Комбинированная гравитационная система ориентации малого космического аппарата



Комбинированная гравитационная система ориентации малого космического аппарата
Комбинированная гравитационная система ориентации малого космического аппарата

Владельцы патента RU 2658070:

федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский политехнический университет" (RU)

Изобретение относится к системам стабилизации и управления ориентацией космических аппаратов (КА) и может найти применение для управлении угловым движением малого КА. Устройство представляет собой комбинированную систему управления, состоящую из самовыдвигающейся гравитационной штанги с концевым грузом и двухстепенного гироскопа с датчиком момента на оси подвеса, выполняющего функцию этого груза. Для управления КА по курсу используют указанный гироскоп в качестве гиродина, а для управления по углам крена и тангажа - в качестве электромеханического исполнительного органа (маховика). Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей системы и повышение точности ориентации КА. 3 ил.

 

Изобретение относится к управляющим устройствам космических летательных аппаратов и может найти применение при управлении угловым движением малого космического аппарата (МКА).

Известна гравитационная система ориентации, применявшаяся на автоматических космических аппаратах «Надежда» (в рамках проекта COSPAS-SARSAT). Эти аппараты своей продольной осью сориентированы на центр Земли, а их система ориентации представляет собой выдвигающуюся гравитационную штангу с грузом.

Недостатком указанной системы является то, что стабилизация углового положения КА при использовании гравитационной штанги производится только по двум осям - крена и тангажа. Для обеспечения требуемой точности необходимо использовать штангу большой длины (порядка 10 м), управление угловым положением КА не предусмотрено.

Наиболее близким является гравитационная система ориентации, представленная в книге В.И. Попова «Системы ориентации и стабилизации космических аппаратов», М.: Машиностроение, 1977 г., 144-147 с. Она принята за прототип и представляет собой комбинированную гравитационную систему ориентации МКА, которая содержит самовыдвигающуюся гравитационную штангу с грузом в виде активного управляющего элемента (вращающийся маховик), закрепленного на ее конце. Такая система стабилизации искусственного спутника является пассивной. В процессе движения КА по орбите продольная ось системы под действием гравитационных моментов устанавливается по местной вертикали, стабилизируя КА по углам крена и тангажа. Ось быстро вращающегося маховика в течении всего времени движения системы будет достаточно точно направлена перпендикулярно плоскости орбиты, задавая тем самым КА требуемое направление по курсу и крену. Таким образом, система по определению является стабилизирующей, а не управляющей, и, как и все гравитационные системы, обеспечивает невысокую точность ориентации. Эти недостатки учтены при разработке описываемого устройства.

Задача - обеспечение управления МКА относительно всех трех осей ориентации - крена, рыскания и тангажа, а также повышение точности системы до угловых минут.

Поставленная задача решена следующим образом. Комбинированная гравитационная система ориентации МКА содержит самовыдвигающуюся гравитационную штангу с грузом в виде активного управляющего элемента, закрепленного на ее конце. Для управления МКА по осям крена, рыскания и тангажа, в роли груза используют двухстепенной гироскоп с датчиком момента на оси подвеса гиродвигателя. Это дает ей возможность работать в качестве гиродина для создания управляющего гироскопического момента по курсу, и в качестве электромеханического исполнительного органа для создания управляющего момента по углам крена и тангажа. Это существенно расширяет функциональные возможности гравитационной системы ориентации, позволяя управлять угловым положением МКА, а также увеличивает точность гравитационной системы ориентации. Таким образом, МКА будет стабилизироваться по углам крена и тангажа гравитационным моментом от штанги, а по углу рыскания относительно оси штанги станет возможно управление угловым положением посредством гироскопического момента.

На фиг. 1 показана кинематическая схема механической системы «МКА - гравитационная штанга - гиродин». Фиг. 2 поясняет устройство гиродина. На фиг. 3 показано условно-графическое представление перемещения проекции оси гравитационной штанги по земной поверхности.

Корпус МКА 1 соединен с гравитационной штангой 2, на конце которой установлен гиродин, состоящий из гиродвигателя 3, закрепленного в корпусе 4 (на фиг. 1 показан условно). В корпусе 4 (фиг. 2) при помощи полуосей 5 зафиксирован гиродвигатель 3. Полуоси 5 соединены с корпусом 4 посредством шарикоподшипниковых опор 6 (с одной стороны не показано). На одной полуоси подвеса гиродвигателя установлен датчик момента 7.

Работа устройства пояснена векторами моментов (МР, МДМ, МГИР) и угловых скоростей , представленными на фиг. 2 и 3. Блок управления, расположенный внутри корпуса МКА, подает команду на изменение курсового угла. При этом на обмотку статора датчика момента подается ток и возникает момент относительно оси подвеса гиродвигателя 3. В соответствии с теорией гироскопов по закону прецессии в этом случае относительно оси гравитационной штанги возникает скорость прецессии и соответственно происходит угловое движение механической системы «МКА - гравитационная штанга - гиродин» относительно оси гравитационной штанги.

На фиг. 3 показана условно разделенная на четыре квадранта некоторая площадь земной поверхности, содержащая объекты, которые необходимо просканировать с МКА. Они расположены в точках А и В. Аппарат сканирования, находящийся на МКА, с учетом точности гравитационной системы ориентации нацелен на точку 0.

Для нацеливания в точку А подключается датчик момента 7, который поворачивает МКА вокруг оси гравитационной штанги 2 таким образом, что вектор кинетического момента Н гиродина из положения Н0 переводится в положение НI-III. Таким образом, точка А оказывается на линии, перпендикулярной вектору кинетического момента Н, а далее включается управляемый по скорости гиро двигатель 3. За счет появления электромеханического момента аппаратура МКА нацеливается на положение, обозначенное точкой А (либо на другую точку, находящуюся в квадрантах I и III).

