Система управління орієнтацією космічного апарата, стабілізованого обертанням

Реферат: Система управління орієнтацією космічного апарата, стабілізованого обертанням, містить у своєму складі магнітометр, датчик Сонця, обчислювальні пристрої. Введено задатчик, вихід якого з'єднаний з першим входом першого порівняльного пристрою, другий вхід якого з'єднаний з першим виходом другого обчислювального пристрою, а вихід з'єднаний з першим входом першого обчислювального пристрою, перший вихід якого з'єднаний з входом першого підсилювача потужності, вихід якого через перший магнітний виконавчий орган з'єднаний з першим входом космічного апарата, другий вихід першого обчислювального пристрою через послідовно з'єднані другий підсилювач потужності з другим магнітним виконавчим органом з'єднаний з другим входом космічного апарата, вихід другого задатчика з'єднаний з першим входом другого порівнювального пристрою, другий вхід якого з'єднаний з другим виходом другого обчислювального пристрою, перший вихід якого з'єднаний з другим входом першого порівняльного пристрою, датчик Сонця з'єднаний з першим, а вихід магнітометра з'єднаний з другим входом другого обчислювального пристрою, самі входи датчика Сонця і магнітометра з'єднані з виходом космічного апарата. UA 83380 U (12) UA 83380 U UA 83380 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Корисна модель може бути використана для орієнтації комічного апарата (КА) на Сонце та стабілізації швидкості його обертання при стабілізації космічного апарата за рахунок власного обертання навколо однієї з осей, зв'язаної з КА системи координат. Відома магнітна система орієнтації і стабілізації КА [Разіграев А.П. Основы управления полетом космических аппаратов. Учебн. пособие для втузов.-2-е изд. перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1990.-480 с, рис. 4.30, стор. 167] До складу такої системи входить магнітометричний датчик орієнтації (магнітометр), обчислювальний пристрій та магнітні виконавчі органи. До недоліків такої системи належить низька точність орієнтації космічного апарата у просторі. Відомий спосіб визначення сигналів кутової орієнтації літального апарата з використанням сигналів супутникової навігаційної системи, магнітометра [Патент № 67704, Україна, МПК G01C 21/08. Опубл. 12.03.2012, Бюл. № 5]. Недоліком такого способу є необхідність побудови системи орієнтації космічного апарата з використанням сигналів супутників, що призводить до необхідності залежності від доступу до глобальних супутникових систем GPS або ГЛОНАСС і не дозволяє бути системі орієнтації суттєво автономною. Відома система управління положенням космічного апарата у просторі, що побудована на базі датчиків сонця та зірок [United States Patent, № 4618259, Oct. 21, 1986, G01B 11/26, G01C 1/00]. До складу такої системи входить, окрім датчиків сонця і зірок, перетворювачі сигналів датчиків, комутатори та пристрої контролю. Недоліком такої системи є наявність оптичних датчиків зірок, що потребує для їх працездатності наявність складної оптоелектронної системи, що в свою чергу займає великий об'єм і має значну масу. Це перешкоджає використанню таких систем на малогабаритних супутниках. Відома вимірювальна система для визначення положення у просторі супутника, стабілізованого обертанням [United States Patent, № 3899928, Aug. 19, 1975, G01C 21/00], яка вибрана як прототип, у своєму складі містить магнітометр, датчик Сонця, генератор тактової частоти, обчислювальні пристрої, пристрої передачі телеметричної інформації на Землю. Недоліком такої системи є неможливість автономно на борту супутника вирішувати задачі орієнтації та стабілізації положення супутника у просторі, а також управління кутовою швидкістю обертання супутника. Для вирішення вказаних задач сигнали управління необхідно виробити на Землі на базі інформації, переданої з борта супутника по телеметричному каналу, і передати на борт супутника, що загалом ускладнює систему. Задачею корисної моделі є утворення автономної системи орієнтації супутника у просторі та управління кутовою швидкістю