В последние два десятилетия наблюдается существенный рост интереса к малым спутникам. Благодаря существующему уровню развития электроники и вычислительной техники были разработаны и выведены на орбиту десятки миниатюрных спутников. Напомним, что первый искусственный спутник Земли «Спутник-1» имел массу 83.6 кг, при этом масса источника питания составляла 51 кг. Разумеется, в таких условиях говорить об использовании малых спутников в научных целях не приходилось. Тем не менее, по наблюдениям за элементами орбиты «Спутника-1» были полученные данные о плотности верхних слоев атмосферы. Первый американский спутник «Эксплорер-1» имел массу 13.9 кг, из них 8.3 кг составляла полезная нагрузка (счетчик Гейгера, несколько термометров, два устройства идентификации микрометеоритов), позволившая открыть пояса ван Аллена . На спутнике уже активно использовались транзисторы, что позволило существенно сократить его массу по сравнению с двумя первыми советскими аппаратами. Таким образом, историю развития малых аппаратов можно начинать с этого спутника (хотя «Спутник-1» также относится к классу микроспутников). Четвертый искусственный спутник Земли, второй американский спутник «Авангард-1» имел массу 1.47 кг и уже относился к классу наноспутников. Питание обеспечивалось совместным использованием аккумуляторных батарей и солнечных панелей. «Авангард-1», однако, не содержал полезной нагрузки. На спутнике были установлены только аккумуляторная батарея и два передатчика. Тем не менее, первый наноспутник позволил получить новые данные о влиянии сопротивления атмосферы и, особенно, солнечного давления на эволюцию орбиты. Выше уже были отмечены два технических решения, позволивших создать первые малые спутники - использование транзисторов и солнечных панелей. «Спутник-3» (1327 кг) также имел солнечные панели, которые, однако, лишь тестировались. Вообще, все спутники программы «Авангард» имели массу чуть более 10 кг. Однако подавляющее большинство не было выведено на орбиту по причине сбоев ракеты-носителя. Последний спутник программы, «Авангард-3», имел массу 24 кг и был выведен на орбиту 18 сентября 1959 г. К числу первых наноспутников относится также «Пионер-3». В последующие годы развитие ракетоносителей, позволившее выводить на орбиту все большие массы полезной нагрузки, привело к уменьшению интереса к малым аппаратам. Фокус сместился на спутники массой несколько сотен килограмм и часто - более тысячи. Эту тенденцию иллюстрирует увеличение массы аппаратов серии «Эксплорер» . Тогда как первые аппараты были близки к наноспутникам, к 70-м годам практически все, за исключением нескольких, спутники серии вышли за рамки микроспутников. Советская программа по созданию телекоммуникационной сети «Стрела», насчитывающая 384 микроспутника, составляет основное исключение. С конца 80-х годов, однако, число запусков микроспутников в год снова начало неуклонно расти. Пик интереса к наноспутникам пришелся на конец 70-х - начало 90-х годов. Однако за последнее десятилетие снова наблюдается рост числа запусков. Это обусловлено возможностями техники, в особенности - микротехнологий. Например, достаточно точный (точность 0.02% на высоте 700км) магнитометр имеет размеры 2.7x2.0x1.2 см. С обзором малых аппаратов, запущенных в последние два десятилетия, можно ознакомиться в статье М.Ю. Овчинникова (заведующий сектором ИПМ им. М.В. Келдыша РАН).

Интерес к малым спутникам и бурное развитие этого направления объясняется короткими сроками разработки и изготовления, относительно низкой стоимостью самого аппарата и его вывода на орбиту. Немаловажным фактором, обусловленным развитием техники, является способность малых спутников выполнять некоторые задачи, которые ранее были подвластны только большим и дорогостоящим аппаратам. Кроме того, на базе нескольких миниатюрных спутников возможно создание формаций и группировок спутников, предоставляющих возможность проведения одновременных экспериментов в различных, но близких точках пространства.

Система ориентации имеет решающее значение для успеха всей миссии. Большинство первых спутников либо не имело систему ориентации, либо имело пассивную систему. Вообще, под пассивными системами понимаются такие системы, которые в процессе своего функционирования не расходуют энергетических ресурсов аппарата и не требуют информационного обеспечения. К активным относятся системы, включающие в свой состав датчики, вычислитель и исполнительные органы, потребляющие энергию. Развитие активных систем ориентации началось в основном благодаря запускам телекоммуникационных спутников, имеющих ограничение на направление антенны. Основным способом ориентации при этом являлась стабилизация собственным вращением. В этом случае спутник, быстро вращаясь, ведет себя как гироскоп - очень долго сохраняет неизменным положение оси вращения. Все основные способы ориентации, однако, были принципиально реализованы в самом начале космической эры.

