Если спутник не обладает системой ориентации, то после вывода на орбиту он совершает сложное вращательне движение типа «кувыркания» под действием аэродинамических, гравитационных, магнитных, радиационных сил. Характер вращения спутника может постепенно изменяться. Например, цилиндрический спутник, получивший в момент отделения от ракеты-носителя вращение вокруг продольной оси, стремится с теченим времени начать вращаться вокруг поперечной оси, наподобие пропеллера.
Для замедления первоначального беспорядочного вращения спутника часто используется воздействие магнитного поля Земли . В частности, если установить на борту спутника мощный постоянный магнит, закрепленный в подшипниках, создающих большое трение, то стремление магнита стабилизироваться в магнитном поле заставит вращающийся вокруг своей оси спутник быстро затормозиться (при этом сильно нагреваются подшипники). Такая система успешно использовалась в советском астрономическом спутнике «Космос-215».
Управление угловым положением (ориентацией) спутников осуществляется с помощью реактивных сопел, о чем рассказывалось в
§ 5 гл. 3. В системах ориентации часто применяют инфракрасные датчики, улавливающие тепловое излучение земной поверхности и таким путем обнаруживающие линию горизонта, а следовательно, и определяющие местную вертикаль. Подобная система стабилизации используется, например, в американских метеорологических спутниках серии «Нимбус», телевизионные камеры которых должны все время смотреть на Землю.
Наиболее простым способом стабилизации служит сообщение спутнику вращения вдоль оси симметрии. Благодаря гироскопическому эффекту ось спутника, несмотря на возмущения, будет стремиться сохранить неизменным свое направление относительно звезд. Но не относительно Земли! Именно таким способом были ориентированы американские метеорологические спутники «Тирос». В результате спутники не кувыркались, что позволило получить десятки тысяч фотографий облачности Земли, но на большей части орбиты камеры могли фотографировать только мировое пространство.
В последнее время находит распространение пассивный метод ориентации спутника по вертикали, основанный на существовании градиента гравитации. Спутник вытянутой формы стремится повернуться вокруг своего центра масс таким образом, чтобы его продольная ось расположилась вертикально. Это происходит от того, что конец спутника, более удаленный от Земли, притягивается Землей слабее, чем менее удаленный. Если при выводе спутника на орбиту сообщить ему медленное вращение, при котором он будет совершать один оборот вокруг центра масс за время одного облета Земли, то спутник будет двигаться вокруг Земли, располагаясь по вертикали, подобно Луне, повернутой к Земле все время одной своей стороной (это объясняется тем, что Луна тоже несколько вытянута вдоль линии Земля - Луна). Если же вращение сообщено спутнику не точно, то он начнет совершать колебания относительно вертикали, которые придется гасить специальными приспособлениями.
Многие спутники не имеют вытянутой формы, и их снабжают складной штангой длиной в несколько метров (или даже десятков метров) с массой на конце. Штанга разворачивается в космосе в направлении от центра Земли. Все устройство снабжается демпфером пружинного типа для гашения колебаний (рис. 51, а, б) .
Теоретически градиент гравитации обеспечивает продолговатому спутнику, движущемуся по круговой орбите, еще два положения равновесия кроме описанного радиального (его можно назвать: «спица в колесе» ). Это положения вдоль вектора скорости («стрела» ) и поперек вектора скорости - перпендикулярно двум предыдущим направлениям («поплавок» ). Но эти два положения неустойчивы по отношению к посторонним возмущениям: достаточно вспышки на Солнце - и спутник начнет отклоняться к положению «спицы в колесе». Какое важное это может иметь значение, мы увидим в § 1 гл. 7.
Система гравитационной стабилизации отрабатывалась, а потом использовалась на многих спутниках. Таковы «Триад», «Траак», «GEOS-1, -2», «Эол», спутники серии ATS, «Эксплорер-38» (четыре гравитационных полых стержня длиной образующих две -образные антенны радиотелескопа, и демпфирующий стержень длиной 96 м) и другие. Несколько стержней, которые могут выдвигаться и вдвигаться, позволяют стабилизировать спутник по трем осям, разворачивать его на 180° в новое устойчивое положение (экспериментальный спутник «Додж»). На многих спутниках наряду с гравитационной используется магнитная ориентация .
Рис. 51. Спутники с пассивными системами стабилизации: а) навигационный спутник США «1963-22А», б) исследовательский спутник США «Траак»; в) советский метеорологический спутник, «Космос-149» («Космическая стрела»).
К числу пассивных методов относится аэродинамическая стабилизация. Продольная ось спутника может быть ориентирована в направлении его полета, если расположить в хвостовой части спутника стабилизатор, обладающий большей «парусностью», чем сам спутник (по принципу оперенной стрелы). Системой аэродинамической стабилизации был снабжен советский метеорологический
спутник «Космос-149» (1967 г., рис. 51, в). При этом стабилизация спутника по крену (устранение поворота вокруг продольной оси) достигалась дополнительно с помощью двух гироскопов. Иллюминатор телевизионной аппаратуры спутника был в результате все время направлен на Землю . К этому типу относился и спутник «Космос-320» (1970 г.).
Ориентация пилотируемых кораблей-спутников осуществляется посредством ручного управления или автоматически. Например, космонавт может развернуть корабль «Союз» произвольным образом по отношению к направлению своего полета. О направлении же этом он судит по показаниям ионного датчика вектора скорости.
Нельзя не упомянуть в заключение о важном теоретическом положении: вращательное движение спутника тесно связано с его поступательным движением, или движение спутника относительно центра масс связано с движением самого центра масс . Эта связь, устанавливаемая анализом точных уравнений движения, делается заметной при больших размерах спутника.
