Космический аппарат со стабилизацией вращением



Космический аппарат со стабилизацией вращением
Космический аппарат со стабилизацией вращением

 


Владельцы патента RU 2481246:

Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Северный (Арктический) федеральный университет имени М.В. Ломоносова" (САФУ) (RU)

Изобретение относится к космической технике и предназначено для различных типов космических аппаратов (КА) со стабилизацией вращением. Космический аппарат со стабилизацией вращением содержит корпус, датчик контроля углового вращения, две взаимоперпендикулярные и симметрично размещенные относительно оси максимального момента инерции космического аппарата и жестко прикрепленные к корпусу аппарата рамки управления, фотосчитыватель, логическую схему ИЛИ, источник света, диск с отверстиями на валу вращения, симметричный триггер, два счетчика, триггер Шмитта, четыре вентиля, два аккумулятора, нагрузку, генератор импульсов, устройство сравнения, подшипник. Датчик контроля углового вращения состоит из обмотки контроля, аккумулятора, реле, солнечной батареи. Рамки управления обеспечивают создание управляющего вращательного момента и поддержание угловой скорости собственного вращения КА в заданных пределах и вращаются относительно оси максимального момента инерции за счет коммутации собственного тока с магнитным полем Земли. Изобретение позволяет получать большое значение силы Ампера, создавать стабилизированную неподвижную или медленно меняющую свое угловое положение космическую платформу, создавать и поддерживать угловую скорость вращения КА в заданных пределах без использования дополнительных экранированных проводников. 2 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано на различных типах космических аппаратов, стабилизируемых вращением.

Известен космический аппарат со стабилизацией вращением, содержащий корпус аппарата, развертываемые солнечные батареи, размещенные симметрично относительно оси максимального момента инерции космического аппарата и снабженные токосборными силовыми контурами, объединенными с группами последовательно соединенных фотоэлектрических преобразователей батарей, а также подключенными к токосборным контурам экранированными от внешнего магнитного поля токонесущими проводами, при этом токосборные силовые контуры и фотоэлектрические преобразователи объединены с обеспечением согласного направления их токов относительно корпуса космического аппарата [Никонов О.И. Космический аппарат со стабилизацией вращением. Патент РФ №2088494 от 08.09.97 г.].

Недостатком указанного космического аппарата является необходимость регулирования скорости собственного вращения аппарата при превышении оптимального значения, особенно при работе батарей в режиме перегрузок либо короткого замыкания, когда момент силы Ампера, приложенной к аппарату в результате взаимодействия токов солнечных батарей с магнитным полем Земли, будет значительно превышать действие тормозящих факторов.

Известен также космический аппарат со стабилизацией вращением, содержащий солнечные батареи, размещенные симметрично относительно оси максимального момента инерции космического аппарата и снабженные токосборными силовыми контурами, объединенными с группами последовательно соединенных фотоэлектрических преобразователей солнечных батарей с обеспечением согласного направления их токов относительно корпуса аппарата, экранированные токонесущие провода, подключенные к токосборным силовым контурам, и неэкранированные токонесущие провода, подключенные к указанным токосборным контурам параллельно токонесущим проводам, снабженный датчиком угловой скорости относительно оси вращения аппарата, при этом указанные экранированные и неэкранированные токонесущие провода подключены к указанным токосборным силовым контурам посредством вентилей, управляющие входы которых через симметричный триггер, заторможенный блокинг-генератор и устройство сравнения, к которому подключен генератор пилообразного напряжения, связаны с выходом указанного датчика угловой скорости [Полончик О.Л., Решетко А.А. Космический аппарат со стабилизацией вращением. Патент РФ №2136550 от 10.09.99 г.].