К системам ориентации малых спутников и их компоновке предъявляются особые требования в связи с ограниченными размерами спутника и весьма жесткими ограничениям по энергетике и вычислительным ресурсам. Если к точности ориентации спутников не предъявляется высоких требований, то можно и целесообразно использовать магнитные системы ориентации. Их принцип действия основывается на взаимодействии собственного магнитного момента спутника с внешним геомагнитным полем, в результате которого возникает управляющий механический момент. Магнитный момент может быть реализован пассивно с помощью постоянных магнитов и гистерезисных стержней или активно с помощью токовых катушек с намагничиваемым сердечником или без него. Такие системы конструктивно надежные и относительно простые. Возможность создавать на спутнике магнитное поле и управлять этим полем привела к разработке разнообразных систем и алгоритмов, использующих магнитные моменты для управления его угловым движением.

Другим распространенным методом обеспечения ориентации является использование маховиков. Преимуществами маховиков являются их высокая точность и быстродействие. Основным недостатком, в случае рассмотрения малых аппаратов, является цена. Кроме того, при использовании маховиков возникает проблема насыщения. Маховик может достичь максимальной скорости вращения, но при этом спутник еще не выйдет на номинальный режим ориентации. В этом случае необходимо затормозить маховик, создавая при этом момент, компенсирующий возникающий при его торможении. Обычно для разгрузки применяются магнитные катушки. Двигательная установка также часто используется для обеспечения ориентации спутника. Этот способ имеет один главный недостаток - использование рабочего тела. Двигательную установку поэтому нецелесообразно использовать для гашения начальной скорости после отделения от ракеты-носителя, если она велика. В этом случае могут быть использованы пассивные демпфирующие устройства. Использование магнитных катушек, однако, более эффективно. Три представленные способа ориентации спутников - маховики, двигательная установка, магнитные катушки - являются наиболее распространенными в настоящее время. В большинстве случаев они с необходимостью используются вместе. Ориентация при помощи сил светового давления все еще во многом находится в стадии разработки. В некоторых специальных случаях используется ориентация по набегающему потоку в верхних слоях атмосферы для низких аппаратов. В случае динамически вытянутых спутников применяется гравитационная ориентация, но совместно с другими исполнительными элементами. К магнитным системам также относятся пассивные. Наличие сильного постоянного магнита в теле спутника обеспечивает его ориентацию вдоль силовых линий геомагнитного поля. Демпфирование скорости может осуществляться при помощи стержней из магнитомягкого материала за счет эффекта гистерезиса. Отдельно можно выделить поддержание ориентации при помощи быстрого вращения спутника.


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.  

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 передаче 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.

Энциклопедичный YouTube

    1 / 3

    ✪ Проектирование системы ориентации и стабилизации. Гр. 1. Часть 1

    ✪ Стыковка космических кораблей

    ✪ Маленькие двигатели большого космоса

    Субтитры

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 для них 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.), разложения вещества, горения жидкого или твёрдого топлива, электрическая энергия (см. электрический ракетный двигатель) и т. д.

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»).


Владельцы патента RU 2568527:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для стабилизации космических аппаратов (КА). Система стабилизации КА содержит двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, ракетный двигатель, каналы управления по тангажу и рысканию с датчиками угла, отклонения линейных ускорений и скорости, отклонения угловых ускорений и скорости, суммирующий усилитель, рулевые машинки, интегрирующие устройства, два логических блока, клапаны, двигатели малой тяги. Изобретение позволяет повысить надежность стабилизации КА. 3 ил.

Предлагаемое изобретение относится к космической технике и предназначено для обеспечения стабилизации ракетных разгонных блоков и космических аппаратов (КА).

Известны системы стабилизации КА, использующие в качестве исполнительных органов системы стабилизации электродвигатели-маховики, которые располагаются по осям стабилизации и вырабатывают управляющие динамические моменты, величина которых регулируется, например, пропорционально сигналу управления (патент SU 1839975, приоритет от 26.02.1979). Указанные системы нашли широкое применение в космической технике, но их использование связано с ограничениями по максимуму величины восстанавливающего момента, что определяется предельной скоростью вращения маховиков, поэтому при больших возмущениях реакция системы стабилизации может оказаться недостаточной. Это ограничивает применение подобных систем при стабилизации ракетных разгонных блоков.

