Система ориентации и стабилизации. Разгрузка систем ориентации космических аппаратов

Использование: в ракетно-космической технике. Сущность: система стабилизации космического аппарата содержит каналы управления по тангажу и рысканью из последовательно соединенных датчика отклонения углового ускорения и угловой скорости, суммирующего усилителя и рулевой машинки, датчика отклонения линейного ускорения и линейной скорости, двигательной установки, камера сгорания которой установлена с возможностью линейного перемещения вдоль поперечных осей космического аппарата. 4 ил.

Предлагаемое изобретение относится к области ракетно-космической техники по разделу системы управления космическими аппаратами (КА). Особенности рассматриваемого класса КА состоит в том, что по условиям компоновки:

1. Плечо управляющего момента мало из-за близости точки опоры двигательной установки (ДУ) к центру масс КА. 2. Кроме возмущения в виде момента, возмущение в виде силы также имеет значительную величину. Известна система стабилизации (СС) рассматриваемого класса КА, состоящая из датчика угла, корректирующего контура, усилителя, пулевого привода. Указанная система имеет следующие недостатки:

1. Она неэффективна при стабилизации КА с малым плечом управления. 2. Не обеспечиваются малые погрешности стабилизации поперечных скоростей центра масс КА, т.к. кроме возмущающего момента, возмущающая сила имеет значительную величину (по причине малого плеча угла поворота двигателя требуются большие и дающие соответственно большие составляющие поперечных сил). Наиболее близким техническим решением для предлагаемой системы является автомат стабилизации (АС), состоящий из корректирующего контура, акселерометра, интегратора, суммирующего усилителя, рулевой машинки, отрицательной обратной связи. Однако этот АС по указанным выше причинам также не может быть использован для точной стабилизации поперечных скоростей на участках коррекции траектории при действии возмущающей силы и при малом плече управляющего момента. Общим принципиальным недостатком вышеуказанных систем стабилизации является то, что в качестве исполнительного органа используется поворотная двигательная установка в кардановом подвесе. При малом плече управления, определяемом расстояние между центром тяжести КА и точкой приложения силы от ДУ, для получения управляющего момента с целью парирования возмущения требуются значительные углы и угловые скорости поворота камеры сгорания ДУ. Это неизбежно вызывает большую составляющую боковой (поперечной) возмущающей силы. В предлагаемом изобретении этот недостаток устраняется тем, что камера сгорания (КС) перемещается линейно вдоль осей стабилизации КА, что создает только управляющий момент без большой поперечной силы. Сущность изобретения заключается в том, что в систему стабилизации КА, содержащую двигательную установку с камерой сгорания, точка опоры которой расположена вблизи центра масс КА, каналы управления по тангажу и рысканию, каждый из которых выполнен в виде последовательно соединенных суммирующего усилителя и рулевой машинки, дополнительно введены в каждый канал датчик отклонения углового ускорения и угловой скорости относительно центра масс КА и датчик отклонения линейной скорости центра масс КА, выходы которых соединены со входами суммирующего усилителя, а камера сгорания двигательной установки установлена с возможностью линейного перемещения вдоль поперечных осей КА. Техническим результатом является повышение точности стабилизации и режиме коррекции траектории путем повышения точности стабилизации поперечных скоростей центра масс КА.2 На фиг. 1 приведена блок-схема предлагаемой СС центра масс в направлении оси Y. Она состоит для канала Т из датчика отклонения линейных ускорений и скорости 1, датчика отклонения угловых ускорения и скорости 2, соединенных с суммирующим усилителем 3, выход которого подсоединен ко входу рулевой машинки 4 (РМ). Шток РМ линейно перемещает камеру сгорания (КС) ДУ 5 по направляющим и прижимным роликам и промежуточной плате. На фиг. 2 приведена схема датчика отклонения угловых ускорения и скорости КА. Он содержит последовательно соединенные гироскопический измеритель угловой скорости и дифференцирующий операционный усилитель. Он содержит гироскоп 1, пружину 2, демпфер 3, рамки 4, потенциометр 5. На фиг. 3 представлена схема датчика отклонения линейных ускорения и скорости КА. Он содержит последовательно соединенные акселерометр (А) и интегрирующий операционный усилитель (ИСУ). Он содержит корпус 1, инерционную массу 2, направляющие 3, датчик сигнала 4, пружину 5, демпфер 6. На фиг. 4 показана схематическая конструкция ДУ. Линейное перемещение КС обеспечивается поступательным перемещением в двух независимых ортогональных направлениях вдоль осей КА по оси Y для канала Т и по оси Z для канала Р. Система стабилизации работает следующим образом. Ввиду идентичности каналов СС по тангажу (Т) и рысканию (Р) и для упрощения описания рассматривается канал Т. Предлагаемая СС работает по каналу Т (аналогично по каналу Р) следующим образом: с выходов блоков 1 и 2 сигналы поступают на блок 3, с которого управляющий сигнал поступает на блок 4, перемещающий КС (блок 5) и создающий управляющий момент относительно центра масс КА. Характерной и принципиальной особенностью предлагаемой системы в отличие от прототипа является то, что на вход блока 3 не подаются:

