Система стабилизации углового движения космического аппарата

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бортовых системах управления космическими аппаратами. Система стабилизации углового движения космического аппарата содержит три канала управления, каждый канал управления содержит задатчик сигнала управления, датчик угловой скорости, блок периодической коммутации, переключатель, блок реактивных двигателей, последовательно соединенные датчик угла, элемент сравнения, суммирующий усилитель, релейный элемент. Элемент сравнения соединен с задатчиком сигнала управления, суммирующий усилитель соединен с датчиком угловой скорости, блок периодической коммутации соединен с переключателем. Изобретение позволяет снизить энергопотребление, уменьшить массу системы, минимизировать количество используемых реактивных двигателей. 1 табл., 3 ил.

 

Изобретение относится к бортовым системам управления космическими аппаратами (КА).

Известна система стабилизации, содержащая в каждом канале управления задатчик сигнала управления, датчик угла, датчик угловой скорости, элемент сравнения, суммирующий усилитель и релейный элемент [1].

Наиболее близкой к предлагаемому изобретению является система стабилизации углового движения КА, содержащая три канала управления, каждый канал управления содержит задатчик сигнала управления, датчик угловой скорости, последовательно соединенные датчик угла, элемент сравнения, второй вход которого соединен с задатчиком сигнала управления, суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с датчиком угловой скорости, и релейный элемент [2].

В указанных системах стабилизации традиционно используются в качестве исполнительных органов реактивные двигатели, обеспечивающие управление по трем осям космического аппарата.

Недостатком известных решений является то, что традиционно для реализации 3-х каналов стабилизации КА требуется 6 пар реактивных двигателей. Также при независимом управлении, в отдельные моменты времени, в общем случае, могут быть включены одновременно 6 двигателей, что может быть неприемлемо с точки зрения выполнения требований по энергопотреблению.

Технической задачей, решаемой в предлагаемой системе стабилизации, является снижение энергопотребления и уменьшение веса системы.

Указанная техническая задача достигается тем, что в известную систему стабилизации углового движения космического аппарата, содержащую три канала управления, каждый из которых содержит задатчик сигнала управления, датчик угловой скорости, последовательно соединенные датчик угла, элемент сравнения, второй вход которого соединен с выходом задатчика сигнала управления, суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости, и релейный элемент, дополнительно введены последовательно соединенные блок периодической коммутации, переключатель, три сигнальных входа которого соединены соответственно с выходом релейного элемента каждого канала управления, и блок реактивных двигателей, выход которого является выходом системы стабилизации.

На фиг.1 представлена блок-схема системы стабилизации углового движения КА, на фиг.2 - статическая характеристика релейного элемента с зоной нечувствительности канала управления КА по оси Х (аналогичные характеристики имеют релейные элементы в каналах управления относительно осей У и Z), на фиг.3 представлен один из вариантов схемы расположения реактивных двигателей.

Система стабилизации углового движения КА (фиг.1) содержит три канала управления 1, 2 и 3 относительно 3-х осей КА соответственно. Каждый канал управления, например канал управления 1, имеет задатчик сигнала управления 4 (ЗСУ), датчик угловой скорости 5 (ДУС), последовательно соединенные датчик угла 6 (ДУ), элемент сравнения 7 (ЭС), второй вход которого соединен с выходом задатчика сигнала управления 4, суммирующий усилитель 8 (СУ), второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости 5, и релейный элемент 9 (РЭ), последовательно соединенные блок периодической коммутации 10 (БПК), переключатель 11 (ПК), три сигнальных входа которого соединены соответственно с выходом релейного элемента 9 каждого канала управления, и блок реактивных двигателей 12 (БРД), выход которого является выходом системы.

Система стабилизации углового движения КА работает следующим образом.

В каналах управления 1, 2 и 3 задатчиком сигнала управления 4 задаются соответственно сигналы управления γзад(t), Ψзад(t), ϑзад(t). В каждом канале по соответствующим сигналам управления γзад(t), Ψзад(t), ϑзад(t), текущим сигналам углового положения γ(t), Ψ(t), ϑ(t) и угловой скорости ωx(t), ωy(t), ωz(t) КА формируется закон регулирования (стабилизации). Например, в канале управления 1 этот закон формируется блоками 4÷9.