Пусть, например, длинный продолговатый спутник с большими одинаковыми массами на концах («гантель») движется по круговой орбите вокруг Земли в положении «спицы в колесе». Повернем его с помощью системы ориентации в положение «копья». Суммарная гравитационная сила, действующая на спутник, как вытекает из закона всемирного тяготения, теперь уменьшится, и спутник перейдет на эллиптическую орбиту. (Читатель убедится в сказанном, проделав вычисления, если, пренебрегая массой стержня «гантели», примет его длину, скажем, равной а высоту первоначальной орбиты - равной или где радиус Земли.)
С помощью системы ориентации может быть изменена орбита и в случаях совсем иных природных сил. Например, сопротивление атмосферы может измениться при перемене положения спутника по отношению к встречному потоку, а сила давления солнечного света - при изменении ориентации аппарата с солнечным парусом; это отражается на орбите.
Обеспечивающая определённое положение осей аппарата относительно некоторых заданных направлений. Необходимость данной системы обусловлена следующими задачами:
Задачи, выполняемые аппаратом, могут требовать как постоянной ориентации, так и кратковременной. Системы ориентации могут обеспечивать одноосную или полную (трёхосную) ориентацию. Системы ориентации, не требующие затрат энергии, называют пассивными, к ним относятся: гравитационная, инерционная, аэродинамическая и др. К активным системам относят: реактивные двигатели ориентации, гиродины , маховики, соленоиды и т. д., они требуют затрат энергии запасаемой на борту аппарата. В пилотируемой космонавтике помимо автоматических систем ориентации применяются системы с ручным управлением.
Датчики [ | ]
В качестве датчиков текущего положения аппарата обычно применяются электронно-оптические датчики, использующие в качестве ориентиров различные небесные светила: , Землю, Луну, звёзды . Используется видимый или инфракрасный спектр , второе удобнее, например для Земли, так как в инфракрасной области спектра дневная и ночная сторона отличаются слабо.
Кроме оптических датчиков могут применяться ионные датчики, датчики магнитного поля Земли, гироскопические датчики.
Система стабилизации [ | ]
При переходе с одной орбиты на другую, переходе на траекторию спуска, когда работает основная двигательная установка, необходимо сохранять неизменным направление осей аппарата. Для решения этой задачи предназначена система стабилизации . При стабилизации величина возмущающих сил и моментов намного выше, для их компенсации требуются значительные затраты энергии. Длительности нахождения в этом режиме относительно мала.
Системы стабилизации и ориентации ввиду близости выполняемых ими задач нередко частично объединяют, например для них используют одни и те же датчики. В таких случаях можно говорить о единой системе ориентации и стабилизации космического аппарата .
Пассивные системы [ | ]
Эти системы отличаются экономичностью, однако им присущ ряд ограничений.
Гравитационная [ | ]
Данная система стабилизации использует гравитационное поле планеты, для Земли её использование эффективно для высот орбит от 200 км до 2000 км.
Аэродинамическая [ | ]
Использование данной системы возможно на низких орбитах, где имеются остатки атмосферы, для Земли это высоты от 200 до 400 км. Для высот более 2500 км возможно использование давления солнечных лучей для создания аналогичной системы.
Электромагнитная [ | ]
Путём установки на борту аппарата постоянных магнитов можно добиться определённого положения аппарата относительно силовых линий магнитного поля Земли . Если вместо постоянных магнитов использовать соленоиды , то становится возможным эффективное управление положением, такая система относится уже к разряду активных. Использование электромагнитных систем для подобных Земле планет возможно на высотах от 600 до 6000 км.
Активные системы [ | ]
Системы данного типа требуют затрат энергии.
Газовые сопла [ | ]
Гироскопы [ | ]
Для ориентации и стабилизации массивных космических аппаратов на стационарных орбитах используются инерционные маховики и гиродины . Вращение маховика обычно обеспечивается электродвигателем.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для стабилизации космических аппаратов (КА). Система стабилизации КА содержит двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, ракетный двигатель, каналы управления по тангажу и рысканию с датчиками угла, отклонения линейных ускорений и скорости, отклонения угловых ускорений и скорости, суммирующий усилитель, рулевые машинки, интегрирующие устройства, два логических блока, клапаны, двигатели малой тяги. Изобретение позволяет повысить надежность стабилизации КА. 3 ил.
Предлагаемое изобретение относится к космической технике и предназначено для обеспечения стабилизации ракетных разгонных блоков и космических аппаратов (КА).
Известны системы стабилизации КА, использующие в качестве исполнительных органов системы стабилизации электродвигатели-маховики, которые располагаются по осям стабилизации и вырабатывают управляющие динамические моменты, величина которых регулируется, например, пропорционально сигналу управления (патент SU 1839975, приоритет от 26.02.1979). Указанные системы нашли широкое применение в космической технике, но их использование связано с ограничениями по максимуму величины восстанавливающего момента, что определяется предельной скоростью вращения маховиков, поэтому при больших возмущениях реакция системы стабилизации может оказаться недостаточной. Это ограничивает применение подобных систем при стабилизации ракетных разгонных блоков.
Известны системы стабилизации КА, использующие в качестве исполнительных органов системы стабилизации маломощные реактивные двигатели, у которых рабочим телом могут служить обычные продукты сгорания химического топлива или какой-либо газ (С.И. Королев, Н.К. Матвеев. Космические аппараты серии Зенит: Уч. пособие / Балт гос. техн. ун-т, СПб., 2005). Величина создаваемого восстанавливающего момента зависит от скорости истечения и массового расхода рабочего тела, а также от размера плеча, на котором приложена сила тяги двигателя.
