![](/user_photo/_userpic.png)
книги из ГПНТБ / Каргу Л.И. Системы угловой стабилизации космических аппаратов
.pdfЗаметим, что собственное магнитное поле объекта об разуется также в результате протекания электрического тока по цепям его оборудования.
Движение КА на околоземных орбитах происходит в условиях сильно разреженной атмосферы. Тем не менее для орбит высотой больше 300 км действие атмосферы может привести к значительным аэродинамическим воз мущениям. Аэродинамический возмущающий момент появляется в том случае, если центр мас - (ЦМ) и центр
Вис. |
1.5. |
Магнит- |
Рис. 1.6. |
К определению |
|
|
ный |
возмущающий |
аэродинамических |
воз- |
|
||
|
мекмент |
|
мущ'ений |
|
|
|
давления |
(ЦД) |
аэродинамических |
сил не |
совпадают |
||
(рис. 1.6). |
Из рисунка видно, что_аэродинамическая |
сила |
||||
Q вызовет |
появление |
момента 7lfa. |
Проекции |
этого |
мо |
мента на оси связанной системы координат могут быть найдены по формулам
Mai = m i |
^ - S U L ; |
(і = х, у, |
z), |
(1.10) |
||
где rrii — аэродинамические |
коэффициенты, |
зависящие |
||||
от формы К А , углов |
атаки |
и |
скольжения |
|||
и т. д.; |
|
|
|
|
|
|
Q — плотность воздуха |
на высоте |
полета К А |
; |
|||
V — скорость |
полета относительно воздушной |
сре |
||||
ды; |
|
|
|
|
|
|
SML — площадь |
миделевого |
сечения |
и длина К А . |
Если формально заменить набегающий аэродинами ческий поток потоком солнечной радиации, то становит ся очевидной еще одна причина появления возмущающих моментов. Эти моменты следует учитьивать с высот
^ 5 0 0 км. Возмущающие моменты, обусловленные дав лением элементарных частиц, излучаемых Солнцем, могут быть рассчитаны по формуле
где рс—давление |
мс=PcS |
J sin v, |
(1.11) |
солнечной |
радиации; |
|
|
SC T — разность |
площадей |
поверхности |
КА, освещае |
мых справа и слева относительно оси стабили зации;
/— расстояние между центром масс и центром давления солнечных лучей;
v — угол между направлением на Солнце и про дольной осью КА.
Во время .космического полета есть вероятность стол кновения КА с микрометеоритами. Эта вероятность тем меньше, чем крупнее частица. Если линия действия удар ного импульса не проходит через центр масс КА, воз можно появление .возмущающего момента.
Будем полагать, что скорость в момент соударения равна средней скорости рассматриваемых тел, а сам удар носит упругий характер. В результате удара КА полу чит линейное ускорение, составляющие которого можно определить из формул
|
|
|
|
|
Ос |
|
|
|
|
тш (1 + |
е) |
V0u |
у . |
|
(1.12) |
|
|
тм + тс |
AT |
|
|
||
|
|
|
|
|
|||
|
|
тм{1 + |
е) |
V0MZ |
|
|
|
|
|
ти + тс |
AT |
|
|
|
|
где |
тм, тс |
— массы метеоритной частицы и КА; |
|||||
|
V0C |
— начальная скорость КА; |
скорости ме |
||||
УОМІ<(І = |
Х, у, z) — составляющие |
начальной |
|||||
|
|
теоритной |
частицы; |
|
|
||
|
А7" — продолжительность действия |
метео |
|||||
|
|
ритной |
частицы. |
|
|
||
Коэффициент восстановления е между соударяющи |
|||||||
мися телами определяется |
выражением |
|
|
||||
|
|
е = |
У ' - у * |
; |
|
(1.13) |
|
где VC, |
VM-—конечные значения |
скорости |
КА и |
метео |
|||
|
ритной частицы. |
|
|
|
|
Составляющие сил, действующих на КА в момент удара, могут быть найдены как
Fi = mcai\ |
(і = х, у, |
z), |
(1.14) |
а возмущающий момент |
|
|
|
M = F х г , |
|
(1.15) |
|
где г—радиус-вектор точки удара, |
равный |
по модулю |
|
расстоянию между |
центром |
масс |
КА и точкой |
удара. |
|
|
|
Допустим, что встреча |
с микрометеоритом произош |
ла в плоскости орбиты на встречных курсах. Тогда мо
мент Mz, действующий относительно |
оси тангажа, |
может |
||||||||
быть найден из выражения |
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
]\/[ — т*тсГ |
П + <0 _ У0мх — Урс |
|
^ |
|
|||||
|
тм + тс |
|
|
|
|
|
|
|
||
Угловую скорость, которую |
приобретает |
КА в ре |
||||||||
зультате удара, можно определить по формуле |
|
|
|
|||||||
|
д а = |
^ д |
Г . |
|
|
|
|
(1.17) |
||
При |
т м = = 1 0 - 9 кг; mc =ilO0 |
кг; |
г = 1 |
м; е = 0,8; |
V0MX |
= |
||||
- 3 - Ю 4 |
м/с; У 0 с = 8- Юз м/с; АГ=10" 5 с, момент МГ |
будет |
||||||||
равен 68,4 Н - м . Если / 2 |
= 100 кг-м2 , |
то Дй=6,8 • Ю-6 |
1/с. |
|||||||
За сутки спутник, не имеющий системы угловой ста |
||||||||||
билизации, под действием |
казалось |
бы |
столь |
ничтожно |
||||||
го возмущения совершит |
разворот |
на |
0,47 рад относи |
|||||||
тельно первоначального |
положения. |
|
|
|
|
|
Возмущающие моменты могут появиться не только в результате действия на КА окружающей среды, они мо гут возникнуть при перемещении внутри аппарата чле нов экипажа или отдельных деталей оборудования. Фи зическая природа таких возмущений объясняется зако ном сохранения момента количества движения. Кроме того, различные технологические отклонения тяги кор ректирующих и тормозных двигательных установок (экс центриситет, неооосность и т. д.) также могут вызвать моменты, отклоняющие КА относительно центра масс.