Известны системы стабилизации КА, использующие в качестве исполнительных органов системы стабилизации маломощные реактивные двигатели, у которых рабочим телом могут служить обычные продукты сгорания химического топлива или какой-либо газ (С.И. Королев, Н.К. Матвеев. Космические аппараты серии Зенит: Уч. пособие / Балт гос. техн. ун-т, СПб., 2005). Величина создаваемого восстанавливающего момента зависит от скорости истечения и массового расхода рабочего тела, а также от размера плеча, на котором приложена сила тяги двигателя.

Такие системы могут создавать большие величины восстанавливающих моментов и быстро реагировать на возмущающие воздействия, но необходимость использования невосстанавливаемого запаса рабочего тела ограничивает их время применения. При этом возможный размер плеча, на котором приложена сила тяги двигателя, во многом определяются выбранной компоновкой КА. Так, например, для стабилизации малых и средних ракетных разгонных блоков (РБ), компоновка которых включает кольцеобразный блок баков с диаметрально противоположным расположением относительно продольной оси блока двух сферических баков окислителя, двух сферических баков горючего и двух сферических приборных отсеков, используют двухкомпонентный ракетный двигатель, установленный во внутреннем проеме блока баков вдоль продольной оси (патент RU 2043956, приоритет от 23.11.1993). Указанная компоновка использована в конструкции ракетного разгонного блока «Фрегат». Особенностью КА, имеющих подобную компоновку, является то, что плечо управляющего момента мало из-за близости точки опоры ракетного двигателя к центру масс КА. При этом кроме возмущения в виде момента возмущение в виде силы также имеет значительную величину. Применение поворотного ракетного двигателя, установленного в кардановом подвесе, при малом плече управления, определяемом расстоянием между центром тяжести КА и точкой приложения силы от двигателя, для получения управляющего момента с целью парирования возмущения, требует значительных углов и угловых скоростей поворота камеры сгорания двигателя. Это неизбежно вызывает большую составляющую боковой (поперечной) возмущающей силы. Указанные недостатки частично устраняются при установке ракетного двигателя в подвесе с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА. Перемещение подвеса осуществляется с помощью рулевых машинок. Система стабилизации для КА, содержащего двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, симметрично расположенными относительно продольной оси КА, и ракетный двигатель, установленный в подвесе вблизи центра масса КА с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА, является наиболее близким аналогом к заявленной система стабилизации КА и выбрана в качестве прототипа, (патент RU 2090463, приоритет от 20.09.1997). Система включает канал управления по тангажу и канал управления по рысканию, каждый из которых содержит датчики отклонения линейных ускорений и скорости и датчики отклонения угловых ускорений и скорости, выходы которых через суммирующий усилитель подключены к входам рулевых машинок, обеспечивающих плоскопараллельные перемещения подвеса с двигателем. Указанная система стабилизации была использована при разработке разгонного блока «Фрегат» и позволяет повысить точность стабилизации в режиме кратковременных коррекций траектории за счет повышения точности стабилизации поперечных скоростей центра масс КА. Однако указанная система не позволяет устранить остальные проблемы стабилизации, присущие данной компоновке КА. К одной из таких проблем относится проблема разновыработки топлива из баков окислителя и горючего, что может привести к смещению центра тяжести КА к концу активных маневров до критической для обеспечения стабилизации величины, которая определяется возможно максимальным ходом штока РМ, т.е. зоной прокачки камеры двигателя. Для снижения вероятности такого развития событий приходится конструктивными способами обеспечивать необходимое исходное положение ЦТ в поперечной плоскости и путем замеров и регулировки минимизировать разницу гидравлических сопротивлений в трактах подачи компонентов топлива, что требует значительных технологических и материальных затрат и снижает надежность системы стабилизации.

Технической задачей, решаемой предлагаемым изобретением, является повышение надежности осуществления стабилизации при наличии разновыработки, способной привести к потере стабилизации КА.

Указанная задача обеспечивается тем, что в отличие от известной системы стабилизации космического аппарата (КА), содержащего двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, симметрично расположенными относительно продольной оси КА, и ракетным двигателем, установленным в подвесе вблизи центра масса КА с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА, включающая канал управления по тангажу и канал управления по рысканию, каждый из которых содержит датчики отклонения линейных ускорений и скорости и датчики отклонения угловых ускорений и скорости, выходы которых через суммирующий усилитель подключены к входам рулевых машинок, обеспечивающих плоскопараллельные перемещения подвеса с двигателем, новым является то, что система стабилизации снабжена датчиками угла и интегрирующими устройствами, введенными в каналы управления по тангажу и рысканию, и двумя логическими блоками, подключенными к входам клапанов, управляющих наддувом в каждом баке, что определяет расход топлива из баков окислителя и горючего и подключением двигателей малой тяги, при этом в каждом из каналов управления по тангажу и рысканию вход интегрирующего устройства подключен ко второму выходу датчика отклонения угловых ускорений и скорости, а выходы датчика угла и интегрирующего устройства подключены соответственно к третьему и четвертому входу суммирующего усилителя, пятый вход которого подключен ко вторым выходам рулевых машинок, причем входы каждого логического блока подключены к третьим выходам рулевых машинок обоих каналов.