Такие системы могут создавать большие величины восстанавливающих моментов и быстро реагировать на возмущающие воздействия, но необходимость использования невосстанавливаемого запаса рабочего тела ограничивает их время применения. При этом возможный размер плеча, на котором приложена сила тяги двигателя, во многом определяются выбранной компоновкой КА. Так, например, для стабилизации малых и средних ракетных разгонных блоков (РБ), компоновка которых включает кольцеобразный блок баков с диаметрально противоположным расположением относительно продольной оси блока двух сферических баков окислителя, двух сферических баков горючего и двух сферических приборных отсеков, используют двухкомпонентный ракетный двигатель, установленный во внутреннем проеме блока баков вдоль продольной оси (патент RU 2043956, приоритет от 23.11.1993). Указанная компоновка использована в конструкции ракетного разгонного блока «Фрегат». Особенностью КА, имеющих подобную компоновку, является то, что плечо управляющего момента мало из-за близости точки опоры ракетного двигателя к центру масс КА. При этом кроме возмущения в виде момента возмущение в виде силы также имеет значительную величину. Применение поворотного ракетного двигателя, установленного в кардановом подвесе, при малом плече управления, определяемом расстоянием между центром тяжести КА и точкой приложения силы от двигателя, для получения управляющего момента с целью парирования возмущения, требует значительных углов и угловых скоростей поворота камеры сгорания двигателя. Это неизбежно вызывает большую составляющую боковой (поперечной) возмущающей силы. Указанные недостатки частично устраняются при установке ракетного двигателя в подвесе с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА. Перемещение подвеса осуществляется с помощью рулевых машинок. Система стабилизации для КА, содержащего двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, симметрично расположенными относительно продольной оси КА, и ракетный двигатель, установленный в подвесе вблизи центра масса КА с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА, является наиболее близким аналогом к заявленной система стабилизации КА и выбрана в качестве прототипа, (патент RU 2090463, приоритет от 20.09.1997). Система включает канал управления по тангажу и канал управления по рысканию, каждый из которых содержит датчики отклонения линейных ускорений и скорости и датчики отклонения угловых ускорений и скорости, выходы которых через суммирующий усилитель подключены к входам рулевых машинок, обеспечивающих плоскопараллельные перемещения подвеса с двигателем. Указанная система стабилизации была использована при разработке разгонного блока «Фрегат» и позволяет повысить точность стабилизации в режиме кратковременных коррекций траектории за счет повышения точности стабилизации поперечных скоростей центра масс КА. Однако указанная система не позволяет устранить остальные проблемы стабилизации, присущие данной компоновке КА. К одной из таких проблем относится проблема разновыработки топлива из баков окислителя и горючего, что может привести к смещению центра тяжести КА к концу активных маневров до критической для обеспечения стабилизации величины, которая определяется возможно максимальным ходом штока РМ, т.е. зоной прокачки камеры двигателя. Для снижения вероятности такого развития событий приходится конструктивными способами обеспечивать необходимое исходное положение ЦТ в поперечной плоскости и путем замеров и регулировки минимизировать разницу гидравлических сопротивлений в трактах подачи компонентов топлива, что требует значительных технологических и материальных затрат и снижает надежность системы стабилизации.
Технической задачей, решаемой предлагаемым изобретением, является повышение надежности осуществления стабилизации при наличии разновыработки, способной привести к потере стабилизации КА.
Указанная задача обеспечивается тем, что в отличие от известной системы стабилизации космического аппарата (КА), содержащего двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, симметрично расположенными относительно продольной оси КА, и ракетным двигателем, установленным в подвесе вблизи центра масса КА с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА, включающая канал управления по тангажу и канал управления по рысканию, каждый из которых содержит датчики отклонения линейных ускорений и скорости и датчики отклонения угловых ускорений и скорости, выходы которых через суммирующий усилитель подключены к входам рулевых машинок, обеспечивающих плоскопараллельные перемещения подвеса с двигателем, новым является то, что система стабилизации снабжена датчиками угла и интегрирующими устройствами, введенными в каналы управления по тангажу и рысканию, и двумя логическими блоками, подключенными к входам клапанов, управляющих наддувом в каждом баке, что определяет расход топлива из баков окислителя и горючего и подключением двигателей малой тяги, при этом в каждом из каналов управления по тангажу и рысканию вход интегрирующего устройства подключен ко второму выходу датчика отклонения угловых ускорений и скорости, а выходы датчика угла и интегрирующего устройства подключены соответственно к третьему и четвертому входу суммирующего усилителя, пятый вход которого подключен ко вторым выходам рулевых машинок, причем входы каждого логического блока подключены к третьим выходам рулевых машинок обоих каналов.
Снабжение системы стабилизации датчиками угла и интегрирующими устройствами, введенными в каналы управления по тангажу и рысканию, и логическими блоками, подключенными к входам клапанов, управляющих наддувом и, следовательно, расходом топлива из баков окислителя и горючего и подключением двигателей малой тяги, позволяет компенсировать разновыработку топлива из баков, снизить уровень возмущений, действующих на КА, и повысить быстроту и надежность осуществления стабилизации.
При этом подключение двигателей малой тяги к процессу стабилизации позволяет компенсировать на начальном этапе стабилизации определенную инерционность реакции от перераспределения расхода топлива в баках на процесс стабилизации КА.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:
Фиг. 1 - структурная схема системы стабилизации;
Фиг. 2 - принципиальная схема 1-го логического блока;
Фиг. 3 - принципиальная схема 2-го логического блока.