Иногда к возмущениям относят различные отказы в работе самой СУС и называют их внутренними возму-
щениями. Причиной таких возмущений могут явиться шумы в усилительно-іпре'оібразующих устройствах, по грешности чувствительных элементов и т. д.
1.3. Возможные способы создания управляющих
моментов
Успешная работа СУС возможна в том случае, если объект обеспечен исполнительными органами, способны ми развивать управляющие моменты, заведомо боль шие .максимального возмущающего момента. Помимо этого важного требования исполнительные органы долж ны потреблять как можно меньше энергии.
Наиболее распространенным является способ созда ния управляющих моментов при помощи реактивных со пел. Сжатый газ или продукты сгорания топлива выпус каются через специальные сопла, установленные по каж дому каналу стабилизации. Возникающие при этом реак тивные силы создают относительно центра масс КА уп равляющие моменты требуемого направления. Величина управляющих моментов, как правило, постоянна по мо дулю.-
Преимущества данного способа заключаются в кон структивной простоте его реализации и в возможности создания больших управляющих моментов. К его серь езным недостаткам относят необходимость расхода ра бочего тела (запасов сжатого газа, жидкого или твердо го топлива). С целью экономии запасов рабочего тела целесообразно использовать импульсное включение со пел (рис. 1.7).
В этом случае объект управления будет периодиче ски как бы «подталкиваться» в нужную сторону, причем среднее значение управляющего момента M1XV будет постоянным. Для уменьшения или увеличения Му.ср до статочно увеличить или уменьшить паузу т между включением сопел.
Другим способом создания управляющих моментов может быть вращение инерционных масс, размещенных внутри КА. Если маховик вращать при помощи двигате ля в одном направлении, то КА по закону сохранения момента количества движения будет вращаться в про тивоположном направлении (рис. 1.8). Этот способ не требует расхода рабочего тела. На вращение маховика затрачивается электрическая энергия аккумуляторной
батареи, которая может быть восполнена солнечными батареями. К недостаткам маховиков относится потеря работоспособности в режиме насыщения. Действительно, разгонять маховик можно до определенного предела. Его максимальная скорость ограничена возможностями привода и механической прочностью маховика.
Аналогией работы маховика в режиме насыщения мо гут служить действия человека ,в лодке, лишенной весел. Перемещаясь по лодке, он может заставить ее двигать-
Рис. 1.7. График импульсно- |
Рис. 1.8. |
Космический |
го режима работы сопел |
аппарат, |
уравляемый |
|
при помощи маховика |
ся в противоположном направлении. Однако возможно сти такого движения ограничены.
Для того чтобы частично устранить отмеченный не достаток и увеличить время насыщения, можно исполь зовать маховик с переменным моментом инерции, кото рый при тех же самых возможностях привода обладает значительно большим диапазоном создания управляю щих моментов. В приведенной выше аналогии это озна чает как бы увеличение длины лодки.
