Способ ориентации космического аппарата и устройство для реализации способа



Способ ориентации космического аппарата и устройство для реализации способа
Способ ориентации космического аппарата и устройство для реализации способа
Способ ориентации космического аппарата и устройство для реализации способа
Способ ориентации космического аппарата и устройство для реализации способа

 


Владельцы патента RU 2618664:

Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" (АО "НИИЭМ") (RU)

Группа изобретений относится к способам и средствам магнитной ориентации спутников, преимущественно малых космических аппаратов (КА). Способ включает измерение векторов индукции магнитного поля Земли и кинетического момента, накопленного системой «корпус КА-маховик». По измеренным параметрам формируют сигналы на исполнительные электромагнитные устройства для предварительного успокоения КА. С помощью двигателя-маховика (установленного по оси тангажа) проводят гиростабилизацию и управление движением КА по тангажу. Разгрузку маховика проводят с помощью указанных электромагнитных устройств. Управление этими процессами осуществляет микроЭВМ, взаимодействующая с бортовой ЭВМ, связанной по каналу телеметрии с наземным центром. Техническим результатом группы изобретений является повышение технико-эксплуатационных характеристик и надежности системы ориентации, главным образом малых КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Назначение

Изобретение относится к космической технике, в частности к средствам ориентации малых космических аппаратов (КА), движущихся по орбите в магнитном поле и оснащенных системой ориентации с использованием магнитного поля Земли.

Уровень техники

Важнейшей задачей современной космической техники является создание маломассогабаритных КА. В настоящее время востребованы малые космические аппараты, масса которых составляет менее 100 кг. Причины, вызвавшие бурное развитие данного класса спутников, заключаются в сравнительно низкой стоимости и незначительном времени, требующемся для проектирования и изготовления малого космического аппарата, возможности осуществлять попутный запуск при низкой стоимости вывода на орбиту. Класс задач, выполняемых с помощью малых космических аппаратов, очень широк. Например, микроспутники могут использоваться для съемки Земли в детальном режиме с разрешением 6-10 м, а также в широкой полосе с разрешением от сотен метров до 2 км. Такие спутники могут решать задачи обнаружения пожаров, вести съемку зон стихийных бедствий, проводить экологический мониторинг, могут быть использованы для отработки новых технологий и проведения экспериментов в космосе. Особенно актуальным является использование их для научных исследований и дистанционного зондирования земли, где требуется разработка научно-технических решений и методов создания малых (сверхмалых) КА многоярусной системы мониторинга, например, радиационной обстановки в околоземном космическом пространстве и определение их облика (см. Боярчук К.А., Карелин А.В., Макриденко Л.А. «Перспективы мониторинга из космоса радиоактивных загрязнений на поверхности Земли и в нижних слоях атмосферы». Вопросы электромеханики. - 2005. - Т. 102. - С. 183-209).

Например, многоярусная группировка может состоять из 3 (4) КА, функционирующих на орбитах:

- один КА на орбите высотой 650-700 км с наклонением 85-95°;

- один (два) КА на орбите высотой 1500-2000 км с наклонением 65-70° (110-115°);

- один КА на орбите высотой 7500-8000 км с наклонением 45-50° (130-135°).

Наряду с требованиями по точности ориентации и стабилизации малых КА при одновременном изготовлении нескольких малых КА выдвигаются высокие технико-эксплуатационные требования:

- минимальные масса, габариты, энергопотребление и стоимость;

- высокая надежность (срок активного существования МКА - не менее 5 лет);

- максимальная простота;

- высокая технологичность;

- минимальное время наземной отработки, испытаний и подготовки к пуску.

Анализируя альтернативные варианты применительно к решению поставленной задачи, рассмотрим наиболее известную систему - систему с газореактивными соплами или микрореактивными двигателями. Эти исполнительные органы, отбрасывая холодный или горячий газ через сопло в космическое пространство, создают силу, воздействующую на аппарат. Поскольку запасы рабочего газа на борту космического летательного аппарата ограничены и не восполняются, то для длительного полета для малых КА данная система неприемлема из-за требуемых больших запасов рабочего газа, приводящих к значительному увеличению массы и габаритов.

Системам, использующим гравитационные поля, аэродинамическое давление, силы солнечной радиации, характерна лишь функция стабилизации КА в одном базовом положении: по местной вертикали у гравитационных систем; в направлении вектора скорости полета у аэродинамических систем и, наконец, в направлении на Солнце у систем с «солнечными парусами». Эти системы, хотя и обладают принципиальной возможностью выполнения иных функций (предварительного успокоения, пространственных разворотов и т.д.), тем не менее никогда для этого не используются в виду явной нецелесообразности из-за чрезмерного их усложнения (см. Гущин В.Н. Системы ориентации и стабилизации // Основы устройства космических аппаратов: Учебник для вузов. - М.: Машиностроение, 2003. - С. 241-257. - 272 с.).