Предлагаемая система стабилизации предназначена для стабилизации космических аппаратов (КА), содержащего двигательную установку (ДУ) со сферическими баками окислителя и горючего, симметрично расположенными относительно продольной оси КА, и ракетный двигатель (РД), установленный в подвесе вблизи центра масса КА с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА, например, ракетного разгонного блока «Фрегат». Система включает канал управления по тангажу («Т») и канал управления по рысканию («Р»), каждый из которых содержит датчики отклонения линейных ускорений и скорости 1, 2 и датчики отклонения угловых ускорений и скорости 3, 4, выходы которых через суммирующий усилитель 5, 6 подключены к входам рулевых машинок (РМ) 7, 8, обеспечивающих плоскопараллельные перемещения подвеса с двигателем 9. Канал тангажа («Т») обеспечивает управление линейным перемещением подвеса с двигателем 9 в плоскости YOZ вдоль оси «OZ» (штоком рулевых машинок 7 канала «Т»), а канал рыскания («Р») обеспечивает управление линейным перемещением подвеса с двигателем 9 в плоскости YOZ вдоль оси «OY» (штоком рулевых машинок 8 канала «Р»). Кроме того, каждый из каналов управления по тангажу («Т») и рысканию («Р») включает датчик угла 10, 11 и интегрирующее устройство 12, 13, подключенные к суммирующему усилителю 5, 6. Вход интегрирующего устройства 12, 13 подключен ко второму выходу датчика отклонения угловых ускорений и скорости 2. Пятый вход суммирующего усилителя 5, 6 подключен ко второму выходу рулевой машинки 7, 8. Составы приборов каналов тангажа и рыскания в этой части (блоки 1-13) являются идентичными и могут быть реализованы на базе известных технических решений, см. например, кн. «Управление космическим летательным аппаратом», К.Б. Алексеев, Г.Г. Бебенин, изд. Машиностроение, 1964 (1, 2 - стр. 115, Фиг. 4.2); (3, 4 - стр. 163, Фиг. 4-28); (5, 6 - стр. 217, Фиг. 5.17); (10, 11 - стр. 117, Фиг. 4.3); (12, 13 - стр. 218, Фиг. 5.19). Система снабжена двумя логическими блоками (ЛБ-1, ЛБ-2) 14, 15, подключенными к входам клапанов 16, 17, 18, 19, управляющих наддувом и, следовательно, расходом топлива из баков окислителя и горючего и подключением двигателей малой тяги 20, 21, 22, 23, причем входы каждого логического блока 14, 15 подключены к третьим выходам рулевых машинок 7, 8 обоих каналов. Пример реализации ЛБ-1 приведен на Фиг. 2, где 24 - развязывающие диоды; 25 - настроечные сопротивления, 26 - реле с нормально замкнутыми контактами и нормально разомкнутыми контактами в канале «+» тангаж; 27 - аналогичное реле в канале «-» тангаж; 28 - аналогичное реле в канале «+» рысканье; 29 - аналогичное реле в канале «-» рысканье; 261, 262, 213 - контактные группы реле 26; 271, 272, 273 - контактные группы реле 27; 281, 282, 283 - контактные группы реле 28; 291, 292, 293 - контактные группы реле 29; 30, 31 - соответственно реле управления клапанами наддува в первом и втором баках горючего; 32, 33 - соответственно реле управления клапанами наддува в первом и втором баках окислителя. Пример реализации ЛБ-2 приведен на Фиг. 3, где 24 - развязывающие диоды; 25 - настроечные сопротивления, 34 - реле с нормально замкнутыми контактами и нормально разомкнутыми контактами в канале «+» тангаж; 35 - реле в канала «-» тангаж; 36 - реле канала «+» рысканье; 37 - реле канала «-» рысканье; 341, 351, 361, 371 - контактные группы соответствующих реле 34, 35, 36, 37; 38 - реле управления двигателем малой тяги в канале «+» тангаж; 39 - реле управления двигателем малой тяги в канале «-» тангаж; 40 - реле управления двигателем малой тяги в канале «+» рысканье; 41 - реле управления двигателем малой тяги в канале «-» рысканье.
В процессе работы системы стабилизации на входы суммирующего усилителя 5, 6 помимо сигналов от датчиков 1, 2, 3, 4, 10, 11 и интегрирующего устройства 12, 13 поступает информация о положении штока рулевой машинки (РМ) 7, 8 в каждом канале стабилизации. При достижении в канале стабилизации тангажа первого порога заданной величины хода штока рулевой машины (например, 7), сигнал пропорциональный величине хода штока (например, с потенциометров обратной связи) поступает также на соответствующий вход логического блока ЛБ-1, который выдает команду на клапан управления наддувом в соответствующем баке. Величина наддува в этом баке снижается соответственно, снижается и расход компонента топлива из этого бака. Начинается процесс уменьшения величины эксцентриситета, вызванного накопившейся разновыработкой. Аналогичные процессы могут проходить и в канале стабилизации рысканья, приводя в конечном итоге к сокращению накопленного эксцентриситета до заданного уровня. Поскольку оси стабилизации, вдоль которых установлены РМ, и оси симметрии баков с топливом не совпадают (угол между ними составляет порядка 45°), ЛБ-1 использует для выработки управляющих команд информацию о положении штоков обеих РМ. Система подачи топлива устроена так, что за счет ограничения наддува в баке с меньшим количеством топлива происходит перераспределение расхода топлива из двух одноименных баков с сохранением общего расхода на выходе из турбонасосного агрегата (ТНА). Тяга ДУ при этом остается постоянной. Далее динамика процесса изменения положения ЦТ зависит от степени ограничения наддува. Для конкретной заправки баков степень ограничения может определяться экспериментально. Вследствие перераспределения расхода топлива величина отклонения центра тяжести (ЦТ) будет уменьшаться. В случае максимальной заправки баков и большей продолжительности работы двигательной установки возможен случай, когда предпринятое ограничение наддува в конкретном баке приведет к нарастанию эксцентриситета в противоположном направлении. В этом случае ЛБ-1 отключит клапан и восстановит исходную величину наддува. С целью гарантированного обеспечения стабилизации РБ, учитывая, что реакция перераспределения расхода топлива на ограничение наддува является медленным процессом и возможно, что в течение некоторого времени после включения клапана наддува эксцентриситет, ЦТ будет продолжать увеличиваться, дополнительно предусмотрено по второму уровню управляющего сигнала на входе ЛБ-2 подключение двигателей стабилизации РБ на пассивных участках, что дает некоторый запас по расширению возможной зоны обеспечения стабилизации РБ. Принципиальным является то, что подключение двигателей малой тяги производится в результате анализа положения основного управляющего двигателя, а не по результатам измерения динамических параметров стабилизации РБ. Принцип действия логической схемы следующий: при достижении величины хода штока, например, в канале РМТ соответствующего значения, определяемого настроечным сопротивлением, в зависимости от знака управляющего тока, срабатывает соответствующее реле 26 или 27. Соответствующее положение займут контактные группы этого реле, в результате чего подана команда на отключение клапанов наддува в соответствующем баке топлива. Поскольку в нашем случае оси стабилизации РБ и оси симметрии баков не совпадают, то отключение клапана наддува соответствующего бака определяется исходя из величины и знака ходов штока РМ в каналах тангажа и рыскания, как следует из представленной схемы. На входы логического устройства ЛБ-2 через развязывающие диоды и настроечные сопротивления подаются сигналы, пропорциональные ходу штоков рулевых машинок в каналах тангажа и рыскания. В зависимости от знака входного сигнала в каждом канале стабилизации ЛБ-2 вырабатывает сигналы на подключение соответствующих двигателей малой тяги (ДМТ), создающих дополнительный управляющий момент в канале тангажа и в канале рыскания.