Сигнал обратной связи с рулевой машинки;

Сигнал, пропорциональный угловому отклонению КА;

Сигнал, пропорциональный линейному отклонению КА. Предлагаемая СС является авторским приближением системы к инвариантной. Для системы уравнений, описывающей динамику движения для канала Т

Условие полной инвариантности

По возмущающему моменту M в

По возмущающей силе F в

(1) уравнение моментов;

(2) уравнение сил;

(3) уравнение управления;

V угловое отклонение КА по Т;

Y линейное перемещение КА вдоль оси Y;

Перемещение исполнительного органа;

A об, a yv , a yv коэффициенты уравнения;

W сс передаточная функция системы стабилизации;

F упр функционал управления, содержащий функционал F 1 по Y, функционал F 2 по v и коэффициент обратной связи привода Кос,

P оператор Лампласа и К сх крутизна скоростной характеристики привода. Добиться в реальной системе выполнения полной инвариантности (нулевого отклонения) сложно. Предлагаемая СС позволяет минимизировать динамическое отклонение по линейной скорости центра масс при ограниченном времени, присущем режиму коррекции траектории КА путем частичного удовлетворения условий инвариантности, т.е. приближение к нулевым значениям условий (4) и (5). Это достигается:

Отключением обратной связи K со =0),

Формированием алгоритма управления таким образом, чтобы при P _ 0 передаточная функция СС W сс _ 0 за счет отключения позиционных составляющих по v и y в функционалах управления F 1 и F 2 . Датчик отклонения угловых ускорения и скорости КА представлен на фиг. 3. Здесь ГИУС измеряет значения угловой скорости вокруг оси чувствительности Y. Пружина 2 служит для баланса гироскопического момента гироскопа, а демпфер 3 для сглаживания колебаний собственной частоты. Установившееся положение соответствует равенству гироскопического момента и момента пружины, оно регистрируется потенциометром 5 и электрический сигнал поступает на выход "а", пропорциональный угловой скорости около центра масс, а также на вход дифференцирующего операционного усилителя, передаточная функция которого

,

T д =R ос C постоянная времени дифференцирования;

T а =R в C постоянная времени фильтрации высоких частот помехи. Таким образом на выход "б" датчика поступает отфильтрованный электрический сигнал, пропорциональный угловому ускорению около центра масс КА. Схема датчика отклонения линейных ускорения и скорости КА (блок 1) приведена на фиг. 3. Акселерометр измеряет линейное ускорение КА вдоль оси чувствительности прибора. Инерционная сила массы 2, пропорциональная ускорению, уравновешивается силой пружин 5 при перемещении массы вдоль направляющей 3. Собственные колебания сглаживаются демпфером 6. В результате смещенное равновесное состояние фиксируется потенциометром 4 и в виде электрического сигнала, пропорционального линейному ускорению центра масс КА, поступает на выход "а", а также на вход интегрирующего операционного усилителя. Передаточная функция ПОУ

,

T п =R вх C постоянная времени интегрирования. Таким образом, на выход "б" датчика поступает электрический сигнал, пропорциональный линейной скорости центра масс КА. Ролики направляющие 1, 3 и прижимные 2, 4 выполнены в виде цилиндрических элементов, катящихся по направляющим, причем прижимные ролики 2, 4 прижимаются пружинами для исключения люфта. Промежуточное основание 5 конструктивно выполнено в виде платы, вдоль которой по направляющей на роликах 1, 2 линейно перемещается КС вдоль оси Y, а сама плата линейно перемещается на роликах 3, 4.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

