок в качестве исполнительных органов системы управления угловым движением были выбраны двухстепенные силовые гироскопы. Использование силовых гироскопов позволяет резко увеличить количество съёмок в сеансах наблюдений, по сравнению с си-
| 3 звездных датчика ASTRO APS
• Определение ориентации приборной системы координат относительно инерциальной системы координат
• Коррекция БИНС
Реактивные двигатели
Рис. 1. Приборный состав системы управления движением рассматриваемого космического аппарата
(в) (г)
Рис. 2. Виды съемок, осуществляемые рассматриваемым космическим аппаратом
стемой управления движением использующей маховики, рассмотренной в работах [1-2]. За счет того, что управляющий момент, действующий на КА создается в основном путем поворота ротора гироскопа имеющего постоянную скорость вращения вокруг оси подвеса, управляющий момент системы силовых гиросокпов на порядки превосходит управляющий момент маховиков. В этом случае набор и гашение угловой скорости во время проведения разворотов КА происходят практически мгновенно. В результате,
продолжительность программных разворотов значительно сокращается. Использование силовых гироскопов также позволяет осуществлять площадные съемки, проведение которых невозможно при использовании маховиков. Осложняющим обстоятельством является лишь то, что величина кинетического момента имеющихся в настоящее время в РФ двухстепенных силовых гироскопов, превосходит требуемую для рассматриваемого КА приблизительно в четыре раза. Следует также отметить, что минимальное
управляющее воздействие таких силовых гиросокопов на порядок превышает минимальное управляющее воздействие маховиков. Это значительно затрудняет выполнение заданных точностных характеристик стабилизации КА при проведении съёмок. Другой проблемой для рассматриваемой системы управления КА является ограниченный диапазон измерительных каналов датчика угловой скорости ГИВУС: от минус 1.6°/с до +1.6°/с.
Предварительный анализ распределения масс проектируемого КА показал, что моменты инерции твердого тела вокруг осей х, у, 2 равны соответственно: 800 кгм2, 500 кгм2, 800 кгм2. Для достижения заданных параметров съемки поверхности Земли требуется при ее проведении обеспечивать точность поддержания угловой скорости вокруг осей, перпендикулярных оптической оси аппаратуры не более 0.001 °/с.
Так как наиболее динамичными режимами являются режимы площадной съемки и коридорной съемки, то в работе рассматривается возможность обеспечения точностных характеристик стабилизации именно для этих видов съемок. Размер участка площадной съемки составляет 48 км х 60 км. Данную съемку можно представить, как последовательность 4-х съемок полос 12*60 км2 и трех разворотов в промежутках между съемками (рис. 2в). Длительность съёмки одной полосы составляет ~ 11 секунд. Величина угла разворота между съемками ~ 20°, при этом разворот проводится в основном по тангажу. Для обеспечения последовательной съемки 4 полос требуемое время на проведение разворота составляет 20-22 с. Коридорные съемки проводятся под углами к траектории полета до ±90°. За один сеанс наблюдений продолжительностью порядка 20 минут проводится до 8 площадных или коридорных съемок.
Оценивание точности стабилизации
В СУДН КА для управления ориентацией предполагается использовать четыре двухстепенных силовых гироскопа с кинетическим моментом к = 60 Нмс каждый производства «Научно-исследовательского института командных приборов». Предполагается расположить силовые гироскопы следующим образом: оси прецессии двух изних и G2 на рис. 3) параллельны оси ОХ КА, а двух других ^3 и G4 на рис. 2) параллельны оси OY КА (рис. 3).