Предлагаемая система стабилизации позволяет снизить уровень возмущений, действующих на КА, и повысить быстроту и надежность осуществления стабилизации.
Формула изобретения
Система стабилизации космического аппарата (КА), содержащего двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, симметрично расположенными относительно продольной оси КА, и ракетным двигателем, установленным в подвесе вблизи центра масса КА с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА, включающая канал управления по тангажу и канал управления по рысканию, каждый из которых содержит датчики отклонения линейных ускорений и скорости и датчики отклонения угловых ускорений и скорости, выходы которых через суммирующий усилитель подключены к входам рулевых машинок, обеспечивающих плоскопараллельные перемещения подвеса с двигателем, отличающаяся тем, что система стабилизации снабжена датчиками угла и интегрирующими устройствами, введенными в каналы управления по тангажу и рысканию, и двумя логическими блоками, подключенными к входам клапанов, управляющих расходом топлива из баков окислителя и горючего и подключением двигателей малой тяги, при этом в каждом из каналов управления по тангажу и рысканию вход интегрирующего устройства подключен ко второму выходу датчика отклонения угловых ускорений и скорости, а выходы датчика угла и интегрирующего устройства подключены соответственно к третьему и четвертому входу суммирующего усилителя, пятый вход которого подключен ко вторым выходам рулевых машинок, причем входы каждого логического блока подключены к третьим выходам рулевых машинок обоих каналов.
Установка электромагнитов системы разгрузки малого КА «Чибис-М»
Большинство современных космических аппаратов оборудованы маховичными или гиросиловыми системами ориентации корпуса космического аппарата. Исполнительные органы данных систем (двигатели-маховики в первом случае и силовые гироскопы во втором) имеют неприятное свойство - через некоторое время непрерывной работы они утрачивают способность выдавать управляющий момент. Двигатели-маховики достигают предельной скорости вращения, и происходит так называемое насыщение , при котором необходимо проводить разгрузку системы ориентации от накопленного кинетического момента. Для этого на каждом спутнике имеется система разгрузки - фактически, вспомогательная система ориентации, зачастую выполненная как часть основной - которая служит для приведения исполнительных органов в исходное состояние. Системы разгрузки бывают реактивные, электромагнитные и гравитационные.
О системах разгрузки я пообещал рассказать прошлой осенью, получилось кратно уменьшить канонические три года ожидания. Желание написать пост усилилось после того, как Филипп Терехов, lozga , очень толково написал про исполнительные органы и датчики систем ориентации космических аппаратов. Пользуясь случаем, рекомендую ознакомиться в ЖЖ Филиппа - на мой взгляд, это лучший российский научно-популярный блог о космосе. Но к делу.
Дисклаймер
Как водится, не могу обойтись без строчки, что «мопед не мой» - основная моя работа связана с двигательными установками космических аппаратов. Но курс «Системы ориентации космических аппаратов» нам на базовой кафедре 533 читали с душой, и я им проникся. Поэтому попробую написать заметку по смежной теме, во многом опираясь на конспект и монографию Владимира Николаевича Васильева.
И вот еще какой момент: ВНИИЭМ работает только с маховичными системами ориентации и электромагнитными системами разгрузки (фирменные «безрасходные» системы ориентации), с ними приходилось сталкиваться в работе. Про все остальные знаю из прочитанной литературы.
Необходимость систем разгрузки
Во первых строках письма не обойтись без ссылки на рассказ про двигатели-маховики и гиродины, там принцип действия описан подробнее, есть примеры и иллюстрации.
Маховичные системы ориентации.
Тут всё просто - двигатель-маховик создает управляющий момент только во время разгона (или торможения) ротора. При постоянной скорости вращения момент равен нулю. Соответственно, если двигатель будет выдавать момент достаточно долго, он благополучно достигнет предельной скорости вращения (обычно порядка 5000 об/мин) - и на этом выдача момента прекратится, всё, маховик насытился.
Предвижу возражение: а если выдавать момент в противоположных направлениях, то скорость будет то увеличиваться, то снижаться (вплоть до вращения в противоположную сторону) - и никакого насыщения не произойдет. Проблема в том, что некоторые воздействующие на космический аппарат возмущения имеют один и тот же знак, и придется нашему маховику аккумулировать внешний возмущающий момент,
постепенно набирая обороты. 