В суммирующем усилителе 8 формируется сигнал управления σx(t) в виде:

где Δγ(t) - сигнал рассогласования, формируемый элементом сравнения 7 по сигналам γзад(t) от задатчика сигнала управления 4 и γ(t) от датчика угла 6:

Kγ, Kωх - передаточные числа суммирующего усилителя 8;

ωx(t) - сигнал угловой скорости КА, поступающий от датчика угловой скорости 5.

Далее сигнал управления σx(t) поступает на вход релейного элемента 9, характеристика которого представлена на фиг.2. Величина зоны нечувствительности σ релейного элемента 9 определена требуемой точностью стабилизации. Точность стабилизации γ0 соответствует:

Полученный на выходе релейного элемента 9 сигнал Fxx) поступает на 1-й вход переключателя 11.

Аналогичным образом в каналах управления 2 и 3 системы стабилизации формируются соответственно сигналы Fyy) и Fzz), поступающие на 2 и 3 входы переключателя 11.

Блок периодической коммутации 10 задает период переключений Т сигналов управления Fxx), Fyy) и Fzz) на входе блока реактивных двигателей 12 для обеспечения требуемой точности по углу.

На фиг.3 представлен один из вариантов схемы расположения реактивных двигателей РД1, РД2, РД3 и РД4, позволяющий реализовать предложенную систему стабилизации углового движения КА. В данном варианте реактивные двигатели расположены относительно друг друга на расстоянии L1=2,9 м (по оси У), L2=1,25 м (по оси Z) и L3=0,75 м (по оси X).

По сигналам управления Fxx), Fyy), Fzz) в блоке реактивных двигателей 12 осуществляется включение соответствующих 2-х двигателей стабилизации, создающих управляющий момент Мупр.

Включение двигателей для варианта расположения реактивных двигателей, представленного на фиг.3, осуществляется в соответствии с таблицей 1.

Таблица 1
Fxx)=1 Fyy)=0 Fzz)=0 Fxx)=-1 Fyy)=0 Fzz)=0 Fy(σy)=1 Fxx)=0 Fzz)=0 Fyy)=-1 Fxx)=0 Fzz)=0 Fzz)=1 Fxx)=0 Fyy)=0 Fz(σz)=-1 Fx(σx)=0 Fy(σy)=0
1 РД3, РД4
2 РД1, РД2
3 РД1, РД4
4 РД2, РД3
5 РД2, РД4
6 РД1, РД3

Таким образом, предложенная система стабилизации углового движения КА позволяет уменьшить энергопотребление и вес системы за счет уменьшения количества используемых реактивных двигателей (вместо 12 двигателей используется 4 двигателя).

Источники информации

1. Б.В.Раушенбах, Е.Н.Токарь. Управление ориентацией космических аппаратов. Москва, 1974, стр.144.

2. Васильев В.Н. Системы ориентации космических аппаратов. Москва, 2009, стр.310.

Система стабилизации углового движения космического аппарата, содержащая три канала управления, каждый канал управления содержит задатчик сигнала управления, датчик угловой скорости, последовательно соединенные датчик угла, элемент сравнения, второй вход которого соединен с выходом задатчика сигнала управления, суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости, и релейный элемент, отличающаяся тем, что система содержит последовательно соединенные блок периодической коммутации, переключатель, три сигнальных входа которого соединены соответственно с выходом релейного элемента каждого канала управления, и блок реактивных двигателей, выход которого является выходом системы стабилизации.



 

Похожие патенты:

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 области космической техники и может быть использовано для стабилизации заданного уровня тяги двигателей коррекций движения космического аппарата.

Изобретение относится к области терминального управления траекторным движением разгонных блоков (РБ), выводящих космические аппараты (КА) на заданные орбиты с помощью маршевого двигателя с нерегулируемой тягой.
Изобретение относится к управлению ориентацией пилотируемого космического аппарата (ПКА) при полете по орбите вокруг планеты. .

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано в бесплатформенных инерциальных системах ориентации КА, построенных на базе измерителей угловой скорости (ИУС).