Недостатком указанного космического аппарата является наличие экранированных токонесущих проводов, подключенных параллельно неэкранированным токонесущим проводам посредством вентилей. Другим существенным недостатком является то, что на участках орбиты, где вектор магнитной индукции магнитного поля Земли параллелен плоскости солнечных батарей, управление вращением космического аппарата отсутствует.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является создание управляющего вращательного момента, являющегося результатом взаимодействия электрических токов, протекающих в рамках управления космического аппарата с магнитным полем Земли, относительно центра масс и обеспечение поддержания угловой скорости собственного вращения космического аппарата в заданных пределах путем управления компенсирующим на влияние возмущающих факторов воздействием.

Это достигается тем, что создание управляющего вращательного момента и обеспечение поддержания угловой скорости собственного вращения космического аппарата в заданных пределах путем управления компенсирующим на влияние возмущающих факторов воздействием обеспечивается рамками управления, вращающимися относительно оси максимального момента инерции аппарата за счет взаимодействия токов в этих рамках с магнитным полем Земли, коммутация которых производится датчиком контроля углового вращения.

На фиг.1 и фиг.2 представлена схема космического аппарата со стабилизацией вращением. Она состоит из корпуса космического аппарата 1, датчика контроля углового вращения 2, взаимоперпендикулярных рамок управления 3, 4, жестко прикрепленных к корпусу космического аппарата, фотосчитывателя 5, источника света 7, схемы ИЛИ 8, диска с отверстиями 6, находящегося на валу 24, симметричного триггера 9, счетчика 10, 19, триггера Шмитта 11, вентилей 12, 13, 14, 15, аккумулятора 16, нагрузки 17, генератора импульсов 18, устройства сравнения 20. Датчик контроля углового вращения состоит из обмотки контроля 23, аккумулятора 21, реле 25, солнечной батареи 22 и находится на вале 24, связанном через подшипник 26 с корпусом космического аппарата 1.

Способ осуществляется воздействием па корпус космического аппарата 1 силы F, являющейся результатом взаимодействия магнитного поля Земли с токами, протекающими в рамках управления 3,4.

F=BSIsin(B,P),

где В - магнитная индукция;

S - площадь рамки управления;

I - сила тока.

В исходном состоянии реле 25 обесточено, обмотка контроля 23 обесточена, идет подзарядка аккумулятора 21 от солнечной батареи 22, диск 6 неподвижен, на выходе фотосчитывателя 5 - нуль, схемы ИЛИ 8 - нуль. С генератора импульсов 18 на счетчик 19 поступают импульсы, счетчик 19 будет заполнен, на выходе устройства сравнения 20 - нуль, на инверсном выходе - единица, на первом выходе симметричного триггера 9 - единица, на втором - нуль, вентиль 14 - открыт, вентиль 15 - закрыт. Триггер Шмитга 11 - в произвольном состоянии. Допустим, что на первом выходе триггера Шмитга 11 единица, тогда вентиль 12 - открыт, 13 - закрыт. По цепи - минус аккумулятора 16, нагрузка 17, вентиль 12, рамка управления 3, вентиль 14, плюс аккумулятора 16 протекает ток. Рамка управления 3, по которой протекает ток, взаимодействует с магнитным полем Земли, за счет силы Ампера повернет корпус космического аппарата относительно центра массы (стабилизируемой оси) на такой угол пока через нее не станет проходить максимальный магнитный поток.