Снабжение системы стабилизации датчиками угла и интегрирующими устройствами, введенными в каналы управления по тангажу и рысканию, и логическими блоками, подключенными к входам клапанов, управляющих наддувом и, следовательно, расходом топлива из баков окислителя и горючего и подключением двигателей малой тяги, позволяет компенсировать разновыработку топлива из баков, снизить уровень возмущений, действующих на КА, и повысить быстроту и надежность осуществления стабилизации.

При этом подключение двигателей малой тяги к процессу стабилизации позволяет компенсировать на начальном этапе стабилизации определенную инерционность реакции от перераспределения расхода топлива в баках на процесс стабилизации КА.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

Фиг. 1 - структурная схема системы стабилизации;

Фиг. 2 - принципиальная схема 1-го логического блока;

Фиг. 3 - принципиальная схема 2-го логического блока.

Предлагаемая система стабилизации предназначена для стабилизации космических аппаратов (КА), содержащего двигательную установку (ДУ) со сферическими баками окислителя и горючего, симметрично расположенными относительно продольной оси КА, и ракетный двигатель (РД), установленный в подвесе вблизи центра масса КА с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА, например, ракетного разгонного блока «Фрегат». Система включает канал управления по тангажу («Т») и канал управления по рысканию («Р»), каждый из которых содержит датчики отклонения линейных ускорений и скорости 1, 2 и датчики отклонения угловых ускорений и скорости 3, 4, выходы которых через суммирующий усилитель 5, 6 подключены к входам рулевых машинок (РМ) 7, 8, обеспечивающих плоскопараллельные перемещения подвеса с двигателем 9. Канал тангажа («Т») обеспечивает управление линейным перемещением подвеса с двигателем 9 в плоскости YOZ вдоль оси «OZ» (штоком рулевых машинок 7 канала «Т»), а канал рыскания («Р») обеспечивает управление линейным перемещением подвеса с двигателем 9 в плоскости YOZ вдоль оси «OY» (штоком рулевых машинок 8 канала «Р»). Кроме того, каждый из каналов управления по тангажу («Т») и рысканию («Р») включает датчик угла 10, 11 и интегрирующее устройство 12, 13, подключенные к суммирующему усилителю 5, 6. Вход интегрирующего устройства 12, 13 подключен ко второму выходу датчика отклонения угловых ускорений и скорости 2. Пятый вход суммирующего усилителя 5, 6 подключен ко второму выходу рулевой машинки 7, 8. Составы приборов каналов тангажа и рыскания в этой части (блоки 1-13) являются идентичными и могут быть реализованы на базе известных технических решений, см. например, кн. «Управление космическим летательным аппаратом», К.Б. Алексеев, Г.Г. Бебенин, изд. Машиностроение, 1964 (1, 2 - стр. 115, Фиг. 4.2); (3, 4 - стр. 163, Фиг. 4-28); (5, 6 - стр. 217, Фиг. 5.17); (10, 11 - стр. 117, Фиг. 4.3); (12, 13 - стр. 218, Фиг. 5.19). Система снабжена двумя логическими блоками (ЛБ-1, ЛБ-2) 14, 15, подключенными к входам клапанов 16, 17, 18, 19, управляющих наддувом и, следовательно, расходом топлива из баков окислителя и горючего и подключением двигателей малой тяги 20, 21, 22, 23, причем входы каждого логического блока 14, 15 подключены к третьим выходам рулевых машинок 7, 8 обоих каналов. Пример реализации ЛБ-1 приведен на Фиг. 2, где 24 - развязывающие диоды; 25 - настроечные сопротивления, 26 - реле с нормально замкнутыми контактами и нормально разомкнутыми контактами в канале «+» тангаж; 27 - аналогичное реле в канале «-» тангаж; 28 - аналогичное реле в канале «+» рысканье; 29 - аналогичное реле в канале «-» рысканье; 261, 262, 213 - контактные группы реле 26; 271, 272, 273 - контактные группы реле 27; 281, 282, 283 - контактные группы реле 28; 291, 292, 293 - контактные группы реле 29; 30, 31 - соответственно реле управления клапанами наддува в первом и втором баках горючего; 32, 33 - соответственно реле управления клапанами наддува в первом и втором баках окислителя. Пример реализации ЛБ-2 приведен на Фиг. 3, где 24 - развязывающие диоды; 25 - настроечные сопротивления, 34 - реле с нормально замкнутыми контактами и нормально разомкнутыми контактами в канале «+» тангаж; 35 - реле в канала «-» тангаж; 36 - реле канала «+» рысканье; 37 - реле канала «-» рысканье; 341, 351, 361, 371 - контактные группы соответствующих реле 34, 35, 36, 37; 38 - реле управления двигателем малой тяги в канале «+» тангаж; 39 - реле управления двигателем малой тяги в канале «-» тангаж; 40 - реле управления двигателем малой тяги в канале «+» рысканье; 41 - реле управления двигателем малой тяги в канале «-» рысканье.

