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

Несмотря на принципиальную простоту демпфирую­

слоем кадмия, а для предотвращения сублимации в глу­ боком вакууме на кадмий нанесен слой золота толщиной 0,005 мм. Для предотвращения запутывания и поврежде­ ний пружина заключена в твердый сублимирующий ма­ териал (дифенил). Испарение дифенила приводит к ос­ вобождению виток за витком свернутой в катушку пру­ жины. Освобождение пружины длится в течение суток.

ции в плоскости орбиты равнялась примерно 0,1 рад и в плоскости, перпендикулярной ей — 0,05 рад.

Аналогичной конструкции спутник 1963 38В был вто­ рым спутником с гравитационной стабилизацией, запу­ щенный на полярную круговую орбиту с высотой 1110 км. Этот спутник занял стабилизированное поло­ жение на второй день после запуска.

Серьезная проблема возникла при освобождении пружины от сублимирующего материала, который, пре­ вращаясь в газ, создавал реактивную тягу. Хотя им­ пульс от истекающего газа примерно был равен 0,5X XIО"5 Н, он, будучи приложенным на конце мачты, ока­ зался достаточным, чтобы начать вращение спутника. Указанная сила на плече 30,48 м создавала момент все­ го лишь в 1,5 г-см. Тем не менее после четырех недель вращения спутник 1963 38В принял неправильное поло­ жение (перевернулся на 2л рад).

Спутник 1963 49В был оборудован отклоняющим уст­ ройством, которое должно было уменьшить силу от суб­ лимации дифенила, направленную в сторону. Это уст­ ройство в действительности уменьшило возмущающее действие испаряющегося дифенила, однако остаточная

сила была достаточно большой, чтобы начать медленно переворачивать спутник. Положение спас электромагнит, который неоднократно вступал в работу всякий раз, ко­ гда спутник стремился занять неправильное положение.

Точность гравитационной стабилизации во многом за­

излучения и аэродинамические моменты. Магнитные мо­ менты доминируют на высотах ниже 1850 км. Давление солнечного излучения более всего влияет на спутники, движущиеся по синхронным орбитам. Аэродинамически­

1,74-Ю- 2 рад, а на высоте 555 км — уже на 0,174 рад.

Существует еще один источник ошибок, который ха­ рактерен только для спутников с гравитационной стаби­ лизацией — тепловой изгиб штанг. Тепловой изгиб появ­ ляется в результате нагрева и последующего расшире­ ния материала штанги, обращенного к Солнцу. Так, для штанги из бериллиевомедного сплава длиной 30,48 м, диаметром 1,27 см и толщиной стенки 0,0508 мм тепловой изгиб составляет около 0,07 рад. На спутнике 1964 83Д тепловой изгиб приводил к отклонениям спутника до ±0,21 рад. Простым и эффективным средством уменьше­ ния теплового изгиба является покрытие штанги тонким слоем серебра (0,00508 мм) .

2.5. Магнитные системы стабилизации

В работе [1] дано описание системы угловой стабили­ зации, использующий моментный магнитопривод. Систе­ ма состоит из трех плоских катушек, трех магнитомет­ ров и вычислительного устройства. Электрическая энер­ гия, необходимая для работы системы, поступает от бортового источника питания. Поскольку такая система нуждается в энергопотреблении, ее следует отнести к по­ лупассивным системам.

Пассивная магнитная стабилизация представляет особый интерес для исследовательских спутников, пред­ назначенных для изучения явлений, связанных с геомаг­ нитным полем. Пассивная магнитная система была уста­ новлена на спутнике «Ацур» [28].

Магнитная система этого спутника состоит из двух сильных постоянных магнитов / (рис. 2ЛЗ) с результи­ рующим магнитным моментом диполя 100 А-м2 и магни­ тол рон ища ем ых решеток из демпфирующих стержней 2, расположенных в экваториальной плоскости постоянных магнитов. В полете постоянные магниты ориентируются вдоль силовых линий геомагнитного поля, а магнитопронищаемые стержни демпфируют колебания и остаточные моменты вращения. В установившемся движении, кото­ рое начинается через 10 суток после запуска, требуется угло­ вая точность ±0,087 рад.