В счетчик 10 записывается временной интервал, равный 1/4 требуемого периода вращения. При подаче напряжения на реле 25 на обмотку контроля (23) подается напряжение с аккумулятора 21. Под действием магнитного поля Земли обмотка контроля начинает поворачиваться до такого состояния, пока поток магнитного поля, проходящий через нее, не будет максимальным. Вместе с ней поворачивается вал 24, диск с отверстиями 6. При пересечении отверстием диска светового потока с источником 7 срабатывает фотосчитыватель 5, на его выходе - единица, на выходе схемы ИЛИ (8) - единица, триггер Шмитта 11 переворачивается, открывается вентиль 13, вентиль 12 закрывается, подключается рамка управления 4, отключается рамка управления 3. Таким образом, произошла коммутация рамок управления. Рамка управления 4 поворачивает корпус космического аппарата 1 вокруг стабилизируемой оси. Начинается раскрутка корпуса космического аппарата 1. Импульс с выхода системы ИЛИ 8 сбрасывает счетчик 19 в исходное состояние. С генератора импульсов 18 на счетный вход счетчика 19 начинают поступать импульсы, счетчик заполняется. Если число импульсов, записанное в счетчик 19, совпадает с числом импульсов в счетчике 10, на выходе схемы сравнения 20 - единица, на ее инверсном выходе - нуль. Симметричный триггер 9 переворачивается, закрывается вентиль 14, открывается вентиль 15, рамки управления обесточиваются. Аккумулятор 16 через вентиль 15 подключен к нагрузке 17.

Таким образом по сравнению с прототипом данный способ позволяет:

1) обеспечить создание и поддержание угловой скорости вращения космического аппарата со стабилизацией вращением в заданных приделах без использования дополнительных экранированных проводников;

2) получить большее значение силы Ампера;

3) создать на базе датчика контроля углового вращения стабилизированную неподвижную или медленно меняющую свое угловое положение платформу для размещения на ней приборов астронавигационной привязки, антенн связи со спутниками ретрансляторами.

Космический аппарат со стабилизацией вращением, содержащий корпус, датчик контроля углового вращения, состоящий из обмотки контроля, аккумулятора, реле, солнечной батареи; две взаимно перпендикулярные рамки управления, размещенные симметрично относительно оси максимального момента инерции космического аппарата и жестко прикрепленные к корпусу аппарата; фотосчитыватель, логическую схему ИЛИ, источник света, диск с отверстиями, находящийся на валу вращения; симметричный триггер, два счетчика, триггер Шмитта, четыре вентиля, два аккумулятора, нагрузку, генератор импульсов, устройство сравнения, подшипник, отличающийся тем, что создание управляющего вращательного момента и обеспечение поддержания угловой скорости собственного вращения космического аппарата в заданных пределах путем управления компенсирующим на влияние возмущающих факторов воздействием обеспечивается рамками управления, вращающимися относительно оси максимального момента инерции аппарата за счет взаимодействия токов в этих рамках с магнитным полем Земли, коммутация которых производится датчиком контроля углового вращения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической, авиационной и нефтяной технике и может быть использовано для дистанционного разделения элементов конструкций. .

Изобретение относится к способу тепловой защиты летательных аппаратов с использованием композиционных теплозащитных материалов. .

Изобретение относится к области создания и эксплуатации систем терморегулирования космических объектов и их элементов. .

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов (КА) и касается маневрирования КА с солнечным парусом для управления его тягой. .

Изобретение относится к форменным стержневым трансформируемым конструкциям и может быть использовано в составе крупногабаритного (напр., параболического) рефлектора космической антенны.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разработке космических аппаратов, предназначенных для проведения комплексных исследований грунта небесных тел, а также для доставки полезного груза в их массивы.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для размещения космических аппаратов на геостационарной орбите в плоскости, параллельной экваториальной, но не совпадающей с ней.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для обеспечения безопасности и надежности космических аппаратов при воздействии на них высокоскоростных микрочастиц естественного или искусственного происхождения.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения (РКН) пакетной схемы

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в космических аппаратах (КА) для юстировки и калибровки комплексов наземного и космического базирования

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для удержания геостационарного космического аппарата (КА) в заданном диапазоне долгот и широт рабочей позиции на орбите

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бортовых системах управления космическими аппаратами

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения (РКН) с многодвигательной первой ступенью

Изобретение относится к системам энергоснабжения наземных потребителей из космоса

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к созданию и отработке систем терморегулирования космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к созданию и эксплуатации систем терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к защите космических аппаратов (КА) от внешних потоков высокоскоростных частиц
Наверх