Алгоритмы управления системой, включающей четыре силовых гироскопа с попарно параллельными осями прецессии, приведены в работах [6-9]. Область вариации кинетического момента данной схемы имеет отчетливо выраженную вытянутую форму. Размеры области вариации по осям связанной системы координат ОХ, OY, 02 составляют ±120 Нмс, ±120 Нмс, ±240 Нм с соответственно. Для управления ориентацией данного КА будет использо-
ваться только часть области вариации кинетического момента, не превышающая сферы с радиусом 60 Нмс и центром в начале области вариации кинетического момента, так как для приборов, входящих в контур управления ориентацией, максимальная допустимая угловая скорость составляет не более 3.5°/с. Данное обстоятельство позволяет при штатном варианте управления с использованием всех 4 силовых гироскопов избегать попадания гиросистемы в особые точки [10].
Для управления системой двухстепенных силовых гироскопов используется закон управления скоростями прецессии системы, включающей п силовых гиросокпов, используемый ранее в контуре управления станции «Мир» [6]-[7] и [11]. Расчет требуемого управляющего момента силовых гироскопов также осуществляется по алгоритмам, подобным, использовавшимся для орбитальной станции «Мир» [6], [11].
В процессе управления осуществляется максимизация управляющего момента, развиваемого системой силовых гироскопов. Для рассматриваемого аппарата можно полагать, что во всей используемой для управления сфере, управляющий момент составляет не менее 30 Нм в произвольном направлении.
Как было указано ранее для измерений угловой скорости используется датчик ГИВУС, имеющий четыре измерительных канала (ИК), оси которых параллельны биссектрисам разных трехгранных углов связанной системы координат 0XYZ КА. При расчетах угловой скорости будем исходить из следующего положения: для расчета угловой скорости КА требуется, чтобы хотя бы три ИК были в допустимом диапазоне измерений. В этом случае максимальная величина измеряемой угловой скорости будет зависеть от направления вектора абсолютной угловой скорости в осях связанной системы координат. Таким образом, максимальная величина измеряемой угловой скорости будет лежать в диапазоне от 1.96 °/с до 4.8 °/с.
Расчет максимальной допустимой угловой скорости разворотов проводится с учетом текущего направления оси вращения КА. Это делается с целью полного использования возможностей прибора. Ввиду того, что ИК ГИВУС имеют значительную шумовую составляющую равную 0.45" (3с), в блоке оценки угловой скорости (наблюдателе) используется алгоритм динамической фильтрации [12-14].
На стадии разработки СУДН перспективного КА были проведены расчеты частот и форм упругих колебаний конструкции КА. Наибольшее влияние на динамику КА по осям X и 2 оказывают частоты колебаний солнечных батарей ~ 2 Гц. Поэтому для нивелирования влияния упругих колебаний конструкции на динамику объекта управления в контур управления был введен фильтр нижних частот на основе фильтра Баттерворта 2-го порядка.
Vol 10 N0 4-2018, H&ES RESEARCH AVIATЮN, SPASE-ROCKET HARDWARE
СГЗ СГ4
С использованием теории оптимального управления [12, 14] были выбраны параметры управления, наблюдателя и фильтра упругих колебаний обеспечивающие заданные технические характеристики. В результате полоса пропускания регулятора составляет 1.2 рад/с. Полоса пропускания наблюдателя была выбрана равной 6 рад/с. Частота среза фильтра упругих колебаний составляет 6 рад/с.
Выбранные параметры обеспечивают заданные технические характеристики ориентации КА и стабилизацию упругих колебаний с учетом разбросов динамических характеристик.
Результаты математического моделирования
Для оценки точности стабилизации КА во время проведения площадных съемок и коридорных съемок, было проведено математическое моделирование. При моделировании использовались бортовые программы контура управления ориентацией. Шаг расчетов бортовой ЦВМ предполагался равным 0.2 с. Применялись штатные циклограммы обмена бортового компьютера с моделью прибора ГИВУС с учетом возникающих задержек передачи
данных и моделью силовых гироскопов соответствующие протоколам обмена между реальной аппаратурой.
При проведении моделирования в динамической модели КА учитывались упругие тоны колебаний конструкции КА до 10 Гц с максимальными разбросами динамических параметров.