Постоянные магниты осу­ ществляют угловую стабилиза­ цию по принципу магнитной стрелки. Допустим, что орбита спутника совпадает с плос­ костью экватора, а оси свя­ занной и орбитальной систем координат совмещены. При действии какого-либо возму­ щения возникнет угол рассо­ гласования между силовыми

ся магнитный восстанавливающий момент, который вер­ нет спутник в исходное положение.

Поскольку спутник обладает инерционностью, то прежде, чем магнитное поле Земли вновь заяватит оси связанной системы координат, будет наблюдаться коле­ бательный процесс. Маїгніитапроницаемьіе стержни демп­ фируют эти колебания, рассеивая их за счет гистерезисных потерь.

Неоспоримым достоинством пассивных магнитных си­ стем является их высокая надежность ввиду отсутствия каких-либо подвижных частей. К их отрицательным ка­ чествам следует отнести низкую точность, большое время входа в рабочий режим и большую массу постоянных магнитов и магнитопроницаемых стержней.

Энергия гистерезисных потерь (в конечном счете эффективость демпфирования колебаний) зависит от вели­ чины максимума напряженности поля, материала, гео-

метрических размеров стержней и от магнитных полей, создаваемых различной аппаратурой внутри спутника.

Стержни должны быть расположены таким образом, чтобы возникали высокие гистерезисные потери. С дру­ гой стороны, они должны создавать минимум магнитных возмущений внутри спутника. Ниже приводятся некото­ рые аналитические зависимости, при помощи которых можно рассчитать основные параметры стержней [28].

Гистерезисные потери в стержне объемом V за один период обращения спутника будут определяться инте­ гралом

імума напряженности поля Нт.

В этом выражении принято среднее значение индук­ ции В вдоль длины стержня. При заданном объеме V

потери будут тем больше, чем больше (j) HdB. Для

V—IF, где /•—длина стержня; F — площадь его попереч­ ного сечения, выражение (2.26) можно представить в виде

где Q) = FB — средняя величина потока внутри стержня. Так как величина / задана и ограничена размерами спутника, то более рационально оптимизировать величи­

ну (j) Hd®.

Для минимизации возмущающего воздействия внеш­ него поля стержней на аппаратуру спутника необходимо поддерживать величину потока Ф настолько малой, на­ сколько это возможно при заданных / и Нт. Отсюда сле­ дует, что площадь F и среднее значение магнитной проницаемости ц стержня должны быть малыми. Жела­ тельно также, чтобы не происходило насыщения матери­ ала стержней ни магнитным полем Земли, ни собствен­ ным полем спутника. Для этого целесообразно иметь стержни с малой проницаемостью и высоким значением

Подставив эти выражения в формулу (2.29), получим

При помощи этой формулы можно найти диаметр стержня для данной длины и данного материала, в ко­ тором будут происходить максимальные потери. В рабо­ те [38] показано, что условие

отвечает оптимальному соотношению параметров стерж­ ня.

В приведенных формулах не учитывается фактор размагничивания параллельно соединенных стержней. Так для двух параллельных стержней при относитель­ ном расстоянии

a = 2t/// = 0,O83,

где у — расстояние между стержнями, поток уменьшает­ ся примерно на 14%, а потери на гистерезис более чем на 29%. Взаимным влиянием стержней можно прене­ бречь, когда относительное расстояние между ними рав­ но 0,25.

Исследования, проведенные в работе [28], показали, что наиболее эффективным является использование то­ роидального стержня, грубой аппроксимацией которого может быть соединение четырех стержней квадратом. В этом случае потери на гистерезис увеличиваются в 2,5

Пассивные и полулассивные магнитные системы нахо­ дят широкое применение на спутниках, стабилизирован­ ных вращением. Эти системы при очень простой аппара­ турной реализации позволяют поддерживать скорость » вращения спутника в заданных пределах, а также кор­ ректировать положение его оси вращения в простран­ стве.

2.6. Стабилизация вращением

Издавна замечено, что вращающиеся тела обладают большей устойчивостью по сравнению с навращающимися телами. Устойчивое положение всех небесных тел объясняется главным образом угловой скоростью собст­ венного вращения.

Стабилизация КА вращением имеет определенные преимущества перед другими видами стабилизации. При вращении космический аппарат более равномерно осве­ щается Солнцем, что создает лучшие условия для работы солнечных батарей и более умеренный тепловой режим.