В настоящее время широкое распространение получила магнитно-маховиковая система ориентации, которая является одной из основных бортовых систем КА, обеспечивающая определенное положение корпуса КА в пространстве. В качестве исполнительных органов одним из основных элементов данной системы ориентации являются двигатели-маховики. С его помощью генерируются управляющие моменты для получения требуемой ориентации КА. Известные в настоящее время электромеханические исполнительные органы на основе двигателей-маховиков состоят из 3-х двигателей, установленных на жестком основании. Оси вращения их образуют ортогональную систему координат и совпадают с главными осевыми моментами инерции КА (см., например, А.Г. Иосифьян. Электромеханика в космосе. - «Космонавтика, астрономия», 1977, №3, стр. 20).

Двигатель-маховик представляет собой электрический двигатель, на валу которого установлен массивный маховик. Однако системы, у которых в качестве исполнительных органов используются двигатели-маховики, не могут управлять величиной общего кинетического момента инерционной механической системы «корпус КА - маховики», поскольку не способны создавать внешние к КА моменты.

Для этих целей наиболее подходящими для КА подходят магнитные системы, которые не очень уступая в смысле функциональных возможностей широко известным реактивным системам (за исключением того, что не могут создавать управляющий момент относительно направления, совпадающего с вектором индукции магнитного поля Земли, и независимые моменты одновременно относительно всех осей управления). Они имеют по сравнению с ними неоспоримые преимущества в том, что в качестве магнитных исполнительных органов можно использовать, например, электромагниты. Они совсем не потребляют горючего или газа, т.е. рабочего тела (см. А.П. Коваленко. Магнитные системы управления космическими летательными аппаратами. М., «Машиностроение», 1975 г., стр. 9).

Двигатели-маховики наибольшее распространение получили для управления ориентацией малоразмерных КА, масса которых составляет менее 500 кг. Следует отметить, что раскрученный двигатель-маховик с постоянным кинетическим моментом может использоваться в качестве гиростабилизатора. Известно, что гироскоп обладает очень важным свойством сохранять неизменным в инерциальном пространстве направление своей главной оси (см. В.А. Павлов. Гироскопический эффект его проявления и использование, Л., Судостроение, 1985 г., стр. 6).

Известны способ использования гироскопического момента для управления летательным аппаратом (транспортным средством) и устройство управления летательным аппаратом (патент РФ №2495789).

Способ управления летательным аппаратом, т.е. изменения его ориентации в пространстве и/или его стабилизации, заключается в использовании гироскопического момента, создаваемого гироскопом без необходимости проведения «разгрузки» гироскопов, а также применением гироскопов, имеющих небольшую массу относительно самого летательного аппарата в сравнении с другими системами ориентации и стабилизации, использующих гироскопический момент.

Устройство управления летательным аппаратом, работа которого осуществляется с применением указанного способа, состоящее из корпуса, в котором через систему дополнительного момента вращения закреплена центральная ось со штангами, к каждой штанге крепятся два гироскопа, имеющих идентичные размеры и массу.

Векторы вращения первого и второго гироскопов противоположны друг другу. Векторы моментов первого и второго гироскопов также имеют взаимопротивоположные направления и нейтрализуют обратные действия друг друга. Соответственно действие момента одного гироскопа на другой порождает возникновение сил Кориолиса, которые создают моменты каждого гироскопа Сумма данных моментов создает момент, который вращает центральную ось устройства. Таким образом, если центральную ось устройства жестко соединить с КА, то под действием данного момента, он будет поворачиваться в направлении этого момента.

Изобретение позволяет исключить необходимость проведения «разгрузки» гироскопа, однако в устройстве присутствуют два гироскопа, с требованием идентичности по размерам и массе, а также дополнительные электромеханические устройства (дополнительные масса и габариты). С учетом управления по трем ортогональным осям X, Y, Z (главными осевыми моментами инерции КА) необходимы гироскопы, расположенным по данным ортогональным осям (см. Е.Р. Рахтеенко. Гироскопические системы ориентации. М., «Машиностроение», 1989 г., стр. 10-12).

Поэтому использование данной системы, даже при отсутствии дублирования, для малых (сверхмалых) КА с выдвигаемыми к ним технико-эксплуатационными требованиями, описанными выше, не является рациональным решением.