Для выбранных силовых гироскопов максимальная задаваемая угловая скорость прецессии подвеса составляет 57.3 °/с, минимальная составляет 0.0069°/с. При моделировании считалось, что возможно задание любой скорости в диапазоне от минимальной до максимальной с шагом, равным минимальной скорости. Дополнительная, к динамике описываемой, ошибка отработки предполагалась равной ±(1%+0,0069°/с) от заданной скорости. Учитывались возмущающие моменты, создаваемые приводами главной оси силовых гироскопов в процессе поддержания скоростей вращения роторов.
На рис. 4 приведены графики изменений компонент угловой скорости КА относительно требуемой угловой скорости при проведении площадной съемки в осях связанной системы координат. На интервале времени от 200
до 400 секунд совершаются четыре разворота. В начале данного интервала КА ориентируется в дежурной инер-циальной солнечной ориентации. На 220 секунде задается разворот в ориентацию для съемки первой полосы участка наблюдений. Разворот для перехода на вторую полосу задается на 282 секунде, разворот на третью полосу на 316 секунде и разворот на четвертую полосу на 350 секунде. На рис. 5 приведено окончание четвертого разворота и переходный процесс перед съемкой. Разворот и переходный процесс завершаются через 15 секунд после начала разворота, примерно за 6-7 секунд до начала съемки. Из рисунков видно, что при проведении съемок по всем осям КА обеспечиваются угловые скорости стабилизации менее 0.001 °/с.
На рис. 6 приведены графики изменений компонент угловой скорости аппарата относительно требуемой угловой скорости при проведении коридорной съемки в направлении перпендикулярном трассе полета в осях связанной системы координат. В момент времени 960 секунд задается разворот для перехода из орбитальной ориентации [15-16] в ориентацию для начала коридорной съемки. Съемка осуществляется в интервале от 985 до 1040 секунд. По окончанию съемки задается разворот обратно в орбитальную ориентацию.
На рис. 7 приведено окончание разворота и переходный процесс перед съемкой. Разворот и переходный процесс завершаются через 25 секунд после начала разворота, примерно за 4-5 секунд до начала съемки. Из рисунков видно, что при проведении съемок по всем осям КА обеспечиваются угловые скорости стабилизации менее 0.001 °/с.
Заключение
В докладе рассмотрен режим наблюдений перспективного КА при проведении площадных и коридорных съемок. В системе управления движением и навигации в качестве исполнительных органов используются двухстепенные силовые гироскопы, величина кинетического момента которых превышает требуемую для данного КА приблизительно в четыре раза. Измерительные каналы датчика угловой скорости имеют недостаточный для КА дистанционного зондирования Земли диапазон измерений.
В контуре управления ориентацией КА выбраны параметры управления, наблюдателя и фильтра упругих колебаний, обеспечивающие заданные технические характеристики. Приведенные результаты математического моделирования подтверждают возможность выполнения режима площадной съемки и требуемые точности стабилизации.
1 -, 0-
о
со о.
и о
о.
§
и о; со ш о р;
-0.2-
Канал X
J-1
Разворот для съемки 1-й полосы
-1 --2-
-3-
0.2-,
0.0-
Канал У
1 п
Канал 2
-1 --2-3-
£ 3 I- I о
I ® 8
9- л д
§ Б Е ?§§"==
О- ч сч
А_Г
% и ф °
Я §
\_Г
м
я Е'? о. а ^
200
250
300
Время, с
350
400
Рис. 4. Поведение углов ориентации относительно требуемых значений в процессе проведения площадной съемк
Vol 10 N0 4-2018, H&ES RESEARCH AVIATЮN, SPASE-ROCKET HARDWARE
О 002 -1 Канал X
0.000 -
-0.004 -
370
Время, с
380
Рис. 5. Поведение угловых скоростей относительно требуемых значений в процессе проведения площадной съемки
1 ■ 0-1 ■ -2
0.20.0-0.21 ■ 0-1 ■ -2-
Канал X
Разворот в ориентацию для съемки
Корридорная
Обратный разворот в орбитальную ориентацию
Канал У
Канал Т
900
950
1000
Время, с
1050
1100
Рис. 6. Поведение углов ориентации относительно требуемых значений в процессе проведения коридорной съемки
ct л
О.