Длительное пребывание человека в условиях невесо­ мости показало, что для нормальной жизнедеятельности необходимо создавать КА с искусственной гравитацией. Следовательно, физиологические особенности человече­ ского организма исключают выбор других принципов стабилизации для долговременных орбитальных стан­ ций.

Стабилизация вращением выгодна также в тех слу­ чаях, когда последняя ступень ракеты-носителя, рабо­ тающая на твердом топливе, сама стабилизирована вра­ щением и передает его спутнику, являющемуся для нее полезной нагрузкой [4].

На ранней стадии развития космической техники ис­ пользовали простейший способ стабилизации вращени­ ем: аппарат закручивали относительно оси с максималь­ ным моментом инерции и не контролировали скорость его вращения. С течением времени такой аппарат под влиянием различных возмущений терял первоначальную ориентацию оси вращения. Кроме того, магнитное поле и другие тормозящие факторы приводили к тому, что его скорость начинала уменьшаться.

В связи с этим возникли две проблемы управления вращающимися спутниками: проблема ориентации оси вращения и проблема стабилизации угловой скорости собственного вращения.

В настоящее время наметилось много путей решения этих проблем. Все они сводятся к тому, что к враща­ ющемуся КА, как к свободному гироскопу, прикладыва­ ют корректирующие моменты для стабилизации оси вра­ щения относительно заданного направления, а с целью поддержания постоянства угловой скорости собственно­ го вращения периодически создают импульсы момента

относительно оси вращения. Следовательно, управление вращающимися спутниками связано с энергетическими затратами. Поэтому системы, осуществляющие это уп­ равление, следует отнести к полупаосивным системам.

Покажем, что расходы на управление вращающегося КА меньше, чем на управление невращающегося аппа­ рата.

Будем считать, что сравниваемые объекты необходи­ мо развернуть на одинаковые углы г|)в и а|). В первом приближении разворот вращающегося КА по углу рыс­ кания можно осуществить, прикладывая момент Мі по оси крена (считаем, что ось собственного вращения на­ правлена по нормали к орбите), а угол разворота опре­ делить из формулы

где t0 — время действия момента Л4Т;

Угол отклонения невращающегося КА под действием момента МІ, может быть найден из выражения

Угол а обычно достаточно мал, поэтому М^^>М^. Это означает, что с энергетической точки зрения управ­ лять вращающимся КА выгоднее, чем невращающимея.

Заметим, что приведенное сравнение носит качествен­ ный характер, так как не учитывается еще одно важное обстоятельство: после разворота павращающепося КА необходимо погасить -появившуюся угловую скорость, а после разворота вращающегося — нутационные колеба­ ния.

Первая задача может быть решена только создани­ ем противомомента, в то время как вторая — использо­ ванием пассивных демпфирующих устройств.

Следовательно, расходы на управление обычного спутника еще более возрастут. Такое несоответствие можно объяснить тем, что вращающийся спутник отдает часть кинетической энергии на собственную коррекцию, т. е. в данном случае имеет место так называемый прин­ цип усиления управляющего момента.

Вызвать прецессию оси .вращения можно приложе­ нием момента, перпендикулярного к этой оси, например с помощью реактивных сопел. Аналогично можно соз­ дать ускорение, перпендикулярное к оси вращения. При этом сопла необходимо включать только на некотором секторе каждого оборота, положение которого фиксиру­ ется относительно опорного направления. Направление прецессии или ускорения можно изменять, меняя поло­ жение сектора работы сопла. Такие принципы управле­ ния были использованы на нескольких спутниках «Син­ ком».

Известна магнитная систама стабилизации скорости вращения [26], блок-схема которой приведена на рис. 2.14. Векторные магнитометры / измеряют напряженность магнитного поля по осям х и у связанной системы ко­ ординат (осью вращения обычно выбирается ось 2). Сигналы с магнитометров поступают в усилители 2 и далее к электромагнитам 3 и 4. Магнитометры должны включить электромагниты в те моменты времени, когда вектор магнитного поля Земли будет перпендикулярен вектору магнитного поля электромагнитов. Для замед­ ления или разгона спутника необходимо соответствую-