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными относительно корпуса КА панелями солнечных батарей (СБ). .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при расчете энергетически оптимальных программ управления выведением первых ступеней ракет космического назначения (РКН) исходя из снижения влияния ограничений, обусловленных обеспечением падения отделяющихся частей (ОЧ) в существующие зоны отчуждения земель под поля падения ОЧ.

Изобретение относится к области терминального управления траекторным движением разгонных блоков, выводящих космические аппараты на заданную орбиту с помощью маршевого двигателя с нерегулируемой тягой.

Изобретение относится к сфере эксплуатации ракет с многодвигательной установкой первой ступени. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления космическим кораблем при причаливании

Изобретение относится к области космической техники и предназначено для удержания на заданной геостационарной орбитальной позиции космического аппарата (КА)

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при выполнении в космосе операций сближения, облета, зависания, причаливания со стыковкой космических аппаратов (КА), в авиации для обеспечения посадки летательных аппаратов в условиях ограниченной видимости, а также для позиционирования исполнительных механизмов при выполнении монтажно-сборочных работ и других операций с помощью робототехнических средств

Изобретение относится к управлению движением группы космических аппаратов (КА) и м.б

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам-носителям для выведения в космос космических аппаратов

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано при создании глобальной системы единого времени, а также при создании единого пространственно - временного поля, которое может быть использовано при навигации космических аппаратов (КА) в космическом пространстве, включая определения их эфемерид - альманахов, содержащих информацию о координатах КА в любой момент времени, в системах GPS, ГЛОНАСС и других

Изобретение относится к области космической техники и предназначено для высокоточного определения ускорения поступательного движения космического аппарата (КА). Проводят коррекции параметров орбитального движения КА и засылают на борт КА. Параллельно слежению за работой двигателя коррекции на каждом шаге коррекций фиксируют начало и окончание свободного движения на борту КА инерционной массы в имеющей сферическую форму замкнутой емкости и управляющее ускорение определяют из уравнения равноускоренного движения без начальной скорости по заранее известному пути в этой емкости с помощью акселерометра высокой точности определения линейного ускоряющего воздействия в условиях невесомости. Инерционная масса представляет собой магнитовосприимчивый шарик. Изобретение позволяет повысить точность расчета управляющих ускорений, сузить области удержания КА и повысить качество коллокации. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для коррекции орбитального движения космического аппарата (КА). На КА прикладывают тестовое и корректирующее воздействие путем включения двигателей коррекции (ДК), проводят траекторные изменения, определяют параметры движения центра масс КА, рассчитывают коррекцию, формируют командно-программную информацию с начальными условиями движения, планом коррекции и управляющими ускорениями, засылают массивы на борт КА для дальнейшей работы. Изобретение позволяет с высокой точностью определять управляющие ускорения, повысить точность удержания геостационарного КА, увеличить срок управления центром масс КА в неавтономном режиме. 1 ил.

Изобретения относятся к управлению угловым движением космических аппаратов (КА) и, в частности, к гироскопическим системам ориентации КА, снабженным аппаратурой наблюдения (АН) наземных объектов, на околокруговой орбите. При работе таких КА требуется исключение бокового сдвига изображения наземных объектов, например, в фокальной плоскости АН, вызванного суточным вращением Земли. Для этого КА разворачивают на путевой курсовой угол по закону косинуса с круговой частотой, равной орбитальной угловой скорости. Согласно предлагаемому способу одновременно с поворотом КА по курсу поворачивают КА на путевой угол крена по закону синуса с той же частотой. В результате приборная путевая плоскость, образованная осями крена и курса, оказывается повернутой относительно линии узлов орбиты на постоянный угол, равный амплитуде путевого угла. Поэтому в установившемся режиме энергия затрачивается не на повороты по курсу и крену, а лишь на угловую стабилизацию КА для противодействия внешним возмущающим воздействиям. Поворот визирной оси АН по крену относительно орбитальной системы координат в сторону наблюдаемых наземных объектов выполняют с учетом текущего программного угла поворота по крену. Предлагаемое устройство включает в себя приборное обеспечение для реализации описанного выше способа. Техническим результатом изобретений является исключение колебательного движения КА по курсу относительно плоскости орбитальной системы координат, а также запаздывания отработки программного угла курса и снижение тем самым расхода энергии, потребного для работы КА на орбите. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

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

Наверх