U О о.
2 и
к л ш о с;
0.002 • 0.000 -0.002 -0.004
0.004
0.002
0.000
-0.002 • 0.002
0.000 •
-0.002 •
-0.004
Канал X
Канал Y
-г-
Канал Z
Время, с
Рис. 7. Поведение угловых скоростей относительно требуемых значений в процессе проведения коридорной съемки
Исследование выполнено при финансовой поддержке РФФИ в рамках научного проекта № 17-08-01635.
Литература
1. Богачев А. В., Платонов В. Н., Тимаков С. Н. Анализ возможности обеспечения точностных характеристик стабилизации перспективного космического аппарата, предназначенного для дистанционного зондирования Земли // Космонавтика и ракетостроение. 2013. № 2. С. 83-89.
2. Платонов В. Н. О точности стабилизации космического аппарата дистанционного зондирования земли без использования информации инерциальных датчиков // Космическая техника и технологии. 2014. № 3. С. 33-38.
3. Сумароков А. В. Наведение камеры высокого разрешения при видеосъёмке поверхности земли с МКС // Материалы XVII конференции молодых ученых «Навигация и управление движением» / Под. общ. ред. Академика РАН В. Г. Пешехонова. СПб.: ГНЦ РФ ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2015. С. 561-568.
4. Сумароков А. В. О наведении камеры высокого разрешения, установленной на борту МКС, посредством двухосной поворотной платформы // Вестник МГТУ им. Н. Э. Баумана. Сер. Приборостроение. 2016. № 4. С. 8597. DOI: 10.18698/0236-3933-2016-4-85-97
5. Воронин Ф.А., Пахмутов П. А., Сумароков А. В. О модернизации информационно-управляющей системы российского сегмента Международной космической станции // Вестник МГТУ им. Н. Э. Баумана. Сер. Приборостроение. 2017. № 1. C. 109-122. DOI: 10.18698/02363933-2017-1-109-122
6. Платонов В. Н., Сумароков А. В. Обеспечение точностных характеристик стабилизации перспективного космического аппарата при проведении площадных съёмок поверхности Земли // Космонавтика и ракетостроение. 2017. № 3. С. 125-132.
7. Платонов В. Н. Закон управления системой ги-ростабилизаторов // Труды V научно-технической конференции молодых специалистов предприятия. Калининград МО: НПО «Энергия», 1977. С. 57-69.
8. Crenshaw J. W. 2-Speed, a single gimbal control moment gyro attitude control system // AIAA Paper. 1973. No. 73-895. Pp.1-10.
9. Branets V. N., Weinberg D. M., Werestchagin V. P., Danilov-NitusovN.N., Legostaev V.P., Platonov VN, Semenov U. P.,
Vol 10 No 4-2018, H&ES RESEARCH AVIATION, SPASE-ROCKET HARDWARE
Semjchkin VS., ChertokB. E., Sheremetyevsky N. N.Development Experience of the Attitude Control System Using Single-Axis Control Moment Gyros for Long-Term Orbiting Space Stations // Acta Astronáutica. 1988. Vol. 18. Pp. 91.
10. Токарь Е. Н., Платонов В. Н. Исследование особых поверхностей систем безупорных гиродинов // Космические исследования. 1978. Т. 16. Вып. 5. С. 675-685.
11. Кульба В. В., Микрин Е.А., Павлов Б. В., Платонов В. Н. Теоретические основы проектирования информационно-управляющих систем космических аппаратов. М.: Наука, 2006. 579 c.
12. Брайсон А., Хо Ю. Прикладная теория оптимального управления. М.: Мир, 1972. 544 с.