обертання з метою його стабілізації на базі інформації датчиків Сонця і магнітометра. Поставлена задача вирішується тим, що в систему управління орієнтацією космічного апарата, стабілізованого обертанням, що містить у своєму складі магнітометр, датчик Сонця, обчислювальні пристрої, згідно з корисною моделлю, введено задатчик, вихід якого з'єднаний з першим входом першого порівняльного пристрою, другий вхід якого з'єднаний з першим виходом другого обчислювального пристрою, а вихід з'єднаний з першим входом першого обчислювального пристрою, перший вихід якого з'єднаний з входом першого підсилювача потужності, вихід якого через перший магнітний виконавчий орган з'єднаний з першим входом космічного апарата, другий вихід першого обчислювального пристрою через послідовно з'єднані другого підсилювача потужності з другим магнітним виконавчим органом з'єднаний з другим входом космічного апарата, вихід другого задатчика з'єднаний з першим входом другого порівнювального пристрою, другий вхід якого з'єднаний з другим виходом другого обчислювального пристрою, перший вихід якого з'єднаний з другим входом першого порівняльного пристрою, датчик Сонця з'єднаний з першим, а вихід магнітометра з'єднаний з другим входом другого обчислювального пристрою, самі входи датчика Сонця і магнітометра з'єднані з виходом космічного апарата. На Фіг. 1 зображена загальна функціональна схема системи управління орієнтацією космічного апарата стабілізованого обертанням. На Фіг. 2 зображені осцилограми що пояснюють принцип обробки вихідної інформації датчиків Сонця і магнітометра. Система управління орієнтацією космічного апарата, стабілізованого обертанням, у своєму складі містить перший 1 і другий 2 задатчики, перший 3 і другий 4 порівняльні пристрої, перший 5 і другий 6 обчислювальні пристрої, датчик Сонця 7, магнітометр 8, перший 9 і другий 10 1 UA 83380 U 5 10 15 20 25 30 35 підсилювачі потужності, перший 11 і другий 12 магнітні виконавчі органи, космічний апарат 13. (Магнітне поле Землі 14 і Сонце 15 показані умовно). Вихід першого задатчика 1 з'єднаний з першим входом першого порівняльного пристрою 3, другий вхід якого з'єднаний з першим виходом другого обчислювального пристрою 6, а вихід з'єднаний з першим входом першого обчислювального пристрою 5. Перший вихід обчислювального пристрою 5 з'єднаний з входом першого підсилювача потужності 9, вихід якого через перший магнітний виконавчий орган 11 з'єднаний з першим входом космічного апарата 13. Другий вихід першого обчислювального пристрою 5 через послідовно з'єднані другий підсилювач потужності 10 і другий магнітний виконавчий орган 12 з'єднаний з другим входом космічного апарата 13. Вихід другого задатчика 2 з'єднаний з першим входом другого порівняльного пристрою 4, другий вхід якого з'єднаний з виходом другого обчислювального пристрою 6, перший вихід якого з'єднаний з другим входом першого порівняльного пристрою 3. Вихід датчика Сонця 7 з'єднаний з першим входом, а вихід магнітометра 8 з'єднаний з другим входом другого обчислювального пристрою 6. Входи датчика Сонця 7 і магнітометра 8 з'єднані з виходом космічного апарата 13. Принцип дії системи управління орієнтацією космічного апарата, стабілізованого обертанням, полягає в наступному. З початку розглянемо питання здобуття і методику обробки інформації, що надходить з датчиків Сонця 7 і магнітометра 8. Дане питання вирішено за допомогою осцилограм, приведених на фіг. 2. На фіг. 2,а приведені вихідні сигнали датчиків Сонця (UДС) і магнітометра (UДМ) при умові, що одна з осей космічного апарата (КА) співпадає з напрямом на Сонце, а сам КА обертається навколо іншої осі зв'язаної з КА системи координат з періодом Т. Такому положенню КА відповідає рівність: T (1)   1   2  2 , 1  2 При інших умовах (див. фіг, 2,б) (2) 1  2 Нерівність σ1 і σ2 потребує вироблення інформації про їх різницю, що досягається перетворенням часових інтервалів σ1, σ2, σ цифрову форму з метою подальшої їх обробки у другому обчислювальному пристрої в (фіг. 1). Методика перетворення часових інтервалів σ1, σ2, σ відображена