Этот недостаток можно исключить путем использования наиболее подходящих для этих целей магнитных систем, которые, как было сказано выше, практически не уступают по функциональным возможностям реактивным системам и совсем не расходуют рабочего тела.

Такой принцип ориентации и стабилизации осуществляется в способе ориентации и системе ориентации для реализации способа по патенту РФ №2150412, взятом за прототип.

Данный способ ориентации КА заключается в создании эллипсоида инерции, ориентирующего КА в гравитационном поле Земли в орбитальной системе координат, путем перемещения элементов конструкции КА на заданные расстояния относительно друг друга, в первичном измерении через фиксированные интервалы времени сигналов, пропорциональных проекциям вектора индукции магнитного поля Земли на оси связанной с КА системы координат, запоминании величины и полярности измеренных сигналов до момента следующего первичного измерения, создании демпфирующего магнитного момента вдоль каждой оси КА, вводят вторичные измерения сигналов, пропорциональных проекциям вектора индукции магнитного поля Земли, непрерывно или с временными интервалами, меньшими или равными по величине интервалам запоминания первичных измерений сигналов, сравнивают по каждой оси сигналы вторичных измерений с соответствующими запомненными сигналами первичных измерений, получают сигналы сравнения и создают непрерывно или на временных интервалах между вторичными измерениями демпфирующий магнитный момент по каждой оси КА, величина которого постоянна или пропорциональна величине соответствующего данной оси КА сигнала сравнения, а направление противоположно полярности этого сигнала.

Система ориентации, реализующая данный способ, содержит гравитационное устройство и три канала демпфирования, в которые введены блоки сравнения. Эти блоки связаны с выходами магнитометров, блоками памяти и устройствами создания магнитных моментов КА.

Недостатки, которые ограничивают использование данного патента в малых КА:

- достаточно большие масса и габариты гравитационного устройства и увеличение максимального момента и крутизны моментной характеристики в данной системе приводит к увеличению массы и габаритов;

- низкая крутизна моментной характеристики гравитационной системы, обеспечивающей невысокую точность при возмущающих моментах;

- уникальные сложные механические устройства требуют применение дорогостоящих технологических процессов и приводят к снижению надежности работы системы ориентации КА.

Кроме того, устройство гравитационной стабилизации имеет такие эксплуатационные недостатки, как, например, деформация штанг (или других механических деталей) от неравномерного теплового нагрева солнечными лучами (см. патент РФ №2304069), для устранения которых требуются дополнительные оригинальные решения, усложняющие дорогостоящие технологические процессы и увеличивающие габариты, массу и стоимость КА, и приводящие к снижению надежности работы системы ориентации КА.

Целью предлагаемого изобретения является повышение надежности работы системы ориентации космического аппарата.

Раскрытие изобретения

Поставленная цель достигается благодаря техническому обеспечению требуемых технико-эксплуатационных характеристик малых КА, движущихся по околоземной орбите Земли, ориентированных в орбитальной системе координат, путем использования магнитной системы ориентации совместно с одним двигателем-маховиком, используемым в качестве гиростабилизатора. Надежная магнитная система, близкая по функциональным возможностям к реактивным системам, не потребляющая рабочего тела, обеспечивает предварительное успокоение КА и, в дальнейшем, управление по координатным осям (крен, рыскание, тангаж). Используемый всего лишь один двигатель-маховик с кинетическим моментом, направленным по бинормали к плоскости орбиты (по оси тангажа КА), в качестве гиростабилизатора и управления по тангажу в незначительных пределах, определяет в целом высокую надежность работы системы ориентации малого КА.

Предлагаемый способ ориентации КА заключается в определении величин магнитной индукции магнитного поля Земли по трем координатным осям X, Y, Z и накопленных кинетических моментов инерционной механической системой «корпус КА - маховик» по крену, рысканью, тангажу, формировании на выходах электромагнитных устройств магнитных моментов, которые взаимодействуя с магнитным полем Земли, создают управляющие механические моменты для предварительного успокоения и управления КА. Кроме того, в гиростабилизации и управлении по тангажу КА с помощью двигателя-маховика, определении накопленного кинетического момента двигателя - маховика, и формировании на выходах электромагнитных устройств магнитных моментов, которые взаимодействуя с магнитным полем Земли, создают управляющий механический момент для сброса кинетического момента двигателя-маховика.

Устройство ориентации КА включает в себя три датчика магнитометра, выходы которых соединены с входами электронно-вычислительного устройства, выходы которого соединены с входами трех усилительно-преобразовательных устройств, выходы которых соединены с входами трех электромагнитных устройств.