13. Бранец В. Н., Платонов В. Н., Сумароков А. В., Тимаков С. Н. О стабилизации спутника связи, несущего
маховики, без использования датчиков углов и угловых скоростей // Известия РАН. Теория и системы управления. 2008. № 1. С. 127-137.
14.Александров В.В., Болтянский В. Г., Лемак С. С., Парусников Н. А., Тихомиров В. М. Оптимальное управление движением. М.: Физматлит, 2005. 376 с.
15.Борисенко Н. Ю., Сумароков А. В. Об ускоренном построении орбитальной ориентации грузовых и транспортных кораблей серий «Союз МС» и «Прогресс МС» // Известия РАН. Теория и системы управления. 2017. № 5. С. 131-141. DOI: 10.7868/S0002338817050110
16. Сумароков А. В., Тимаков С. Н. Об одной адаптивной системе управления угловым движением спутника связи // Известия РАН. Теория и системы управления. 2008. № 5. С. 131-141.
ON THE ATTITUDE CONTROL FOR NEXT-GENERATION EARTH SURFACE SENSING SPACECRAFT USING ABOUT CONTROLLING THE POWER GYROS WHEN PERFORMING OBSERVATION
VALERY N. PLATONOV, KEYWORDS: single-gimbal control moment gyros; kinetic momen-
Korolev, Russia, valery.platonov@rsce.ru tum; stabilization; angular rate; precession.
ANTON V. SUMAROKOV,
Korolev, Russia, anton.sumarokov@rsce.ru
ABSTRACT
Now the Russian Federation increases group of spacecrafts of remote sensing of Earth. Within these works, and also works on a number of foreign contracts in Russia researches in the field of creation of modern automatic systems of remote sensing of Earth are carried out. As a result of these researches are developed as satellites of remote sensing of Earth on a new technological platform, and possibilities of the Russian segment of the International space station will be involved. In work modes of supervision of the perspective spacecraft of remote sensing of Earth are considered at carrying out different types of shootings. It is supposed that as executive bodies two-sedate power gyroscopes are used. Ways of expansion of a measuring range of the sensor of angular speed are given. In a contour of management parameters of management, the observer and the filter of the elastic fluctuations, the providing set technical characteristics are chosen as orientation of the spacecraft. Results of mathematical modeling of
dynamics of a contour of management by orientation confirming implementation of the set tochnostny characteristics of the device are given.
REFERENCES
1. Bogachev A. V., Platonov V. N., Timakov S. N. Capabilities Analysis to Ensure the Accuracy Characteristics of the Prospective Spacecraft Stabilization, Designed for the Remote Sensing of the Earth. Cosmonautics and rocket engineering. 2013. No. 2. Pp. 83-89. (In Russian)
2. Platonov V. N. About accuracy of an earth remote sensing spacecraft attitude-keeping without using data from inertial sensors. Space technique and technologies. 2014. No. 3. Pp. 33-38. (In Russian)
3. Sumarokov A. V. Navedenie kamery vysokogo razresheniya pri vid-eos'emke poverhnosti zemli s MKS [Setting high definition camera when video filming the Earth's surface from the ISS]. MaterialsXVII
of conference of young scientists «Navigation and traffic control». Ed. V.G. Peshekhonova. [Proceedings of the Conference of Young Scientists on Navigation and Motion Control, Ed. By V. G. Peshekhonov]. St. Petersburg: Elektropribor, 2012. Pp. 561-568. (In Russian)
4. Sumarokov A. V. On pointing of high resolution camera mounte-don the international space station using biaxial rotating platform. Herald of the Bauman Moscow State Technical University. Series Instrument Engineering. 2016. No. 5. Pp. 85-97. DOI: 10.18698/02363933-2016-4-85-97 (In Russian)
5. Voronin F. A., Pakhmutov P. A., Sumarokov A. V. On inofrma-tion-control system modernization introduced in the russian segment of international space station. Herald of the Bauman Moscow State Technical University. Series Instrument Engineering. 2017. No. 1. Pp. 109-122. DOI: 10.18698/0236-3933-2017-1-109-122. (In Russian)
6. Platonov V. N., Sumarokov A. V. Supplying for Stabilization Accuracy of Next-Generation Spacecraft when Conducting Earth Surface Area Mapping. Cosmonautics and rocket engineering. 2017. No. 3. Pp. 125-132. (In Russian)
7. Platonov V. N. Zakon upravleniya sistemoi girostabilizatorov [Control law for the system of gyrostabilisers]. Trudy V nauchno-tehnich-eskoi konferentsii molodyh spetsialistov predpriyatiya [Proceedings of the V of scientific and technical conference of young specialists of the enterprise]. Kaliningrad MO: NPO "Energiya". 1977. Pp. 57-69. (In Russian)
8. Crenshaw J. W. 2-Speed, a single gimbal control moment gyro attitude control system. AIAA Paper. 1973. No. 73-895. Pp. 1-10.