В процессе работы системы стабилизации на входы суммирующего усилителя 5, 6 помимо сигналов от датчиков 1, 2, 3, 4, 10, 11 и интегрирующего устройства 12, 13 поступает информация о положении штока рулевой машинки (РМ) 7, 8 в каждом канале стабилизации. При достижении в канале стабилизации тангажа первого порога заданной величины хода штока рулевой машины (например, 7), сигнал пропорциональный величине хода штока (например, с потенциометров обратной связи) поступает также на соответствующий вход логического блока ЛБ-1, который выдает команду на клапан управления наддувом в соответствующем баке. Величина наддува в этом баке снижается соответственно, снижается и расход компонента топлива из этого бака. Начинается процесс уменьшения величины эксцентриситета, вызванного накопившейся разновыработкой. Аналогичные процессы могут проходить и в канале стабилизации рысканья, приводя в конечном итоге к сокращению накопленного эксцентриситета до заданного уровня. Поскольку оси стабилизации, вдоль которых установлены РМ, и оси симметрии баков с топливом не совпадают (угол между ними составляет порядка 45°), ЛБ-1 использует для выработки управляющих команд информацию о положении штоков обеих РМ. Система подачи топлива устроена так, что за счет ограничения наддува в баке с меньшим количеством топлива происходит перераспределение расхода топлива из двух одноименных баков с сохранением общего расхода на выходе из турбонасосного агрегата (ТНА). Тяга ДУ при этом остается постоянной. Далее динамика процесса изменения положения ЦТ зависит от степени ограничения наддува. Для конкретной заправки баков степень ограничения может определяться экспериментально. Вследствие перераспределения расхода топлива величина отклонения центра тяжести (ЦТ) будет уменьшаться. В случае максимальной заправки баков и большей продолжительности работы двигательной установки возможен случай, когда предпринятое ограничение наддува в конкретном баке приведет к нарастанию эксцентриситета в противоположном направлении. В этом случае ЛБ-1 отключит клапан и восстановит исходную величину наддува. С целью гарантированного обеспечения стабилизации РБ, учитывая, что реакция перераспределения расхода топлива на ограничение наддува является медленным процессом и возможно, что в течение некоторого времени после включения клапана наддува эксцентриситет, ЦТ будет продолжать увеличиваться, дополнительно предусмотрено по второму уровню управляющего сигнала на входе ЛБ-2 подключение двигателей стабилизации РБ на пассивных участках, что дает некоторый запас по расширению возможной зоны обеспечения стабилизации РБ. Принципиальным является то, что подключение двигателей малой тяги производится в результате анализа положения основного управляющего двигателя, а не по результатам измерения динамических параметров стабилизации РБ. Принцип действия логической схемы следующий: при достижении величины хода штока, например, в канале РМТ соответствующего значения, определяемого настроечным сопротивлением, в зависимости от знака управляющего тока, срабатывает соответствующее реле 26 или 27. Соответствующее положение займут контактные группы этого реле, в результате чего подана команда на отключение клапанов наддува в соответствующем баке топлива. Поскольку в нашем случае оси стабилизации РБ и оси симметрии баков не совпадают, то отключение клапана наддува соответствующего бака определяется исходя из величины и знака ходов штока РМ в каналах тангажа и рыскания, как следует из представленной схемы. На входы логического устройства ЛБ-2 через развязывающие диоды и настроечные сопротивления подаются сигналы, пропорциональные ходу штоков рулевых машинок в каналах тангажа и рыскания. В зависимости от знака входного сигнала в каждом канале стабилизации ЛБ-2 вырабатывает сигналы на подключение соответствующих двигателей малой тяги (ДМТ), создающих дополнительный управляющий момент в канале тангажа и в канале рыскания.

Предлагаемая система стабилизации позволяет снизить уровень возмущений, действующих на КА, и повысить быстроту и надежность осуществления стабилизации.