Введение в устройство ориентации космического аппарата трех датчиков компонент кинетического момента, выходы которых соединены с входами электронно-вычислительного устройства, двигателя-маховика, соединенного с выходом электронно-вычислительного устройства через устройство сопряжения, позволяет обеспечить с помощью электромагнитных устройств управляющие магнитные моменты по трем координатным осям X, Y, Z, которые взаимодействуя с векторами индукции магнитного поля Земли создают управляющие моменты для КА.

В общем случае управляющий момент М определяется основным уравнением управления

где L - вектор создаваемого магнитного момента электромагнитными устройствами;

В - вектор магнитной индукции магнитного поля Земли.

В проекциях да оси управления КА выражение (1) принимает вид

(см. А.П. Коваленко. Магнитные системы управления космическими летательными аппаратами. М., «Машиностроение», 1975 г., стр. 21-22).

Первая особенность магнитной системы управления КА, как это следует из формулы (1), заключается в том, что вектор управляющего момента М перпендикулярен вектору В и поэтому нельзя создать управляющий момент в направлении поля, т.е. все возможные положения М заключены в плоскости, нормальной В. Поэтому на неоптимальных участках полета КА по орбите (управляющий момент в направлении поля) влияние возмущений на КА не могут быть устранены и точность его управления невысока. Данный недостаток магнитной системы управления, а именно, его неспособность создавать управляющий момент по направлению вектора индукции магнитного поля Земли "компенсируется" введением в устройство двигателя-маховика, работающего в режиме гиростабилизатора и позволяющего ослабить влияние на точность ориентации указанного недостатка. Установка гиростабилизатора на КА придает последнему способность сопротивляться, подобно гироскопу, действию возмущающего момента. Это свойство оказывается особенно полезным на тех участках орбиты, на которых вектора индукции геомагнитного поля и возмущающего момента оказываются почти параллельными. Более того, изменением скорости вращения маховика в небольших пределах относительно номинальной скорости вращения создается дополнительный управляющий момент, позволяющий корректировать движения КА (по тангажу). Выбор расположения гиростабилизатора по тангажу связан с тем, что КА аппарат в орбитальном полете, ориентированный в орбитальной системе координат, вращается относительно оси тангажа. При таком расположении гиростабилизатора он не препятствует такому вращению КА (не создает гироскопического момента). В то же время, при появлении под воздействием возмущающих моментов, проекции скорости, перпендикулярной оси вращения гиростабилизатора, он создает гироскопический момент, препятствующий изменению направления вектора скорости.

Применяя управляющий двигатель-маховик, путем изменения скорости вращения маховика в небольших пределах относительно его номинальной скорости поддерживается требуемый управляющий момент по оси тангажа.

Сочетание основного управления с помощью магнитных моментов, создаваемых электромагнитами с управлением двигателем-маховиком обеспечивает полную управляемость по оси тангажа. По оси крена и рыскания обеспечивается управляемость системы в среднем за орбитальный период. Это объясняется тем, что в процессе полета КА по орбите В меняется как по величине, так и по направлению относительно осей управления, при этом всякий раз создаются новые условия для управления. Если в данный момент эти условия в некотором смысле неоптимальны, то через некоторое время они окажутся близкими к оптимальным. Стабилизирующие свойства гиростабилизатора обеспечивают в течение орбитального периода удержание углов отклонения КА в допустимых пределах.

Следует отметить, что с помощью управляющих магнитных моментов по трем координатным осям X, Y, Z, создаваемых электромагнитными устройствами, и трехкомпонентного датчика кинетического момента КА можно легко обеспечивать как предварительное успокоение КА, так и разгрузку кинетического момента инерционных исполнительных органов (см. В.И. Боевкин и др. Ориентация искусственных спутников в гравитационных и магнитных полях. «Наука», М., 1976, стр. 211).

С учетом тенденции развития микроэлектроники и программного обеспечения, миниатюризация электроники, переход к цифровым технологиям в управлении, наиболее оптимальным является использование в качестве электронно-вычислительного устройства микроЭВМ. Этому способствуют и требования ГОСТ Р 52070-2003 по применению стандартизированных интерфейсов последовательных мультиплексных каналов обмена (МКО), включающих в себя бортовую вычислительную машину с системным и локальными контроллерами.

Таким образом, благодаря введению новых признаков - трехкомпонентного датчика кинетического момента, совместно с электромагнитными устройствами обеспечивается предварительное успокоение КА и сброс кинетического момента инерционной механической системы, а введением двигателя-маховика, работающего в режиме гиростабилизатора, существенно уменьшается влияние возмущающего момента на КА, обеспечиваются более высокие точности ориентации и поддерживается заданное угловое движение корпуса КА.

