книги из ГПНТБ / Каргу Л.И. Системы угловой стабилизации космических аппаратов

стемы к величине возмущающих моментов. Так, при по­ стоянном возмущающем моменте стабилизируемая ось будет удерживаться в области значения |<р| = |фі| и соп­ ла будут периодически включаться с частотой, зависящей от его величины. С увеличением величины возмущающе­ го момента частота включений возрастает. В предель­ ном случае, когда М У ^ М В , сопла будут включены непре­ рывно до полного расхода рабочего тела.

Для регулирования по скорости нелинейный закон управления изменяют в соответствии со статической ха­ рактеристикой ДУС.

Принципы построения полупассивных систем, напри­ мер, с маховиками или гироскопами мало чем отличают­ ся от рассмотренных выше. Для них релейный принцип целесообразен с точки зрения увеличения ресурса испол­ нительных органов.

Для того чтобы шире применять положительные качества той или иной системы, используют принцип создания комбинированных СУС. Например, системы

время сохранять заданную ориентацию. Это открывает возможности формирования управляющих команд на Земле и передачу их на исполнительные органы, уста­ новленные на вращающемся аппарате. Таким образом, замкнутая система автоматического регулирования су­ ществует, но ее усилитель-преобразователь связан с дру­ гими элементами по командной радиолинии.

Принципы построения пассивных систем преимуще­ ственно сводятся к проектированию элементов конструк­ ции КА: выбору формы аэродинамического стабилиза­ тора, размеров «солнечного паруса», длины выдвижных штанг (гравитационная стабилизация) и т. д.

Гироскопические чувствительные элементы сущест­ венно ограничивают ресурс и время готовности КА. В ра­ кетной технике исследуются вопросы, связанные с заме­ ной гироскопов акселерометрами (безгироскопные си­ стемы). Для космических аппаратов в ряде случаев та­ кая замена может оказаться вполне оправданной. Прин-

цип измерения углового положения КА при помощи ак­ селерометров описан в работе [24].

Широкие возможности при проектировании систем управления открываются в связи с появлением бортовых цифровых вычислительных машин (БЦВМ). Использо­ вание вычислительной техники позволит существенно улучшить качество СУС и расширить круг задач, решае­ мых ими.

1.6. Чувствительные элементы системы угловой стабилизации

Точность СУС їв первую очередь определяется точно­ стью командно-измерительного комплекса приборов, из­ меряющих угловое положение и угловые скорости КАпо трем осям связанной системы координат.

В работе [24] и в более поздней работе [19] Б. В. Раушенбах и Е. Н. Токарь исследовали вопросы, связанные с: возможностями известных чувствительных элементов (ЧЭ) измерять параметры углового движения КА в за­ висимости от режима полета. В этих работах весь комп­ лекс командно-измерительных приборов разбит на три группы: датчики памяти, датчики ориентации и датчики внешней информации. В соответствии с предложенной классификацией в указанной последовательности рас­ смотрим принципы действия наиболее распространенных чувствительных элементов СУС.

Для нормальной работы СУС в режиме орбитально­ го полета необходимо иметь измерители углов тангажа рыскания гр и крена у , а также измерители угловых

Гироскопические измерители, построенные по прин­ ципу свободного гироскопа, основаны на свойстве по­ следнего сохранять положение оси собственного враще­ ния неизменным относительно инерциального простран­ ства. В действительности под действием различных возмущений эта ось будет отклоняться от первоначаль­ но заданного направления. Скорость отклонения (ухо­ да) характеризует качество гироскопа. Трехстепенной астатический гироскоп является характерным лредстави-

телем датчиков памяти. Его работа не зависит от источ­ ников внешней информации.

с корпусам аппарата. Поэтому при угловых эволюциях КА с этих датчиков в СУС поступают электрические сигналы, пропорциональные углам г|) и у .

Для измерения трех углов необходимо иметь не ме­ нее двух трехстепенных гироскопов. Образованный та­ ким образом блок гироскопов создает на борту КА в те­ чение некоторого времени инерциальную систему коор­ динат.

В режиме орбитального полета при ориентации КА на Землю необходимо знать отклонение его продольной оси от плоскости орбиты. Эта задача решается при по­ мощи гироскопической орбиты, или гироорбитанта (ГО), автором которого является Е. Н. Токарь [24]. Гироорбитант будет правильно измерять угол рыскания только в том случае, когда КА точно ориентирован по местной вертикали. В соответствии с принятой классификацией ГО относится ко второй группе ЧЭ.

Принцип действия гироорбитанта аналогичен прин­ ципу действия трехстепенного астатического гирокомпа­ са и заключается в следующем. Если трехстепенной ги­ роскоп установлен на Земле так, что его главная ось лежит в плоскости местного горизонта и все время при­ нудительно удерживается в этой плоскости, а ось на­ ружной рамки выставлена по вертикали, то вектор Н будет стремиться совпасть с горизонтальной составляю­ щей вектора угловой скорости суточного вращения Земли <а3 ооэфз, где_ф3 •—широта (рис. 1.13). Горизонтирование вектора Ы обеспечивается «электрической пружиной» (на рисунке изображены механические пру­ жины) .