Для нацеливания МКА в квадранты II и IV вектор кинетического момента Н гиродина из положения Н0 переводится в положение HII-IV, и гиродвигатель 3 нацеливает аппаратуру в точку В или какую-либо другую точку, расположенную в квадрантах II и IV.

Отключение электропитания от датчика момента по команде с блока управления прекращает механическое воздействие на МКА , стабилизация углового положения спутника осуществляется гравитационным моментом, создаваемым гравитационной штангой 2, и кинетическим моментом Н гироскопа. Возврат вектора кинетического момента гиродина в положение Н0 осуществляется автоматически по закону прецессии теории гироскопов.

В период штатной работы аппаратуры данная система ориентации имеет возможность программного наведения МКА на заданную цель с требуемой точностью. Точность большинства гравитационных систем ориентации составляет (5-10)°, а комбинированная система ориентации в активном режиме в принципе может обеспечить точность до угловых минут.

Комбинированная гравитационная система ориентации МКА, содержащая самовыдвигающуюся гравитационную штангу с грузом в виде активного управляющего элемента, закрепленного на ее конце, отличающаяся тем, что для управления МКА по осям крена, рыскания и тангажа в роли груза используют двухстепенный гироскоп с датчиком момента на оси подвеса гиродвигателя с возможностью работы в качестве гиродина для создания управляющего гироскопического момента по курсу и в качестве электромеханического исполнительного органа - для создания управляющего момента по углам крена и тангажа.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА) по солнечному датчику. Способ заключается в измерении углового положения Солнца (двух углов) в собственных осях КА на последовательных интервалах времени.
Изобретение относится к сфере космических биологических экспериментов. Способ включает запуск в космос с последующим возвращением на Землю биологического объекта, в качестве которого используют самца и самку протоптеров, образовавших коконы в грунте и перешедших в состоянии оцепенения.

Изобретение относится к области борьбы с астероидной опасностью в рамках техники моделирования физических процессов и природных явлений. Способ предусматривает изготовление микромодели (ММ) из вещества, подобного веществу астероида.

Устройство для автономного определения навигационных параметров и параметров ориентации пилотируемого космического корабля содержит оптический блок сопряжения, выполненный в виде призменного блока, позволяющий одновременно наблюдать два непересекающихся участка звездного неба, одного с навигационными звездами, а другого с горизонтом планеты.

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов (КА), преимущественно космических платформ (КП), объединяющих служебные подсистемы и обеспечивающих работу модуля полезной нагрузки (МПН).

Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА), осуществляемой в солнечно-земной системе координат. Способ включает ориентацию первой оси КА на Землю путем разворотов вокруг второй и третьей осей КА с помощью электромеханических исполнительных органов.

Изобретение относится к области предохранительных и аварийных устройств космических кораблей (КК), применяемых на стартовой позиции космодрома. Предлагаемое устройство содержит башню (1), устройство подъема (2), галерею эвакуации (3), силовые опоры (4), защитное сооружение (5), кабину посадки экипажа (не показана), поворотную кабину (7), стационарный чехол (8) и гидропривод (9).

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для исключения падения на Землю трудно сгораемых фрагментов космических аппаратов, отработавших свой ресурс, а именно деталей, изготовленных из тугоплавкого конструкционного материала.

Изобретение относится к области космонавтики и касается защиты Земли от потенциально опасных космических объектов (ПОКО) естественного происхождения (астероидов, комет и болидов) путем изменения их орбит за счет внешнего на них воздействия.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к системам соединения разделяемых частей летательных аппаратов. Технический результат - повышение сдвигоустойчивости узла соединения при длительных знакопеременных нагрузках с одновременной возможностью его распадения - отделения.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг его центра масс. Способ включает закрутку КА вокруг оси его минимального момента инерции (продольной).

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг его центра масс. Способ включает закрутку КА вокруг оси его минимального момента инерции (продольной).

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг его центра масс. Способ включает закрутку КА вокруг оси его минимального момента инерции (продольной).

Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Способ включает ориентацию КА и стабилизацию в инерциальной системе координат (ИСК) его строительной оси, ближайшей к оси максимального момента инерции.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) и может быть использовано при выполнении экспериментов и исследований на его борту. .

Изобретение относится к космической технике, а именно к системам управления и угловой стабилизации космического аппарата. .

Изобретение относится к космическим летательным аппаратам и их управляющим устройствам, в частности, для ориентации и стабилизации аппаратов в пространстве с использованием градиента силы тяжести.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при выведении на орбиту нескольких космических аппаратов (КА) одной ракетой-носителем.

Изобретение относится к космической технике, а именно к стабилизирующим устройствам, предназначенным для обеспечения однозначной ориентации космических аппаратов.

Изобретение относится к системам ориентации и стабилизации спутников на орбитах. .

Изобретение относится к изготовлению и наземным испытаниям космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. Система электропитания КА содержит солнечную батарею (1), подключенную к нагрузке (3) через соединители (1-3, 1-2), и стабилизированный преобразователь напряжения (2), а также аккумуляторную батарею (5), подключенную к стабилизатору (2).

Изобретение относится к системам стабилизации и управления ориентацией космических аппаратов и может найти применение для управлении угловым движением малого КА. Устройство представляет собой комбинированную систему управления, состоящую из самовыдвигающейся гравитационной штанги с концевым грузом и двухстепенного гироскопа с датчиком момента на оси подвеса, выполняющего функцию этого груза. Для управления КА по курсу используют указанный гироскоп в качестве гиродина, а для управления по углам крена и тангажа - в качестве электромеханического исполнительного органа. Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей системы и повышение точности ориентации КА. 3 ил.

Наверх