Управляющие моменты могут быть также |
созданы |
при помощи гироскопов. Предположим, что на |
борту |
КА установлен двухстепенной гироскоп с кинетическим
моментом |
Н |
(рис. |
.9). Для определенности |
будем счи |
|||
тать, что |
ось |
прецессии |
гироскопа |
совпадает |
с осью х, |
||
а вектор |
/ / в |
исходном1 |
положении |
лежит |
в |
плоскости |
|
орбиты. Совместно |
с корпусом КА |
такая |
механическая |
система образует трехстепенной гироскоп, причем роль наружной рамки выполняет корпус. Одно из свойств трехстепенного гироскопа заключается в прецессии под действием приложенного к нему момента внешних сил. Это означает, что для создания управляющего момента достаточно к оси прецессии двухстепенного гироскопа
приложить момент двигателя-маховика М д м , под дейст вием которого аппарат начнет прецессировать с угловой скоростью
Ь = ^Ж. |
(І.18) |
В рассматриваемом примере при помощи двухстепен ного гироскопа можно развернуть КА относительно оси тангажа.
Рис. 1.9. Космический ап- |
Рис. 1.10. |
Космический |
парат, управляемый при |
аппарат с |
моментным |
ломощи гироскопа |
магнитоприводом |
|
Если на КА действует |
возмущающий |
момент Мг, то |
гироскоп, компенсируя этот момент, будет прецессиро
вать в направлении |
совмещения |
(по кратчайшему |
пути) |
|
векторов Н |
и Мг. Как только вектор Н совпадет |
с осью |
||
г, гироскоп |
утратит |
способность |
сопротивляться |
внеш |
ним моментам. Поэтому гироскопы, как и маховики, спо собны входить в режим насыщения и нуждаются в до полнении их другими исполнительными органами.
Очевидно, что для создания управляющих моментов относительно трех осей стабилизации необходимо иметь как минимум либо три маховика, либо три двухстепен ных гироскопа.
Для создания управляющих моментов можно исполь зовать магнитное поле Земли. С этой целью на корпусе
КА необходимо |
закрепить соленоид |
(рис. 1.10) |
и в зави |
|||
симости от положения-КА относительно магнитного поля |
||||||
Земли и |
от требуемой величины и |
направления |
управ |
|||
ляющего |
момента пропускать |
по |
соленоиду^ ток |
управ |
||
ления /у . Этот ток создает магнитный поток Ву, |
который, j |
|||||
взаимодействуя |
с вектором |
индукции магнитного |
поля |
Земли Be, приведет к возникновению управляющего мо мента My. Недостатками данного способа являются весь ма малые величины управляющих моментов и их зависи мость от положения КА на орбите.
Возможны также чисто пассивные способы создания управляющих моментов: гравитационный, аэродинамиче
ский и светодинамический. Реализация |
этих |
способов |
||
сводится к конструктивному |
решению. КА таким |
обра |
||
зом, чтобы с максимальной пользой проявились |
гравита |
|||
ционный, аэродинамический |
и светодинамический |
эф |
||
фекты. Преимуществом этих |
способов |
является то, что |
при их использовании не расходуется рабочее тело. Од нако СУС, основанные на пассивных способах, облада ют малой точностью.
Рулевым органам в космической технике уделяют зна чительно большее внимание, чем это имеет место у на земных подвижных объектов. По типу рулевых органов классифицируют системы угловой стабилизации: СУС с двигателями-маховиками (ДМ), с гироскопическими ис полнительными органами (ГИО), с моментами магнитшриводом (ММ), с реактивными соплами (PC), гра витационные, аэродинамические и СУС типа «солнечный парус».
1.4. Задачи, решаемые системами угловой стабилизации, и требования, предъявляемые к этим системам
Задачи, решаемые СУС, определяются прежде ьсего типом и назначением КА. Общее назначение СУС для всех видов КА заключается в обеспечении устойчивого углового движения при наличии различных возмущаю щих воздействий.
Системы угловой стабилизации не решают самостоя тельных задач. Они обеспечивают нормальное функцио нирование систем управления движением центра масс при различных маневрах КА, а также способствуют ус пешной работе специального оборудования, устанавли ваемого на аппаратах, с целью исследования космиче ского пространства и земной поверхности.
В режиме нормального орбитального полета СУС удерживает заданную ориентацию осей связанной си стемы координат относительно орбитальной. По дли тельности работы это основной режим. В условиях кос*
моса, где отсутствует .какое-либо естественное демпфи рование, .возникает еще одна очень важная проблема: демпфирование колебаний. Особенно остро эта пробле ма стоит при создании пассивных систем угловой стаби лизации. Перед включением корректирующей орбиту двигательной установки СУС должна задать требуемую ориентацию вектора тяги этой установки и удерживать КА в этом положении в течение времени действия кор ректирующего импульса. Для решения этих задач уста навливают основную систему ориентации и систему уг ловой стабилизации, которая работает только в период действия корректирующего импульса.