Кроме того, в предлагаемом устройстве обеспечивается всесторонняя с высокой достоверностью телеметрия и микропроцессорное управление режимами работы устройства, достигается заданная точность ориентации с использованием надежного двигателя-маховика и надежной активной магнитной системы ориентации, обладающей максимальной простотой и минимальными массоинерционными параметрами, энергопотреблением и стоимостью, - в целом это определяет высокую надежность работы бортовой аппаратуры системы ориентации.

Графические иллюстрации

Фиг. 1. Структурная схема устройства ориентации космического аппарата.

Описание способа ориентации космического аппарата

Определяют величины магнитной индукции магнитного поля Земли по трем координатным осям X, Y, Z и накопленных кинетических моментов инерционной механической системой «корпус КА-маховик» по крену, рысканью, тангажу, формируют управляющие электрические сигналы для электромагнитных устройств по каждой координатной оси X, Y, Z, на выходах которых формируются магнитные моменты, которые при взаимовоздействии с геомагнитным полем создают управляющие механические моменты для предварительного успокоения и управления КА, поддерживают постоянную скорость вращения ротора двигателя-маховика для обеспечения роли гиростабилизатора КА, в дальнейшем регулируют скорость двигателя-маховика, управляя по частоте вращения ротора с помощью микроЭВМ, для поддержания необходимой угловой скорости КА по тангажу, определяют кинетический момента двигателя-маховика и осуществляют его сброс с помощью электромагнитных устройств.

Описание работы устройства

Устройство ориентации космического аппарата с использованием магнитного поля земли содержит составляющие, обозначенные позициями на Фиг. 1:

- датчики компонент геомагнитной индукции по трем координатным осям X, Y, Z (Mx, My, Mz) - 1, 2, 3;

- микроЭВМ (электронно-вычислительное устройство) - 4;

- усилительно-преобразующие устройства по трем координатным осям X, Y, Z (УПУx, УПУy, УПУz) - 5, 6, 7;

- электромагнитные устройства по координатным осям X, Y, Z (ЭМx, ЭМy, ЭМz) - 8, 9, 10;

- датчики компонент кинетического момента (ДККМ) по крену, рысканью, тангажу - 11, 12, 13;

- двигатель-маховик (ДМ) - 14;

- устройство сопряжения (УС) - 15;

- ИИМ (информационный интерфейсный модуль) - 16.

При отделении КА от ракеты или разгонного блока осуществляются процесс успокоения и последующая стабилизация КА в орбитальной системе координат OXOYOZO:

- начало координат совпадает с центром масс МКА;

- ось YO направлена по радиусу-вектору орбиты МКА от центра Земли;

- ось XO направлена в сторону вектора линейной скорости МКА, находится в плоскости орбиты и ортогональна оси YO;

- ось ZO дополняет систему координат до правой ортогональной.

Вначале автоматически запускается режим начального демпфирования, предназначенный для снижения кинетического момента (гашение угловых скоростей вращения) КА, возникающего при отделении, и стабилизации КА относительно произвольной инерциальной системы координат, определяемой на момент отделения, то есть обнуления начального кинетического момента КА.

Это осуществляется следующим образом.

Датчики компонент геомагнитной индукции Mx, My, Mz - 1, 2, 3 вырабатывают сигналы компонент магнитной индукции Вх, By, Bz, а датчики компонент кинетического момента по крену, рысканью, тангажу - 11, 12, 13 измеряют кинетические моменты КА и вырабатывают сигналы Кх, Ку, Kz.

В качестве датчиков компонент геомагнитной индукции можно использовать, например, разработанный АО «Раменское приборостроительное конструкторское бюро» магнитометр цифровой трехкомпонентный МЦТ-8.

В качестве датчиков компонент кинетического момента по крену, рысканью, тангажу - 11, 12, 13 (см. патент РФ №2281232) можно использовать датчики угловых скоростей, например, датчики, основанные на микроэлектромеханических системах (МЭМС), выпускаемых Компанией «Лаборатория Микроприборов», г. Зеленоград.

На основе поступающих сигналов микроЭВМ 4 вырабатывает сигналы, равные

МикроЭВМ 4 включает в себя следующие неотъемлемые элементы: микропроцессор, ОЗУ, ПЗУ, устройства ввода и вывода данных (см. патент РФ №106768).