На КА гироорбитант устанавливается так, что на­ ружная ось подвеса направлена по продольной оси ап­ парата. Поэтому в ориентированном на Землю орби­ тальном полете ось подвеса с точностью в пределах ошибок работы каналов тангажа и вращения лежит в

плоскости местного горизонта. Вектор Я удерживается в этой же плоскости «электрической пружиной», образо­ ванной датчиком угла Д У Д и датчиком момента ДМ р, размещенными по наружной оси гироскопа и связанны­

больше со3 , поэтому восстанавливающий момент гироОрбитанта значительно больше восстанавливающего мо­ мента наземного гирокомпаса. Это означает, что гироорібитант работает более устойчиво.

датчик момента ДМр , установленный по внутренней оси подвеса.

В установившемся режиме векторы Н и wo совпада­ ют. При отклонении продольной оси КА от плоскости орбиты с датчика угла ДУр (на рис. 1.14 не показан), закрепленного на внутренней оси гироорбитанта, сни­ мается сигнал, пропорциональный углу рыскания і|\

Рассмотрим некоторые вопросы, связанные с дина­ микой такого гироскопа.

Допустим, что ГО не имеет указанных связей и пред­ ставляет собой трехстепенной гироскоп, оси которого

ориентированы как показано на рис. 1.14. Если главная ось гироскопа отклонена от нормали к орбите на углы а и р, то наблюдателю, стоящему в начале орбитальной

Из решения (1.20) следует, что с течением времени углы а и р стремятся к нулю. Поэтому конец вектора Н с точки зрения упомянутого выше наблюдателя будет описывать не эллипс, а сходящуюся к оси ZQ спираль. Теоретически при достаточно большом t вектор Н зай­ мет положение, перпендикулярное к плоскости орбиты,

после чело возможен отсчет угла рыскания г|). Однако естественные демпфирующие связи очень слабы, и пере­

ГДЄ ffl2 = G)d(c00 + <&i/#).

В данном случае собственная частота ГО будет за­ висеть от выбора k\, но колебания будут незатухаю­ щими.

действующих относительно осей внешней и внутренней рамок, уравнения ГО примут вид

где / — момент инерции гироскопа относительно оси прецессии; \х — коэффициент вязкого трения.

При нулевых начальных условиях это уравнение в форме преобразования Лапласа может быть представ­ лено в виде

Значения производных Ь, я|), у могут быть получены при помощи пассивных корректирующих контуров типа цепочек RC. Однако их применение в основном режиме ориентации при низкочастотных колебаниях КА нецеле­ сообразно из-за больших погрешностей. В некоторых случаях, например, при спуске (в период работы тормоз­ ной двигательной установки) собственные частоты КА существенно возрастают, поэтому погрешности диффе­ ренцирования будут незначительными и применение корректирующих контуров может быть оправдано.

женной атмосферой, и космическим пространством [1]. Основными узлами ИКВ являются вращающееся (сканирующее) зеркало / (рис. 1.17), параболическое

зеркало 2 и приемник инфракрасного излучения 3. Зер­ кало 1 воспринимает инфракрасные лучи, которые из­ лучает Земля и атмосфера в космическое пространство, я отражает их на параболическое зеркало 2, фокуси­ рующее их на приемнике 3.

Если ось конуса, образованного сканирующим лучом, совпадает с направлением на центр Земли, то результи­ рующий сигнал на выходе приемника ИКВ будет равен

нулю, он распределяется по каналам тангажа и враще­ ния таким образом, чтобы указанные оси вновь совпали.

Измерители направления на Солнце, или солнечные датчики (СД) необходимы для ориентации одной из осей КА на Солнце [1]. Необходимость в такой ориента­ ции может возникнуть перед включением тормозной двигательной установки (см. работу [13]).

Солнечный датчик строится по принципу фотоследя-

подключены к усилителям Уі, Уг, УзЛучи Солнца по­ падают на приемники через светофильтры. Поле зрения

Если Солнце находится справа от продольной оси объекта, то приемник П 2 выдаст сигнал в усилитель У2 , который включит рулевые органы таким образом, чтобы

в другой плоскости. Приемник Пз не имеет принципиаль­ ного значения. С его помощью вырабатывается команда, сигнализирующая об устойчивом захвате Солнца.

В тех случаях, когда необходимо одну из осей КА ориентировать в направлении видимого горизонта Зем­ ли, используют датчики наличия Земли (ДНЗ) . По принципу действия они не отличаются от солнечных дат­ чиков и относятся к группе датчиков внешней инфор­ мации.