СПД-50 раскручивает MicroSatWhill «Канопуса-В»
Яркий пример - возмущение от двигателя коррекции орбиты, вектор которого не проходит через центр масс. Я когда-то моделировал, как возмущения от двигателя СПД-50 (14 мН тяги) пытаются насытить четыре маленьких маховика «Канопуса-В» - у них оно никак не получалось. А были бы двигатели К50-10.5 на гидразине с тягой в 0,5 Н (в начале работы при полном баке) - насыщение произошло бы на пятой минуте работы двигателя.
Гиросиловые системы.
Здесь в роли исполнительных органов используется системы силовых гироскопов - гиродинов. Мы рассмотрим систему из двух одинаковых гиродинов, роторы которых обладают кинетическим моментом G, и оси вращения рамок параллельны:
Электромагнитные системы разгрузки
Магнитное поле Земли
Этот тип систем построен на той же благодатной идее, что и компас - управляющий момент возникает от взаимодействия катушки с током и магнитного поля Земли.
Катушек, как правило, на космическом аппарате имеется три - по одной на каждую ось ориентации. Обмотка у катушки, разумеется, дублирована. Магнитные свойства катушки характеризуются её магнитным моментом, который выражается в Ам 2 .
Геомагнитное поле на околоземных орбитах напоминает по форме спелое яблоко, ось которого на 11,5 градусов отклонена от оси вращения нашей планеты. Все силовые линии проходят через два магнитных полюса, расположенных в Арктике и Антарктике, поэтому в полярных областях Земли силовые линии встречаются чаще и амплитуда магнитного поля там вдвое выше, чем на экваторе. Для справки сообщим, что на экваторе амплитуда геомагнитного поля составляет 31 мкТл, а вблизи полюсов 62 мкТл. Магнитное поле убывает пропорционально кубу большой полуоси орбиты спутника.
Для вычисления управляющего момента от магнитной катушки воспользуемся формулой:
M = P x B
,
где M - управляющий момент [в Нм], P – магнитный момент катушки [Ам 2 ], В - магнитное поле Земли [Тл]. А вот выделение формулы жирным шрифтом и значок «х» говорят нам, что формула записана в векторах и речь идет о векторном произведении, которое по определению есть вектор с модулем:
M=PBsin α,
где α – угол между векторами.
Если вспомнить, что синус 0 есть 0, а синус 90 градусов есть единица, становится понятно, что лучше всего с помощью катушки выдавать момент по оси, перпендикулярной вектору магнитной индукции. И наоборот, если ось магнитной катушки совпала по направлению с силовой линией магнитного поля Земли - момент такая катушка не создаст. Именно это ограничение (зависимость момента не только от тока в катушке, но и от географических координат КА) не позволило применять чисто магнитные системы ориентации для спутников дистанционного зондирования Земли с высокими требованиями по точности.
Более того, чтобы не тратить зря электроэнергию разгрузка с помощью магнитных катушек производится в полярных областях Земли (помните, я моделировал половину витка полета «Канопуса-В» - затем момент с маховиков все равно будет сброшен), а со времен аналоговых систем разгрузки для определения, «когда уже можно включать электромагниты» в состав систем входят магнитометры.
Вот примеры блоков систем электромагнитной разгрузки, разработки фирмы «СПУТНИКС»:
Гравитационные системы разгрузки
КА «Гонец-М»
Если посмотреть на космический аппарат «Гонец-М», бросается в глаза штанга гравитационной системы ориентации, установленная на верхнем днище гермоотсека. Дело в том, что гравитационное поле Земли любое изделие, имеющее форму гантели, стремится установить в вертикальное положение, да так в этом положении и удерживать. Если же взять и повернуть «Гонец-М» по тангажу или крену даже на небольшой угол, гравитационное поле Земли тут же создаст момент, стремящийся повернуть спутник обратно. Так собственно, система ориентации «Гонца-М» и устроена.
Для разгрузки гиродинов орбитальных станций «Мир» и «Скайлаб» использовался тот же принцип – на время пауз в работе научной аппаратуры ориентация станции менялась таким образом, что гравитационное поле создавало момент, разгружающий систему гиродинов. После завершения сброса кинетического момента, ориентацию станции восстанавливали. Тем самым здорово экономилось рабочее тело реактивных двигателей системы ориентации станции. Применяют ли гравитационную разгрузку на МКС – сказать не могу.
Универсальный подход РКЦ «Прогресс»
КА «Ресурс-П»
Пример подхода специалистов Ракетно-космического центра «Прогресс» (г. Самара) к разгрузке комплекса из шести силовых гироскопов космического аппарата «Ресурс-П» оставляет глубокое впечатление и объясняет: каким образом разработанный в Самаре «Ресурс-ДК1» отлетал уже девять лет вместо трех и всё еще в строю.
Итак, в системе управления движением «Альбатрос» для разгрузки гиродинов используются:
- система сброса кинетического момента на базе магнитных катушек (разработка ОАО «НИИЭМ»);
- управляющие реактивные двигатели и управление кардановым подвесом камеры маршевого двигателя комплексной двигательной установки;
- может использоваться перекладка панелей солнечных батарей (у низкоорбитальных «Янтарей» так производился аэродинамический сброс момента).
В общем, как и в случае систем электропитания, у «Прогресса» можно учиться борьбе за живучесть.
"Дайте мне точку опоры, и я переверну Землю" - так, по легенде, сказал Архимед, научно объяснив интуитивно понимаемый принцип работы рычага. Но в космическом вакууме опоры нет. А спутникам нужно, чтобы солнечные батареи смотрели на Солнце, антенны - на Землю, камера - на интересный участок Марса, а двигатель для коррекции орбиты - строго в определенную точку пространства. Приходится что-то придумывать, чтобы опереться на пустоту.