Микропроцессор осуществляет все функции по организации работы микроЭВМ 4, синхронизации взаимодействия его составных частей и выполнению необходимых вычислительных операций, производит выборку команд и данных из памяти программ ПЗУ и памяти данных, производит арифметические и логические операции над данными, управляет сигналами на внутренней шине адреса данных. Микропроцессор - основной программно-управляемый элемент, осуществляющий процесс обработки цифровой информации. Он генерирует адресные сигналы и управляющие импульсы, необходимые для обращения к памяти и устройству ввода вывода, а также отвечает на запросы прерываний.

В соответствии с программным обеспечением, заложенным в ПЗУ, микропроцессор организует работу по нескольким жестким циклам.

При обращении микропроцессора к ОЗУ происходят запись информации в ячейки памяти ОЗУ или передача информации из ячеек памяти ОЗУ, при отсутствии обращения - ячейки ОЗУ находятся в режиме хранения информации.

В качестве микроЭВМ можно использовать, например, отечественные однокристальные микроЭВМ серии 1816. Использование однокристальных микроЭВМ обеспечивает достижение исключительно высоких показателей эффективности (осуществляются все вычислительные алгоритмы по обработке входной информации и формированию требуемых управлений электромагнитных устройств, двигателя-маховика) при низкой стоимости.

Командно-программная информация (КПИ) и навигационные данные (НД) в микроЭВМ 4 поступает через информационный интерфейсный модуль 16 (с учетом телеметрических данных, например, по ГОСТ Р 52070-2003). Магистральная шина линии передачи информации выполняется из кабеля с витой экранированной парой проводов в защитной оболочке, к которым с обоих концов кабеля подключаются согласующие элементы. В качестве информационного интерфейсного модуля 16 может быть использован, например, модуль сопряжения USB TA1-USB с мультиплексным каналом по ГОСТ Р 52070-2003 (MIL-STD-1553 В). Данный информационный интерфейсный модуль способен обрабатывать около 500 сообщений в секунду. В интерфейсах мультиплексных каналов обмена обмен информацией осуществляется по принципу команда-ответ с временным разделением сообщений, состоящих из командных, информационных и ответных слов. По мультиплексному каналу обмена передаются команды управления от локального контроллера (бортового комплекса управления), а также телеметрическая информация (через центральную ЭВМ) по работе всех ключевых элементов устройства и микроЭВМ 4 (и наоборот, считывать информацию в центральную ЭВМ, которая по телеметрии (ТМ) связана с центром наземного управления).

Полученные сигналы σx, σy, σz с устройства вывода данных ЭВМ 4 поступают на входы усилительно-преобразовательных устройств УПУх, УПУy, УПУz - 5, 6, 7, которые обеспечивают формирование токов в катушках электромагнитных устройств ЭМx, ЭМy, ЭМz - 8, 9, 10. В результате на выходах электромагнитных устройств ЭМx, ЭМy, ЭМz - 8, 9, 10 генерируются магнитных моменты относительно координатных осей КА - Lx, Ly, Lz., которые взаимодействуя с векторами магнитной индукции магнитного поля Земли Вх, By, Bz в соответствии с формулами (2) создают управляющие моменты Mx, My, Mz по осям управления КА.

В качестве магнитных исполнительных органов можно использовать, например, электромагниты стержневого типа с сердечником из магнитно-мягкого материала с обмотками из медного провода (см. А.П. Коваленко. Магнитные системы управления космическими летательными аппаратами. М., «Машиностроение», 1975 г., стр. 178). Описание работы реверсивных коммутаторов УПУх, УПУy, УПУz - 5, 6, 7, например, в виде мостового переключателя, приведено в патенте РФ №2140128.

Длительность процесса демпфирования зависит от начальной скорости отделения КА, инерционных характеристик КА, высоты орбиты и мощности магнитопривода (алгоритмы управления микроЭВМ - данные, записанные в ПЗУ).

Затем осуществляется процесс приведения и последующая стабилизация КА в орбитальной системе координат OXOYOZO. При этом оси орбитальной системы координат OXOYOZO и оси связанной системы координат КА OXsYsZs (начало координат совпадает с центром масс КА; остальные оси расположены вдоль строительных осей КА) должны быть совмещены. В связанной системе координат КА OXsYsZs определяются следующие углы:

- крен - вращение вокруг оси OXs;

- рыскание - вращение вокруг оси OYs;

- тангаж - вращение вокруг оси OZs

(при орбитальной ориентации размером корпуса можно пренебречь).

Процесс приведения запускается автоматически, или по команде бортовой ЭВМ.

На основании навигационных данных, периодически получаемых из бортовой ЭВМ через ИИМ 16, определяется текущее положение центра масс КА в географической системе координат в привязке к текущему значению универсального кодированного времени (UTS) и вычисляется вектор геомагнитной индукции по международной модели геомагнитного поля IGRF (International geomagnetic reference field).

