Спосіб орієнтації штучних супутників землі

Реферат: UA 73372 U UA 73372 U 5 10 15 20 25 30 35 40 Корисна модель належить до галузі космічної техніки і може бути використана для орієнтації штучних супутників Землі (ШСЗ). Відомий спосіб орієнтації штучних супутників Землі [Самотокін Б. Б., Степанковський Ю. В. Про роботу моментного магнітопроводу в режимі неперервного розвантаження носіїв кінетичного моменту // Вісті ВУЗів СРСР. Приладобудування, 1974 - № 10 - с. 75-78] шляхом накопичення кінетичного моменту та періодичного його скидання, а також вимірювання поточного значення напруженості геомагнітного поля по осях супутника. У відомому способі застосовують "жорсткий" алгоритм розвантаження накопичувачів кінетичного моменту (НКМ), в якому скидання накопиченого кінетичного моменту здійснюють вже після досягнення НКМ насиченого стану. Недоліками відомого способу являються перевитрати потужності споживання та недостатня точність орієнтації. Найближчим аналогом корисної моделі є спосіб орієнтації штучних супутників Землі (патент України № 56077А "Спосіб орієнтації штучних супутників Землі" від 15.04.2003). У відомому способі орієнтація штучних супутників Землі виконується шляхом використання алгоритму розвантаження НКМ із застосуванням прогнозних моделей, що потребує виконання великого обсягу попередніх робіт. Це зумовлює такі суттєві недоліки способу-аналогу як складність виконання та надмірне енергоспоживання. В основу корисної моделі поставлено задачу за рахунок зміни форми сигналу, шляхом введення нових елементів вдосконалити спосіб орієнтації штучних супутників Землі. Поставлена задача здійснюється наступним чином. З метою зменшення енергоспоживання в обчислювальний блок системи орієнтації вводять інтегратор. Проводиться інтегрування накопиченого кінетичного моменту за період обертання супутника по орбіті, що дозволяє позбутися від шкідливої складової моменту. Введення до складу системи інтегратора і, як наслідок, усунення постійної складової моменту призведе до підвищення коефіцієнта корисної дії системи орієнтації. Заявлений спосіб здійснюється наступним чином. На кресленні зображений пристрій для реалізації запропонованого способу. До складу пристрою входять силові котушки 1 та обчислювальний пристрій з інтегратором 2. Силові котушки 1 надають інформацію про складові збурюючого моменту, що діє на супутник. В обчислювальному пристрої, де розташовано інтегратор, відбувається обробка цих даних та інтегрування накопиченого кінетичного моменту за період обертання супутника. На основі даних отриманих з інтегратора у обчислювальному блоці 2 формується сигнал для скидання кінетичного моменту за допомогою силових котушок 1. Силові котушки 1 створюють керуючий момент при розвантаженні НКМ за рахунок взаємодії магнітного поля силових котушок з геомагнітним полем. Керуючий момент M створюється за рахунок взаємодії магнітного моменту P силової котушки 1 з індукцією B геомагнітного поля: M  PB . Струм, що проходить через силову котушку 1, електромагнітна вісь якої співпадає з віссю О x , позначимо Іх , з віссю О y - через Iy , з віссю О z - через Iz . Тоді магнітний момент кожної силової котушки 1 матиме вигляд Px  nSIx , Py  nSIy , Pz  nSIz , 45 де n та S - відповідно число витків та площа витка. Спроектувавши отримані вирази на координатні осі, можна записати відповідні вирази для струмів, які необхідно пропустити через силові котушки 1 для отримання потрібних значень керуючих моментів: k B YMZ  B ZMY , nS k B XMY  B ZMY , IY  nS k B XMY  B YM X . IZ  nS IX  1 UA 73372 U 5 Зміна значень коефіцієнту k внаслідок зміни індукції геомагнітного поля може бути врахована при проектуванні замкнутої системи керування кутовими рухами супутника введенням контуру самонастроювання. Такий спосіб орієнтації штучних супутників Землі за допомогою інтегрування накопиченого кінетичного моменту може використовуватися для апаратів, які виконують політ по орбіті супутника Землі та дозволить підвищити коефіцієнт корисної дії системи. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 10 Спосіб орієнтації штучних супутників Землі, при якому створюють керуючі моменти шляхом накопичення кінетичного моменту й періодичним його скиданням, який відрізняється тим, що на кожному витку визначають величину постійної складової моменту, що збурює, інтегруючи кінетичний момент, який накопичується за кожний період обертання супутника по орбіті. Комп’ютерна верстка Г. Паяльніков Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 2