Двигатели ориентации
Самый очевидный вариант - поставить специальные небольшие двигатели, которые будут управлять ориентацией аппарата:
Двигатели ориентации лунного модуля
Двигатели можно сделать мощными, чтобы поворачивать тяжелые аппараты или крутиться быстрее, или очень слабыми, чтобы поворачиваться очень точно. Они сравнительно мало весят и не требуют электроэнергии, когда не работают. Все бы хорошо, но для того, чтобы поворачиваться, нужно тратить топливо, а его всегда ограниченное количество. Да и у самих двигателей есть ограничения по количеству запусков и общему времени работы.
Двигатели ориентации можно также использовать для орбитальных маневров, особенно если планируется стыковка. Маршевый двигатель может толкать аппарат только в одну сторону, а с помощью двигателей ориентации можно смещаться по всем осям.
Достоинства:
- Простота.
- Обеспечивают ориентацию по всем трем осям.
- Сравнительно небольшая масса.
- Гибкость: можно сделать мощные или очень точные двигатели.
- Могут использоваться для маневрирования на орбите.
- Могут долго находиться в выключенном состоянии.
- Расход топлива.
- Ограничение по количеству запусков и общему времени работы.
- Загрязнение окрестностей аппарата сгоревшим топливом (может быть актуально для телескопов).
Двигатели причаливания и ориентации корабля "Союз" на МАКС-2005. Красное - защитные крышки, которые снимаются перед полетом
Работа ДПО корабля "Союз" во время стыковки с МКС в ускоренном воспроизведении
Стабилизация вращением
Всем нам с детства известна способность волчка сохранять вертикальное положение. Если раскрутить космический аппарат, он будет вести себя совершенно также, сохраняя стабилизацию по оси вращения.
Если нас устраивает стабилизация по одной оси, мы не собираемся поворачивать аппарат в разные стороны и делать фотографии с длинной выдержкой, этот способ может оказаться очень экономным.
Достоинства:
- Простота.
- Экономичность - раскручиваемся один раз и крутимся хоть столетиями.
- Стабилизация только по одной оси.
- Нельзя поворачивать аппарат.
- Вращение может мешать работе оборудования.
Кроме межпланетных станций, американцы широко использовали закрутку разгонных блоков. В этом случае твердотопливные разгонные блоки не нуждались в отдельной системе ориентации.
Запуск спутника с разгонным блоком PAM-D с борта Спейс Шаттла (смотреть с 4:06)
После разгона можно было достаточно просто затормозить вращение, используя закон сохранения момента импульса (пример в невесомости , пример на котиках) - небольшие грузы разматывались на тросиках и замедляли вращение аппарата .
Маховик (Reaction wheel)
Так же как кошка, которая в падении закручивает хвост в противоположную перевороту туловища сторону, космический аппарат может управлять ориентацией с помощью маховика. Например, если мы хотим повернуть аппарат по часовой стрелке:- Начальное состояние: аппарат неподвижен, маховик неподвижен.
- Раскручиваем маховик против часовой стрелки, аппарат начинает поворачиваться по часовой стрелке.
- Когда повернулись на нужный угол: останавливаем вращение маховика, аппарат останавливается.
Использование маховиков позволяет поворачиваться с высокой точностью и не тратить драгоценное топливо. Но, как и любая другая техническая система, маховики имеют свои недостатки. Прежде всего, один маховик может поворачивать аппарат только по одной оси. Чтобы полностью управлять ориентацией аппарата нужно три маховика. А учитывая необходимость резервирования, шесть или больше. Также, скорость поворота прямо пропорциональна массе маховика и скорости его вращения и обратно пропорциональна массе аппарата. Говоря простым языком, чем больше масса аппарата, тем тяжелее должны быть маховики. Также, любой маховик имеет предельную скорость вращения и может разорваться, если его раскрутить сильнее. А если возмущающая сила действует на аппарат в одном направлении, то маховик со временем дойдет до предельной скорости, и нужно будет его разгружать какой-нибудь другой системой. Ну и, наконец, как и любая механика, маховик со временем изнашивается и может выйти из строя.
Достоинства:
- Не требует расхода топлива.
- Позволяет очень точно нацеливать аппарат.
- Малопригодны для активного маневрирования, вращение сравнительно медленное.
- Требуется еще одна система ориентации для разгрузки маховиков.
- Со временем изнашиваются и выходят из строя.
- На каждую ось нужен минимум один маховик.
Один из маховиков телескопа "Хаббл"
Гиродин (Control moment gyroscope)
Свойство волчка сохранять вертикальное положение можно использовать еще одним способом - на него можно опереться (с 1:10):Если поместить такой волчок в подвесную систему, то можно, "опираясь" на него, поворачиваться в нужную сторону. Такие конструкции называются силовыми гироскопами или гиродинами. Главное отличие гиродина от маховика - в том, что маховик жестко установлен на одной оси и управляет ориентацией, изменяя скорость своего вращения. Гиродин же установлен в подвесе, который может вращаться в одной или нескольких плоскостях, и может не менять скорость своего вращения. В этом видео наглядно видно движение подвеса, при том, что высота тона вращения гиродина не меняется.
С точки зрения функциональности, гиродин - это "продвинутый" маховик. Гиродины эффективнее обычных маховиков, но и сложнее. Они могут управлять ориентацией гораздо более тяжелых аппаратов, но разделяют достоинства и недостатки маховиков. В этом видео показано, что гиродины, как и маховики, нуждаются в разгрузке - когда ось подвеса не может больше поворачиваться, велосипед начинает падать:
Достоинства:
- Такие же, как у маховика.
- Эффективнее, чем маховик - гиродин той же массы может управлять ориентацией гораздо более тяжелого аппарата.
- Такие же, как у маховика.
- Сложнее маховика.