В Исполнительные органы системы ориентации КА

Пуск ракеты, но запуск космического аппарата
Терминология

Преимущество силовых гироскопов перед двигателями-маховиками

Сегодня хочу обсудить интересную тему исполнительных органов системы ориентации космических аппаратов. В рассказе о применении для этих целей реактивных двигателей малой тяги, на мой взгляд, слишком мало интриги. Поэтому под катом будет обстоятельный рассказ про двигатели-маховики (ДМ) и силовые гироскопы (СГ).
На необходимость дать определенные комментарии на эту тему меня натолкнул пост zelenyikot Спасение «Электро-Л» , в котором данные понятия оказались творчески перемешаны, в том числе и с измерительными трехстепенными гироскопами. А решение о том, что «писать нужно сейчас» созрело после того, как в одном из моих любимых научно-популярных изданий была обнаружена похожая путаница. Кстати, во многом это связано с переводом англоязычных технических текстов.

Дисклаймер
Про системы ориентации космических аппаратов я узнал из курса лекций, которые на базовой кафедре 533 МИРЭА (при ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ») читал Владимир Николаевич Васильев. Через несколько лет курс лекций воплотился в отличную монографию, из которой взяты ниже приведенные схемы и описания исполнительных органов. В главе про двигатели-маховики мне встретилась информация, что по одной из классификаций ДМ являются одностепенными гироскопами.
Спорить с научной классификацией не берусь, но могу заявить ответственно: для создателей космического аппарата разница между двигателями-маховиками и силовыми гироскопами (гиродинами) колоссальная, и о ней я попробую рассказать ниже. Поэтому, при описании систем ориентации космических аппаратов два этих термина необходимо разграничивать: мало что так действует на нервы, как упоминание в одном предложении ДМ, а в соседнем, про ту же систему - гиродинов.
Кстати, тема одного из выступлений на конференции по малым космическим аппаратам, сделанного сотрудником фирмы SkyBox Imaging как раз был выбор между ДМ и СГ для малого КА дистанционного зондирования (да-да, для SkySat’a подбирали, куда же ещё).

Двигатели-маховики, reaction wheels

Силовые гироскопы, гиродины, control moment gyros

Схема двухстепенного силового гироскопа

Другим способом создания управляющих моментов на борту КА является применение силовых гироскопов. Они применяются тогда, когда необходим большой управляющий момент. Долгое время основным местом применения СГ были космические станции: на МИРе стояли 12 гиродинов разработки ВНИИЭМ, на МКС также установлены гиродины. Да, слово «гиродин» является синонимом словосочетания «силовой гироскоп» и введено для того, чтобы отличать силовые гироскопы от измерительных. Вместе с тем, максимальный управляющий момент исполнительных органов влияет на скорость перенацеливания съёмочной аппаратуры спутников дистанционного зондирования Земли. Поэтому применение гиродинов на них оказалось вполне оправданным. Но сначала несколько слов о принципе действия.
Вращающийся с постоянной скоростью  маховик 1 установлен в рамке 2, которая в подшипниках 3 поворачивается вокруг оси Oz космического аппарата. За счет рамки маховик получает дополнительную степень свободы движения. Такое устройство называется двухстепенным силовым гироскопом. Вращающийся с постоянной скоростью маховик называется ротором силового гироскопа. Рамка поворачивается специальным приводом прецессии 4. Вектор кинетического момента ротора G, постоянный по модулю, меняет свое направление при поворотах рамки. Управляющий момент гиродина равен векторному произведению скорости поворота рамки на кинетический момент ротора.
Недостатками силовых гироскопов являются повышенная сложность, как самого изделия, так и системы управления (необходимо постоянно оценивать положение рамок всех гиродинов, установленных на КА), необходимость плавной раскрутки ротора после выведения КА, бОльшие размеры и масса. Но все их перекрывает главное достоинство: высокий управляющий момент.
Именно благодаря четырём гиродинам CMG 15-45 S, установленным по граням пирамиды, космические аппараты Pleiades обеспечивают не только двойную и тройную стереосъёмку, но и выполнение такого фокуса, как съёмка движения минутной стрелки башенных часов, выполненная в ходе одного пролёта.

Система ориентации космического аппарата - одна из бортовых систем космического аппарата обеспечивающая определённое положение осей аппарата относительно некоторых заданных направлений. Необходимость данной системы обусловлена следующими задачами:

• ориентирование солнечных батарей на Солнце;
• для навигационных измерений;
• для проведения различных исследований;
• при передачи информации с помощью остронаправленной антенны ;
• перед включением тормозного или разгонного двигателя с целью изменения траектории полёта.