Поскольку на территории России отсутствует сеть опорных измерений векового хода геомагнитного поля, для целей интерпретации используется мировая модель нормального поля. Эта модель основана на представлении нормального поля в виде ряда по сферическим функциям, коэффициенты которого определяются каждые 5 лет на основе мировой сети магнитных обсерваторий (см. патент РФ №2447405).

где X, Y, Z - соответственно северная, восточная и вертикальная составляющие;

R - средний радиус Земли,

r - расстояние от точки до центра Земли;

λ - долгота, θ=π/2-ϕ - дополнение до широты;

Pnm(cosθi) - присоединенная функция Лежандра первого рода;

gnm, hnm - сферические гармонические коэффициенты.

На основании получаемых данных и с использованием матрицы преобразования из географической системы координат в орбитальную систему ориентации микроЭВМ 4 формирует сигналы σx, σy, σz для формирования на выходах электромагнитных устройств ЭМx, ЭМy, ЭМz - 8, 9, 10 управляющих магнитных моментов относительно координатных осей КА - Lx, Ly, Lz, обеспечивающих заданное управление КА для переориентация КА в орбитальную СК, разгон КА по тангажу до орбитальной угловой скорости.

Осуществляется раскрутка двигателя-маховика 14 (гиростабилизатора) до номинальной скорости, при этом электромагнитные устройства ЭМx, ЭМy, ЭМz - 8, 9, 10 постоянно осуществляют корректировку отклонения движения КА, возникающую за счет создаваемого кинетического момента ДМ 14. Двигатель-маховик 14 «вморожен» в корпус КА, т.е. не совершает никаких движений относительно корпуса, участвует вместе с тем в движении последнего. Характеристики ДМ 14 определяются его основным параметром - носимым кинетическим моментом (максимальным кинетическим моментом, который ДМ 14 может накопить). Двигатель-маховик 14 используется не только как гиростабилизатор с постоянным кинетическим моментом, но и для управления по тангажу (в некоторых пределах). Поэтому еще одним выбираемым параметром является максимальный механический (управляющий) момент, который ДМ 14 может создавать. Управление величиной управляющего момента ДМ 14 и контроль значения его текущей скорости вращения осуществляет микроЭВМ 4. В качестве двигателя-маховика можно использовать, например, ДМ 1-20, выполненный на основе управляемого моментного бесконтактного двигателя постоянного тока, выпускаемого в АО "Корпорация "ВНИИЭМ", г. Москва. Этот двигатель-маховик имеет импульсный интерфейс, вход для управления частотой вращения ротора и встроенный датчик частоты вращения ротора, по которому микроЭВМ 4 в постоянном режиме фиксирует частоту вращения ротора ДМ 14. Устройство сопряжения 15 обеспечивает подачу напряжения питания на ДМ 14 и сопряжение сигнала с выхода микроЭВМ 4, определяющего значения частоты вращения ротора, устанавливая таким образом требуемые значения частоты вращения маховика ДМ 14.

По завершении переориентации КА и разгона гиростабилизатора система ориентации автоматически (или по команде микроЭВМ 4) переключается в штатный режим - основной режим работы для поддержания ориентации и стабилизации КА в орбитальной системе координат:

- определение текущего положения и скорости КА относительно орбитальной системы координат;

- приведение КА в орбитальную систему координат и поддержание данной ориентации с заданной точностью.

В данном режиме двигатель-маховик 14 работает, прежде всего, как гиростабилизатор, позволяющий сопротивляться действию возмущающего момента и «удерживает» ориентацию на тех участках орбиты, на которых вектора индукции геомагнитного поля и возмущающего момента оказываются почти параллельными.

Скорость вращения маховика ДМ 14 должна быть постоянной стабилизированной величиной. Поддержание данного режима обеспечивает микроЭВМ 4, путем контроля частоты по встроенному датчику частоты вращения ротора ДМ 14.

При движении КА, ориентированного определенным образом на Землю, для поддержания данной ориентации он должен постоянно поворачиваться по тангажу. Для этого изменяя частоту вращения маховика относительно стабилизированной скорости, создается кинетический момент К по тангажу и обеспечивается заданное угловое движение корпуса КА. Возвращение к стабилизированной скорости ДМ 14 и сброс кинетического момента осуществляется вторым контуром системы исполнительных органов, способным создавать внешние управляющие моменты, а именно, электромагнитными устройствами ЭМx, ЭМy, ЭМz - 8, 9, 10 (формирование управляющего механического момента рассмотрена выше).