Система стабилизации космического аппарата (КА), содержащего двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, симметрично расположенными относительно продольной оси КА, и ракетным двигателем, установленным в подвесе вблизи центра масса КА с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА, включающая канал управления по тангажу и канал управления по рысканию, каждый из которых содержит датчики отклонения линейных ускорений и скорости и датчики отклонения угловых ускорений и скорости, выходы которых через суммирующий усилитель подключены к входам рулевых машинок, обеспечивающих плоскопараллельные перемещения подвеса с двигателем, отличающаяся тем, что система стабилизации снабжена датчиками угла и интегрирующими устройствами, введенными в каналы управления по тангажу и рысканию, и двумя логическими блоками, подключенными к входам клапанов, управляющих расходом топлива из баков окислителя и горючего и подключением двигателей малой тяги, при этом в каждом из каналов управления по тангажу и рысканию вход интегрирующего устройства подключен ко второму выходу датчика отклонения угловых ускорений и скорости, а выходы датчика угла и интегрирующего устройства подключены соответственно к третьему и четвертому входу суммирующего усилителя, пятый вход которого подключен ко вторым выходам рулевых машинок, причем входы каждого логического блока подключены к третьим выходам рулевых машинок обоих каналов.

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космического аппарата (КА). Устройство для ориентации КА по углу крена содержит одиннадцать сумматоров, пять усилителей, пять интеграторов, три нормально разомкнутых переключателя, шесть нормально замкнутых переключателей, четыре блока памяти, модель основного контура ориентации, двигатель-маховик, КА, два блока чистого запаздывания, астродатчик, основной контур ориентации.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космических аппаратов (КА). Устройство ориентации КА по углу крена содержит десять сумматоров, четыре усилителя, четыре интегратора, модель двигателя-маховика, двигатель-маховик, два блока памяти, нормально-разомкнутый переключатель, три нормально-замкнутых переключателя, астродатчик, основной контур ориентации (ОКО), КА, модель ОКО.

Изобретение относится к управлению движением связанных тросом космических объектов. Способ включает расстыковку указанных объектов с сообщением спускаемому аппарату (СА) начальной скорости расхождения против вектора орбитальной скорости.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к двигательным установкам космических аппаратов и разгонных блоков. Модульная двигательная установка малой тяги содержит силовые рамы с закрепленными на них сферическими топливными баками с осями, имеющими наклон к оси установки, и деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими их на жидкостные и газовые полости, емкости для хранения сжатого газа, жидкостные реактивные двигатели ориентации и стабилизации, корректирующе-тормозной реактивный двигатель, агрегаты автоматики и управления, трубопроводы, соединяющие между собой элементы системы, закрепленные на силовых рамах.

Изобретение относится к космонавтике, в частности к области управления космическими аппаратами (КА). Бортовыми средствами аппарата определяются координаты включения двигательной установки, величины и ориентации импульсов характеристической скорости КА.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для автономной коллокации на геостационарной орбите. Переводят векторы наклонения и эксцентриситета на границы разнесенных относительно друг друга областей прицеливания, измеряют параметры орбиты каждого космического аппарата (КА), определяют текущие значения орбитальных параметров каждого КА, приводят КА с самоколлокацией (КАСК) в заданную область удержания по широте (наклонению) и долготе, выявляют стратегию управления движением центра масс смежного КА, уточняют положение центра области прицеливания по наклонению смежного КА, проводят коррекции наклонения вектора наклонения орбиты КАСК в фазовой плоскости с учетом сезона (текущего прямого восхождения Солнца), линии узлов орбиты смежного КА и центра, корректируют с помощью двигателей малой тяги период обращения, наклонения и эксцентриситета орбиты, или уклонения в случае опасного сближения КА.

Изобретение относится к управлению движением группы (кластера) космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных спутников Земли. Согласно способу линии узлов и линии апсид орбит мониторингового КА (МКА) и смежных КА (СКА) поддерживают ортогональными.