Задачи выполняемые аппаратом могут требовать как постоянной ориентации, так и кратковременной. Системы ориентации могут обеспечивать одноосную или полную (трёхосную) ориентацию. Системы ориентации не требующие затрат энергии называют пассивными, к ним относятся: гравитационная, инерционная, аэродинамическая и др. К активным системам относят: реактивные двигатели ориентации, гиродины , маховики, соленоиды и т. д., они требуют затрат энергии запасаемой на борту аппарата. В пилотируемой космонавтике помимо автоматических систем ориентации применяются системы с ручным управлением.

Датчики

В качестве датчиков текущего положения аппарата обычно применяются электронно-оптические датчики использующие в качестве ориентиров различные небесные светила: Солнце, Землю, Луну, звёзды . Используется видимый или инфракрасный спектр , второе удобнее, например для Земли, так как в инфракрасной области спектра дневная и ночная сторона отличаются слабо.

Кроме оптических датчиков могут применяться: ионные датчики, датчики магнитного поля Земли, гироскопические датчики.

Система стабилизации

При переходе с одной орбиты на другую, переходе на траекторию спуска, когда работает основная двигательная установка необходимо сохранять неизменным направление осей аппарата. Для решения этой задачи предназначена система стабилизации . При стабилизации величина возмущающих сил и моментов намного выше, для их компенсации требуются значительные затраты энергии. Длительности нахождения в этом режиме относительно мала.

Системы стабилизации и ориентации ввиду близости выполняемых ими задач нередко частично объединяют, например, используют одни и те же датчики. В таких случаях можно говорить о единой системе ориентации и стабилизации космического аппарата .

Пассивные системы

Эти системы отличаются экономичностью, однако им присущ ряд ограничений.

Гравитационная

Данная система стабилизации использует гравитационное поле планеты, для Земли её использование эффективно для высот орбит от 200 км до 2000 км.

Аэродинамическая

Использование данной системы возможно на низких орбитах, где имеются остатки атмосферы, для Земли это высоты от 200 до 400 км. Для высот более 2500 км возможно использование давления солнечных лучей для создания аналогичной системы.

Электромагнитная

Путём установки на борту аппарата постоянных магнитов можно добиться определённого положения аппарата относительно силовых линий магнитного поля Земли . Если вместо постоянных магнитов использовать соленоиды , то становится возможным эффективное управление положением, такая система относится уже к разряду активных. Использование электромагнитных систем для подобных Земле планет возможно на высотах от 600 до 6000 км.

Активные системы

Системы данного типа требуют затрат энергии.

Газовые сопла

Гироскопы

Для ориентации и стабилизации массивных космических аппаратов на стационарных орбитах используются инерционные маховики и гиродины . Вращение маховика обычно обеспечивается электродвигателем.

Система на базе инерционных маховиков особенно эффективна при знакопеременных возмущениях, если же возмущения однонаправлены, то через некоторое время достигается предел управляемости и необходимо вмешательство с помощью какой-либо ещё системы стабилизации, например, включение ракетного двигателя («разгрузка»).

Примечания

Литература

• Гущин В. Н. Системы ориентации и стабилизации // Основы устройства космических аппаратов: Учебник для вузов. - М .: Машиностроение, 2003. - С. 241-257. - 272 с. - 1000 экз. - ISBN 5-217-01301-X

Wikimedia Foundation . 2010 .

Смотреть что такое "Система ориентации космического аппарата" в других словарях:

- (система обеспечения температурного режима) служебная система космического аппарата обеспечивает поддержание баланса между получаемой тепловой энергией и её отдачей, перераспределением тепловой энергией между конструкциями аппарата и таким… … Википедия

Спутник связи Молния 1. Хорошо видны 6 панелей солнечных батарей, жёстко закреплённых на корпусе. Для максимизации мощности такой установки необходима постоянная ориентация корпуса аппарата на Солнце, что потребовало разработки оригинальной… … Википедия

Система передачи информации космического аппарата совокупность программных и аппаратных средств, позволяющих передавать информацию между космическим аппаратом (КА) и центром управления полётом этого космического аппарата. Передаваемую… … Википедия

Стиль этой статьи неэнциклопедичен или нарушает нормы русского языка. Статью следует исправить согласно стилистическим правилам Википедии … Википедия

Или полезный груз космического аппарата это количество, тип или масса полезного оборудования, ради которого создается или запускается данный космический аппарат. В технической литературе обычно используются сокращения этого термина: «ПГ»… … Википедия