Полный кинетический момент G можно представить как сумму двух кинетических моментов: корпуса КА К и гиростабилизатора Н

Второй контур системы исполнительных органов работает в следующем режиме. Как только величина вектора кинетического момента Н, развитого гиростабилизатором, станет увеличиваться за счет возрастания кинетического момента G, внешний управляющий момент, созданный вторым контуром системы исполнительных органов, уменьшит G, в результате чего в соответствии с формулой (4) уменьшится потребное значение Н. Уменьшение фактического значения Н будет достигнуто возвращением режима работы гиростабилизатора к предыдущему, при котором величина Н еще не успела вырасти. Благодаря непрерывному включению второго контура и дополнительной корректировке частоты вращения ротора микроЭВМ 4 удерживает обороты маховика ДМ 14 стабильными в допустимых пределах.

Таким образом, достигается высокая надежность системы ориентация КА с заданной точностью.

При этом обеспечивается высокая достоверность телеметрии, а микропроцессорное управление режимами работы устройства, использование одного надежного двигателя-маховика, надежной активной магнитной системы ориентации позволяют обеспечить технико-эксплуатационные требования, необходимые для малых КА (особенно для многоярусной группировки):

- минимальные масса, габариты, энергопотребление и стоимость;

- высокая надежность КА (срок активного существования МКА - не менее 5 лет);

- максимальная простота;

- высокая технологичность;

- минимальное время наземной отработки, испытаний и подготовки к пуску.

1. Способ ориентации КА, заключающийся в измерении магнитной индукции магнитного поля Земли по трем координатным осям X, Y, Z, формировании управляющих сигналов для электромагнитных устройств, формировании магнитных моментов на выходах электромагнитных устройств по каждой оси КА, отличающийся тем, что определяют кинетические моменты инерционной механической системы «корпус КА-маховик» по крену, рысканью, тангажу и двигателя-маховика по тангажу, по полученным данным кинетических моментов инерционной механической системы «корпус КА-маховик» осуществляют предварительное успокоение и управление КА по крену, рысканью, тангажу с помощью электромагнитных устройств, поддерживают постоянную скорость вращения ротора двигателя-маховика для использования его в качестве гиростабилизатора КА, в дальнейшем регулируют скорость двигателя-маховика, управляя по частоте вращения ротора с помощью микроЭВМ для поддержания необходимой угловой скорости КА по тангажу, определяют кинетический момент двигателя-маховика и осуществляют его сброс с помощью электромагнитных устройств.

2. Устройство ориентации КА, включающее в себя три датчика магнитометра, выходы которого соединены с устройством ввода микроЭВМ, устройства вывода которой соединены с входами трех усилительно-преобразовательных устройств, выходы которых соединены с входами трех электромагнитных устройств, отличающееся тем, что введены три датчика компонент кинетического момента, выходы которых соединены с устройствами ввода микроЭВМ, двигатель-маховик, информационный интерфейсный модуль и устройство сопряжения, вход которых соединен с устройством вывода микроЭВМ, а выход - с управляющим входом двигателя-маховика, выход с датчика частоты вращения ротора которого по линии передачи информации соединен с информационным интерфейсным модулем, который по линии передачи информации соединен с центральной ЭВМ и микроЭВМ.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для определения временной привязки телеметрических измерений с космического аппарата (КА). Способ определения временной привязки телеметрических измерений с КА включает генерацию на борту временных меток и передачу их с измеряемыми параметрами бортовых систем в сформированном телеметрическом кадре на наземный приемный пункт.

Изобретение относится к области электротехники, в частности к устройствам, предназначенным для получения электрической энергии, и может быть использовано для получения электрической энергии на летательных аппаратах, перемещающихся в пространстве относительно силовых линий магнитного поля Земли.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к электротехнике, к электрическим двигателям, и может быть использовано для создания моментов сил, способных поворачивать подвижные объекты, перемещающиеся в пространстве относительно силовых линий магнитного поля.

Изобретение относится к области электротехники, в частности к устройствам получения электрической энергии, и может быть использовано для получения электрической энергии на подвижных объектах, перемещающихся в пространстве относительно силовых линий магнитного поля.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА), оснащенного магнитометром для определения вектора напряженности магнитного поля Земли (МПЗ).

Изобретение относится к управлению полетом космических аппаратов с использованием данных о магнитном поле Земли (МПЗ). .

Изобретение относится к космической технике и может применяться для стабилизации искусственных спутников Земли (ИСЗ) с использованием геомагнитного поля. .

Изобретение относится к области управления ориентацией и движением центра масс космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления ориентацией космических аппаратов (КА). .
Наверх