Изобретение относится к управлению ориентацией навигационных спутников с антеннами и солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию электрической оси антенны (первой оси спутника) на Землю и ориентацию панелей СБ на Солнце. Последняя достигается разворотом спутника вместе с панелями СБ вокруг указанной первой оси и разворотом панелей СБ вокруг второй оси, перпендикулярной первой. При прохождении особых участков орбиты, включающих теневые участки и участки больших углов Солнце-спутник-Земля (больше 175°), организуют прогнозируемое движение спутника. Для этого проводят упреждающие программные развороты вокруг первой оси спутника, симметричные относительно точек орбиты, отвечающих максимальному и минимальному углам Солнце-спутник-Земля. Техническим результатом изобретения является уменьшение ошибки прогнозирования движения центра масс спутника и погрешности знания положения фазового центра антенны. 3 з.п. ф-лы, 5 ил., 1 табл.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космических аппаратов (КА). Система ориентации КА с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса (БОГК) содержит прибор ориентации по Земле (ПОЗ), блок гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС), программный модуль управления (ПМУ), одиннадцать сумматоров, три модуля усиления (МУ), пять интеграторов, четыре модуля компенсации взаимовлияния каналов (МКВК), косинусный преобразователь (КП), синусный преобразователь (СП), два ключа. В установившемся режиме ориентации измеряют разности сигналов ПОЗ и выходных сигналов БОГК в каналах крена и тангажа, корректируют показания БИУС в каналах крена и курса, тангажа, поворачивают КА по курсу на девяносто градусов с замещением канала гирокомпасирования крена на канал гирокомпасирования тангажа, продолжают ориентированный орбитальный полет, вводят в сигнал коррекции в канале тангажа сигнал автокомпенсации ошибок ПОЗ по тангажу, вычисляют сигнал коррекции БОГК в канале тангажа, дожидаются завершения переходных процессов в контуре ориентации, запоминают накопленное значение сигнала автокомпенсации в канале тангажа и отключают его накопление, выполняют обратный поворот КА по курсу, производят обратное замещение каналов крена и тангажа БОГК, вводят в канал коррекции БОГК по тангажу значение сигнала автокомпенсации в качестве поправки на детерминированную ошибку ориентации БОГК в канале тангажа, вычисляют сигнал коррекции в канале тангажа, вводят в разностный сигнал для каналов крена и курса сигнал автокомпенсации детерминированных ошибок ПОЗ по крену, вычисляют новый сигнал коррекции БОГК в каналах крена и курса. Изобретение позволяет компенсировать ошибки ориентации КА относительно орбитальной системы координат. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления космическим аппаратом (КА). Устройство орбитального гирокомпаса (ОГК) для управления угловым движением КА содержит прибор ориентации по Земле (ПОЗ), сумматоры, интеграторы, вновь введенные сумматоры и интеграторы, модули коррекции, модули компенсации взаимовлияний каналов, гироскопический блок измерителей угловых скоростей (БИУС). Измеряют разность сигналов ПОЗ и выходного сигнала ОГК в каналах крена, добавляют сигнал автокомпенсации, определяемый в зависимости от нового и старого сигналов коррекции, сигнала ПОЗ по крену, выходного сигнала ОГК по крену, коэффициентов интегрирования, корректируют показания БИУС одновременно в каналах крена и курса, осуществляют построение ориентации КА в каналах крена и курса. Изобретение позволяет повысить точность управления угловым движением КА. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА). Способ включает закрутку КА, измерение расстояния от научной аппаратуры КА по изучению конвекции до оси закрутки, измерение и фиксацию температуры в этой аппаратуре, а также угловой скорости КА. При этом скорость закрутки КА изменяют с учетом взаимообусловленных изменений указанных измеряемых параметров. Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности изучения влияния уровня микроускорений на процесс конвекции при управлении ориентацией КА.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при формировании управляющих сигналов включения двигательной установки космического беспилотного летательного аппарата (БПЛА) при выполнении им пространственного маневра на баллистическом участке траектории полета. Запоминают до момента старта многоступенчатой ракеты-носителя (РН) электронно-цифровое полетное задание, измеряют кинематические параметры активного участка траектории полета последней ступени многоступенчатой РН, запоминают измеренные параметры активного участка траектории полета последней ступени многоступенчатой РН, измеряют и запоминают кинематические параметры движения центра масс космического БПЛА и время момента формирования управляющего сигнала отделения космического БПЛА от последней ступени РН, сравнивают измеренные значения кинематических параметров движения центра масс космического БПЛА с расчетными значениями полетного задания, отрабатывают сигнал возможного рассогласования между измеренными и заданными в полетном задании кинематическими параметрами движения центра массы космического БПЛА в сторону его уменьшения до нулевого значения, формируют управляющий сигнал полетного задания включения корректирующего двигателя космического БПЛА для выполнения уклоняющего маневра. 1 ил.