система - 4.48 система (system): Комбинация взаимодействующих элементов, организованных для достижения одной или нескольких поставленных целей. Примечание 1 Система может рассматриваться как продукт или предоставляемые им услуги. Примечание 2 На практике… …

Система ГЛОНАСС - Глобальная навигационная спутниковая система ГЛОНАСС (GLONASS) является российским аналогом американской Системы глобального позиционирования (GPS) и предназначена для определения местоположения, скорости движения, а также точного времени морских … Энциклопедия ньюсмейкеров

Система цифрового управления космического корабля "Прогресс" - Впервые к МКС отправится российский грузовой космический корабль "Прогресс", оборудованный цифровым управлением. Бортовая электронно‑вычислительная машина (БЦВМ) ‑ комплекс цифровых устройств, предназначенных для быстрого расчета… … Энциклопедия ньюсмейкеров

ГОСТ Р 53864-2010: Глобальная навигационная спутниковая система. Сети геодезические спутниковые. Термины и определения - Терминология ГОСТ Р 53864 2010: Глобальная навигационная спутниковая система. Сети геодезические спутниковые. Термины и определения оригинал документа: 27 абсолютный метод определения координат пункта спутниковой геодезической сети по… … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

Координаты … Википедия

Системы ориентации отличаются друг от друга теми элементами автомобиля, которые служат базой для ориентации оптической камеры. Базой для ориентации могут быть передние колеса, задние колеса или задняя ось, симметричные точки кузова. Наиболее распространены системы ориентации по симметричным точкам кузова. Они также имеют совершенно различное исполнение.  

Блок системы ориентации солнечной батареи и передачи энергии в момент установки внутреннего барабана во внешний показан на фиг.  

В систему ориентации вводится пневматическое устройство.  

В систему ориентации входят два микродвигателя для стабилизации спутника вращением, а также два радиальных и два осевых микродвигателя, обеспечивающих удержание спутника на позиции. Двигатели работают в импульсном или непрерывном режиме и включаются по командам с Земли. Каждый из двигателей питается от двух баков, в которых содержится 122 кг гидразинового топлива, достаточного для работы двигателей в течение 7 лет. Для исключения нутации на спутнике имеется два маятниковых демпфера, которые закреплены на антенной мачте. Кроме пассивных маятниковых демпферов имеются два двигателя - демпферы.  

Рассмотрим систему ориентации с нелинейными датчиками углового положения и с нелинейными исполнительными органами релейного типа.  

К системам ориентации относят устройства, определяющие кинематику движения ЛА вокруг центра его масс. Гироскопические системы ориентации в соответствии с наиболее распространенной их структурной реализацией делят на устройства, предназначенные для определения курса ЛА - курсовые системы и на устройства для определения углов крена и тангажа - гировертикали.  

Разработаны также системы широкой ориентации как на непрерывные, так и на дискретные процессы. К языкам комбинированного моделирования относится GASP IV, DISCON. Чтобы облегчить пользователям организацию моделирования / АПС, целесообразно создавать автоматизированные систем. АСМ), которые выполняют следующие задачи: формирование моделей элементов ГАНС, реализация моделей на ЭВМ, обработка и интерпретация результатов моделирования, организация диалога с пользователем и другие функции. АСМ является человеко-машинной системой. В составе АСМ должны содержаться средства для разработки моделирующих программ и для автоматизации машинного эксперимента.  

При проектировании систем ориентации и стабилизации необходимо знать величины всех моментов, действующих на КА. К сожалению, не всегда имеется точная количественная информация о возмущающих моментах.  

Активными элементами системы ориентации являются четыре пары микродвигателей на гидразине с тягой по 15.6 Н, обеспечивающие управление по углу рыскания и проведение коррекций орбиты, а также четыре пары двигателей с тягой по 3.5 Н для управления по тангажу и крену. Запас топлива двигателей системы ориентации также увеличен и составляет 300 кг.  

Нужда в системе ориентации и служения внутренне присуща человеческому существованию, поэтому мы можем понять и причины, по которым она является такой интенсивной.  

Типичными нелинейными звеньями систем ориентации являются измерители углового положения и угловых скоростей и исполнительные органы, выполненные либо в виде реактивных сопел, либо маховиков и гироскопов.  

Приемником ИК-излучения в системах ориентации по Марсу и Венере является иммерсионный термисторный болометр (см, рис. 4.22, в), обладающий высокой чувствительностью в той части спектра, в которой собственное излучение этих планет максимально. Коротковолновое солнечное излучение срезается оптическим фильтром.