на фіг. 2,б-2,л і полягає у заповненні часових інтервалів високочастотними імпульсами з періодом σ 0 їх слідкування. Таким чином у лічильниках обчислювального пристрою 6, що входять до його складу формуються цифрові еквіваленти σ1, σ2, σ. 1    N1 2  N2  N3 (3) 0 0 0 ; ; . Далі на базі здобутих значень (3) виробляється у обчислювальному пристрої 6 інформація про розбіжність величин σ1 і σ2 (N1 і N2): N2  N1  N1  N2  N1 ; N2  N1  N1  N2  N1 або N3  N1  N2   N3  N3  N1  N2 ; (4) N3  N1  N2   N3  N3  N1  N2 . На базі (4) у другому обчислювальному пристрої 6 виробляється як величина, так і знак 40 45 розбіжності величин σ1 і σ2 (N1 і N2). Величина розбіжності Ni , i  1,2 порівнюється з вихідним сигналом другого задатчика 2, що задає необхідну інформацію про потрібну орієнтацію КА. На базі цієї інформації перший обчислювальний пристрій 5 виробляє, у відповідності до закладеного закону управління, сигнал управління, що надходить на вхід другого підсилювача потужності 10. З виходу другого підсилювача потужності 10 сигнал подається на другий виконавчий орган 12, котрий виробляє сигнал управління положенням КА у відповідності до формули M1  L1  B X , де М1 - момент управління; L1 - індукція магнітного поля, що виробляє другий магнітний виконавчий орган 12; B X - складова індукції магнітного поля Землі по осі ОХ КА. 2 (5) UA 83380 U 5 10 15 При досягненні рівності сигналів, що надходять на входи другого порівняльного пристрою 4 з виходів другого задатчика 2 і другого обчислювального пристрою 6 задача орієнтації завершається. Управління швидкістю обертання КА досягається аналогічним способом. При цьому з першого виходу другого обчислювального пристрою використовується інформація про величину N3, що безпосередньо визначає період обертання КА: 2N3=T Або 2 2  T    (6) T 2N2 N2 , де T - поточне значення кутової швидкості обертання космічного апарата. Поточне значення T зрівнюється з заданою кутовою швидкістю 3 і їх різниця   Т  3 надходить на перший вхід першого обчислювального пристрою 5, який по першому виходу видає сигнал управління на вхід першого підсилювача по тужності 9. Вихід першого підсилювача потужності 9 надходить на вхід першого магнітного виконавчого пристрою 11, який формує імпульс моменту управління М2: (7) M2  L 2  B Y де L2 - індукція магнітного поля, що виробляє перший магнітний виконавчий орган 11; BY - складова індукції магнітного поля Землі по осі OY космічного апарата. Таким чином запропонована система управління космічним апаратом забезпечує в автономному режимі як його орієнтацію на Сонце, так і управління швидкістю обертання з метою його стабілізації, що забезпечує значну точність положення КА у просторі. 20 ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 25 30 35 Система управління орієнтацією космічного апарата, стабілізованого обертанням, що містить у своєму складі магнітометр, датчик Сонця, обчислювальні пристрої, яка відрізняється тим, що введено задатчик, вихід якого з'єднаний з першим входом першого порівняльного пристрою, другий вхід якого з'єднаний з першим виходом другого обчислювального пристрою, а вихід з'єднаний з першим входом першого обчислювального пристрою, перший вихід якого з'єднаний з входом першого підсилювача потужності, вихід якого через перший магнітний виконавчий орган з'єднаний з першим входом космічного апарата, другий вихід першого обчислювального пристрою через послідовно з'єднані другий підсилювач потужності з другим магнітним виконавчим органом з'єднаний з другим входом космічного апарата, вихід другого задатчика з'єднаний з першим входом другого порівнювального пристрою, другий вхід якого з'єднаний з другим виходом другого обчислювального пристрою, перший вихід якого з'єднаний з другим входом першого порівняльного пристрою, датчик Сонця з'єднаний з першим, а вихід магнітометра з'єднаний з другим входом другого обчислювального пристрою, самі входи датчика Сонця і магнітометра з'єднані з виходом космічного апарата. 3 UA 83380 U Комп’ютерна верстка І. Мироненко 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 4