Изобретение относится к способам создания в космосе связки космического аппарата (КА) с космическим объектом (КО). Контролируют положение в пространстве троса (2), развернутого с борта КА (1), используя датчики видеонаблюдения (4) на КА и/или датчики положения (5) на тросе. Вводят в систему управления КА модель троса, описывающую его конфигурацию и её изменение по времени. Перемещают КА по траектории М0, М1, М2 … Мn его центра масс с помощью двигателей ориентации (6) и маршевых (7), формируя конфигурацию узла (8) вокруг КО (3). Конец троса (2) может быть закреплён на КО (3). Затягивание узла на КО производят дальнейшим движением КА, например, подобным буксировке. Технический результат изобретения заключается в расширении возможностей тросовых систем при решении традиционных и новых задач управления движением различных КО. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области технической кибернетики и может быть использовано в автоматизированных системах управления подготовкой к пуску и проведению пусков ракет-носителей космического назначения различного класса, а также в автоматизированных системах управления технологическими процессами сборки и проведения испытаний сложных технических объектов. Технический результат заключается в обеспечении параллельного контроля параметров объекта и хода работ с объектом, что снижает вероятность развития аварийной ситуации. Способ позволяет визуализировать контролируемые параметры объекта, ход работ с объектом и оперативно формировать управляющие и информационные сообщения. В систему в дополнение к блоку визуализации контролируемых параметров и блокам хранения плановых, фактических и архивных графиков операций с объектом включен блок ручного, автоматизированного и автоматического формирования управляющих сообщений. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических объектов (КО). ДУ КО содержит криогенный бак с расходным клапаном и с бустерным турбонасосом, баллон высокого давления с газообразным криогенным компонентом для раскрутки турбины бустерного турбонасоса, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом, гидравлический конденсатор. Гидравлический конденсатор содержит корпус со штуцером, патрубок со стенкой с отверстиями, направленными по потоку жидкого криогенного компонента из криогенного бака в маршевый двигатель. Изобретение позволяет повысить энергомассовые характеристики ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способам защиты космических аппаратов (КА) от столкновения на орбите с другими телами, в частности, космическим мусором. Способ включает импульсное расталкивание и разведение связанных тросом модулей, образующих КА, для их вывода из опасной зоны. После развертывания троса и фиксации его длины связку модулей переводят в режим попутного маятникового движения. По его завершении осуществляют взаимное сближение модулей, выбирая трос, и последующую их стыковку. Подача и выборка троса выполняются с постоянной силой натяжения, перегрузка от которой пропорциональна величине импульса скорости расталкивания модулей. Технический результат изобретения направлен на упрощение технологии, средств и алгоритмов управления данным маневром уклонения КА. 4 ил.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере. Способ включает изменение аэродинамического качества КА, обеспечивающее его посадку в заданную область поверхности планеты. Траектория спуска КА делится на два условных участка. На первом из них производят интенсивный разворот КА по курсу в положение, при котором вектор его скорости попадает в вертикальную плоскость, проходящую через заданную точку посадки. Затем осуществляют полет КА в сформированной вертикальной плоскости, где путем управления углом атаки достигают требуемой продольной дальности спуска. Техническим результатом изобретения является повышение точности посадки КА в заданную область поверхности планеты. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для стабилизации космических аппаратов. Система стабилизации КА содержит двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, ракетный двигатель, каналы управления по тангажу и рысканию с датчиками угла, отклонения линейных ускорений и скорости, отклонения угловых ускорений и скорости, суммирующий усилитель, рулевые машинки, интегрирующие устройства, два логических блока, клапаны, двигатели малой тяги. Изобретение позволяет повысить надежность стабилизации КА. 3 ил.

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

Где
(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
,
где
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
,
где
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

Система стабилизации космического аппарата (КА), содержащая двигательную установку с камерой сгорания, точка опоры которой расположена вблизи центра масс КА, каналы управления по тангажу и рысканью, каждый из которых выполнен в виде последовательно соединенных суммирующего усилителя и рулевой машинки, отличающаяся тем, что в каждый канал дополнительно введены датчик отклонения углового ускорения и угловой скорости относительно центра масс КА и датчик отклонения линейного ускорения и линейной скорости центра масс КА, выходы которых соединены с входами суммирующего усилителя, а камера сгорания двигательной установки установлена с возможностью линейного перемещения вдоль поперечных осей КА.

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании и эксплуатации космических летательных аппаратов (КА)

Изобретение относится к области управления угловым движением космических аппаратов (КА) с помощью реактивных исполнительных органов - силовых гироскопов (СГ) и реактивный двигателей ориентации (ДО)

Изобретение относится к навигационной технике и может быть использовано в системах автоматического горизонтирования и выставки по азимуту трехосной гидростабилизированной платформы (ГСП) инерциальной системы управления, устанавливаемой, в частности, на беспилотных летательных аппаратах (БЛА), используемых для ледовой или промысловой разведки и запускаемых с ледоколов и транспортных или промысловых судов

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при определении движения центра масс (ЦМ) орбитального космического аппарата, для случая возмущенного движения

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам ориентации космических аппаратов (КА) с использованием солнечнодинамических поверхностей (СДП)