Перед спуском КА на Землю или перед посадкой на
другую |
планету |
аппарату |
необходимо |
сообщить тор |
||
мозной |
импульс |
при строгой |
ориентации |
его осей. Так, |
||
в наиболее простом и надежном |
варианте системы уп |
|||||
равления спуском [13], тормозная |
двигательная |
установ |
||||
ка может быть включена только тогда, |
когда |
одна из |
||||
осей КА направлена на Солнце. |
|
|
|
Во время работы корректирующей и тормозной дви гательных установок возмущающие моменты могут до стигать больших величин. Поэтому для этих режимов иногда целесообразно предусмотреть самостоятельные СУС с частичным использованием оборудования основ ной системы ориентации.
Система управления спуском космического аппарата также нуждается в его надежной угловой стабилизации. При спуске КА на атмосферном участке траектории мо гут возникнуть еще большие возмущающие моменты аэродинамического характера. Эта особенность может привести к необходимости обеспечения системы управле ния спуском собственной СУС.
На современных космических аппаратах устанавлива ются различные научные приборы. Большинство из этих приборов їв состоянии выполнить поставленные перед ни ми задачи только при наличии на объекте СУС, удовлет воряющей заданным требованиям по точности.
К системам угловой стабилизации космических объ ектов предъявляются весьма жесткие требования. В ос нову этих требований положены следующие критерии: точность, энергоемкость, надежность, масса и габариты.
Точность СУС определяется задачами, решаемыми КА. Даже для одного и того же объекта требования к
г о с . К- . |
|
|
НАУчно-тє'х;:;',1 |
*•-. |
4 « |
БИБЛИОТЕК- |
'; |
-і |
точности угловой стабилизации и ориентации могут быть различными: в режиме пассивного орбитального полета точность может быть значительно ниже, чем при фото графировании отдельных участков земной поверхности метеорологичеаким спутникем.
Время активной жизни КА определяется его энерге тическими ресурсами. Поэтому в любом случае расход рабочего тела на управление и стабилизацию углового движения КА должен быть минимальным. Желательно также, чтобы израсходованная энергия восполнялась из окружающего пространства, например, за счет энергии Солнца.
Хотя СУС и выполняет функции обслуживания дру
гих подсистем общей системы |
управления КА, ни |
одна |
из этих подсистем не решит |
поставленных перед |
ней |
задач при отказе СУС |
|
|
Каждый килограмм массы полезной нагрузки, выве денной на орбиту, стоит чрезвычайно дорого. Достаточ но напомнить, что второй спутник США (1958. Р), запу щенный только через полгода после запуска первого со ветского ИСЗ, весил всего лишь 18 Н, в то время как его ракета-носитель «Авангард-1» весила десятки тонн-сил.
1.5. Принципы построения систем угловой
стабилизации
В основу построения каждого из трех каналов актив ных систем угловой стабилизации КА положен извест ный принцип автоматики — регулирование по отклоне нию. Сущность этого принципа заключается в том, что текущее значение регулируемой величины, получаемое при помощи измерительного устройства, сравнивается с программным значением этой величины, задаваемого программным устройством. В зависимости от результата сравнения в усилителе-преобразователе формируется сигнал, поступающий на исполнительный орган и на правленный на уменьшение ошибки рассогласования.
На КА действует множество внешних и внутренних возмущений. Допустим, что они ничтожно малы. Если измерительные устройства СУС имеют линейные стати ческие характеристики (рис. 1.11, а), то исполнительные органы в силу инерционности объекта будут постоянно находиться в рабочем режиме. Это означает, что л иней-
пая СУС, например, с реактивными соплами имела бы недопустимо большой расход рабочего тела вследствие непрерывного включения и выключения сопел. Время активной жизни КА, снабженного такой СУС, было бы весьма ограниченным.
Для устранения отмеченного недостатка активные и некоторые полупассивные системы сознательно строятся по нелинейному принципу. С этой целью измерительные
Рис. 1.11. Статические характеристики чувствительных элементов:
а—•линейные; б—нелинейные
устройства проектируют с нелинейными статическими ха рактеристиками с обязательным наличием зоны нечувст вительности (рис. 1.11, б). Очевидно, что в зоне нечув ствительности сопла будут выключены, а стабилизируе мая ось может занимать неопределенное положение на отрезке (—ері, фі). Как только эта ось пройдет указан ную зону (при правом или левом вращении КА), сопла Еключатся и опять вернут ее в состояние неопределен ности. Таким образом, у нелинейной СУС исполнитель ные органы включаются лишь эпизодически. Частота включения и выключения сопел зависит от характера возмущающего воздействия и других характеристик си стемы.
Точность нелинейных систем определяется величиной зоны нечувствительности измерителя углового положе ния. Здесь проявляется противоречие между энергетиче ским потреблением СУС и ее точностью. С одной сторо ны, чем шире зона нечувствительности, тем меньше рас ход рабочего тела, а с другой стороны — увеличение зо ны нечувствительности существенно снижает точность системы.
В рассмотренном законе управления не фигурирует угловая скорость ср, что равносильно некритичности си-