9. Branets V. N.,Weinberg D. M.,Werestchagin V. P., Danilov-Nitusov N. N., Legostaev V. P., Platonov V. N., Semenov U. P., Semjchkin V. S., Cher-tok B. E., Sheremetyevsky N. N. Development Experience of the Attitude Control System Using Single-Axis Control Moment Gyros for Long-
Term Orbiting Space Stations. Acta Astronautica. 1988. Vol. 18. 91 p.
10. Tokar' E.N., Platonov V. N. Issledovanie osobyh poverhnostei sis-tem bezupornyh girodinov [Reseach of the Singular Surfaces for the Systems of Usupported Gyros]. Kosmicheskie issledovaniya [Cosmic Research]. 1978. Vol. 16. No. 5. Pp. 675-685. (In Russian)
11. Kul'ba V.V., Mikrin E. A., Pavlov B. V., Platonov V. N. Teoreticheskie osnovy proektirovaniya informatsionno-upravlyayuschih sistem kos-micheskih apparatov [Theoretical Basis of Designing Spacecrafts Information and Control Systems]. Moscow: Nauka, 2006. (In Russian)
12. Bryson A. E., Ho Yu. Applied optimal control: optimization, estimation, and control. Waltham, Mass.: Blaisdell Pub. Co., 1969. 481 p.
13. Branets V. N., Platonov V. N., Sumarokov A. V., Timakov S. N. Stabilization of a wheels carrying communication satellite without angle and angular velocity sensors. Journal of Computer and Systems Sciences International. 2008. Vol. 47. No. 1. Pp. 118-128.
14. Aleksandrov V. V., Boltyanskii V. G., Lemak S. S., Parusnikov N. A., Tihomirov V. M. Optimal'noe upravlenie dvizheniem [Optimal motion control]. Moscow: Fizmatlit, 2005. 376 p. (In Russian)
15. Borisenko N. Yu., Sumarokov A. V. On the rapid orbital attitude control of manned and cargo spacecraft Soyuz MS and Progress MS. Journal of Computer and Systems Sciences International. 2017. Vol. 56. No. 5. Pp. 886-895.
16. Sumarokov A. V., Timakov S. N. On an adaptive control system for angular motion of a communication satellite. Journal of Computer and Systems Sciences International. 2008. Vol. 47. No. 5. Pp. 795-805.
INFORMATION ABOUT AUTHORS:
Platonov V.N., PhD, Head of department Research and Development center of S.P. Korolyev Rocket and Space Public Corp. Energia; Suamrokov A.V., PhD, Seniour scientist of Research and Development center of S.P. Korolyev Rocket and Space Public Corp. Energia.
For citation: Platonov V.N., Sumarokov A.V. On the attitude control for next-generation Earth surface sensing spacecraft using about controlling the power gyros when performing observation. H&ES Research. 2018. Vol. 10. No. 4. Pp. 19-28. doi: 10.24411/2409-5419-2018-10093 (In Russian)