Замена гиродина на МКС
Электромагнитная система ориентации
Магнитное поле Земли способно поворачивать стрелку компаса, значит, эту силу можно использовать для того, чтобы управлять ориентацией космического аппарата. Если поставить на спутник постоянные магниты, то действующая сила будет неуправляемой. А если поставить катушки-соленоиды, то, подавая на них ток, можно создавать нужный управляющий момент:Три соленоида, установленных в перпендикулярных плоскостях, позволяют управлять ориентацией спутника по всем трем осям. Точнее, они обеспечивают хорошее управление по двум осям, стремясь установить аппарат как стрелку компаса. Управление по третьей оси обеспечивается изменением направления магнитного поля Земли при полете аппарата по орбите.
Электромагнитная ориентация не может быть точной из-за случайных колебаний магнитного поля Земли, и ее эффективность падает с высотой. Да и в целом, силы, создаваемые соленоидами, невелики. Также их использование ограничено небесными телами с достаточно сильным магнитным полем, например, на орбите Марса, они практически бесполезны. Зато соленоиды не содержат движущихся частей, не тратят топливо и энергетически эффективны.
Достоинства:
- Простота.
- Не требуют топлива.
- Небольшая масса.
- Не содержат движущихся частей и практически не изнашиваются.
- Небольшие управляющие силы.
- Невысокая точность.
- Требуется магнитное поле у небесного тела, вокруг которого обращается аппарат.
- Эффективность зависит от высоты.
Пример соленоида для космических аппаратов. Сайт производителя утверждает, что уже больше 80 соленоидов стоят на различных спутниках
Гравитационная стабилизация
Притяжение двух тел обратно пропорционально квадрату расстояния между ними. Поэтому, если наш спутник выдвинет длинный шест с грузом, то получившаяся "гантель" будет стремиться занять вертикальное положение, когда ее нижняя часть будет притягиваться к Земле чуть сильнее, чем верхняя. Вот компьютерное моделирование 1963 года (!), показывающее этот эффект:В первой части видео спутник занимает устойчивое положение по оси к Земле. В реальности случайные возмущения будут нарушать идеальное равновесие, и спутник будет колебаться вокруг оси, поэтому обычно такие системы дополняют демпфером. Небольшая емкость с жидкостью будет превращать энергию колебаний в тепловую и "успокаивать" спутник.
Достоинства:
- Очень простая система.
- Ориентация строится пассивно, без системы управления.
- Ориентация строится медленно из-за слабости сил, действующих на тело.
- Низкая точность.
- Только один тип ориентации - осью к центру Земли.
- Эффект падает с высотой.
- Спутник может перевернуться "вверх тормашками" относительно нужной ориентации.
Аэродинамическая стабилизация
Следы земной атмосферы заметны и выше ста километров, а большая скорость спутников означает, что они будут сильнее тормозиться. Обычно эта сила очень мешает, потому что спутники достаточно быстро тормозятся, спускаются еще ниже и сгорают в плотных слоях атмосферы. Но, тем не менее, это сила, которая действует всегда против вектора орбитальной скорости, и ее можно использовать. Первые эксперименты были проведены еще в 60-х. Вот, например, отечественный аппарат "Космос-149", запущенный в 1967 году:
Низкая орбита, где аэродинамические силы максимальны, негостеприимное место. Но иногда там необходимо находиться для большей точности измерений. Очень красивое решение было использовано в спутнике GOCE , который изучал гравитационное поле Земли. Низкая орбита (~260 км) сделала эффективной систему аэродинамической стабилизации, а, чтобы спутник не сгорел слишком быстро, он постоянно ускорялся небольшим ионным двигателем. Получившийся аппарат мало похож на привычные спутники, кто-то даже назвал его "спутниковым Феррари":
Благодаря ионному двигателю GOCE смог проработать с 2009 по 2013 годы, составив самую подробную гравитационную карту Земли.
Достоинства:
- Аэродинамическая сила бесплатна и не требует специальной системы управления.
Недостатки:
- Надо что-то делать, чтобы спутник не сгорел быстро в плотных слоях атмосферы.
- Сила зависит от высоты.
- Возможна ориентация только по одной оси.
Солнечный парус
Для построения ориентации можно еще использовать давление солнечного света . Солнечный парус обычно рассматривается как способ движения, но на спутник сложной формы с антеннами и солнечными батареями Солнце тоже будет действовать. Это может рассматриваться как помеха для других систем ориентации, либо, если разработчики рассчитали моменты сил заранее, это можно использовать для помощи построения ориентации спутника. Уже в 1973 году зонд Маринер-10, отправившийся к Венере и Меркурию, использовал солнечное давление для построения ориентации аппарата. Вдохновляет находчивость Лаборатории атмосферной и космической физики - когда на телескопе "Кеплер" отказали два из четырех маховиков, лаборатория разработала способ построения ориентации при помощи двух оставшихся маховиков и солнечного давления, чтобы телескоп последовательно рассматривал четыре участка пространства в год:
Очень интересным был отечественный проект Регата-Плазма , разрабатывавшийся в 90-х годах. С помощью солнечного паруса-стабилизатора и поворачивающихся рулей аппарат занимал положение в направлении Солнца и при необходимости мог быть закручен:
Даже сейчас подобная система была бы уникальной и очень интересной, жаль, что проект был закрыт.
Достоинства:
- Совершенно бесплатное солнечное давление.
- Нельзя построить произвольную ориентацию по трем осям.
- Не работает в тени, что важно, например, для низкой земной орбиты.
Заключение
Для сил, которые зависят от высоты полета, есть примерный график:
Еще одно видео с котиками и реальными гиродинами NASA.
Более сложное видео по той же теме - "Проектирование системы ориентации и стабилизации" от сообщества "Твой сектор космоса".
По тегу публикации о двигателях, топливе, баках, стартовых сооружениях и тому подобных интересных, но не очень заметных из-за своей привычности вещах.