Hvis satellitten ikke har et orienteringssystem, udfører den efter at være sat i kredsløb en kompleks rotationsbevægelse, såsom "tumbling" under påvirkning af aerodynamiske, gravitations-, magnetiske og strålingskræfter. Naturen af satellittens rotation kan gradvist ændre sig. For eksempel har en cylindrisk satellit, som modtog rotation omkring længdeaksen i det øjeblik, hvor den blev adskilt fra løfteraketten, en tendens til med tiden at begynde at rotere rundt om den tværgående akse, som en propel.
Påvirkningen af Jordens magnetfelt bruges ofte til at bremse satellittens indledende uberegnelige rotation. Især hvis du installerer en kraftig permanent magnet ombord på en satellit, monteret i lejer, der skaber høj friktion, så vil magnetens ønske om at stabilisere sig i magnetfeltet få satellitten, der roterer rundt om sin akse, til hurtigt at bremse (ved samtidig bliver lejerne meget varme). Et sådant system blev med succes brugt i den sovjetiske astronomiske satellit Kosmos-215.
Satellitternes vinkelposition (orientering) styres ved hjælp af jetdyser, som beskrevet i
§ 5 kap. 3. I orienteringssystemer bruges infrarøde sensorer ofte til at detektere termisk stråling jordoverfladen og på denne måde detektere horisontlinjen, og derfor bestemme den lokale lodrette. Et lignende stabiliseringssystem bruges for eksempel i de amerikanske meteorologiske satellitter i Nimbus-serien, hvis tv-kameraer altid skal se på Jorden.
Mest på en enkel måde Stabilisering opnås ved at bede satellitten om at rotere langs symmetriaksen. Takket være den gyroskopiske effekt vil satellittens akse på trods af forstyrrelser have en tendens til at bevare sin retning i forhold til stjernerne uændret. Men ikke i forhold til Jorden! De amerikanske meteorologiske satellitter "Tiros" var orienteret på denne måde. Det resulterede i, at satellitterne ikke væltede, hvilket gjorde det muligt at få titusindvis af fotografier af jordens skyer, men i det meste af kredsløbet kunne kameraerne kun fotografere verdens rum.
I På det sidste Den passive metode til lodret orientering af satellit, baseret på eksistensen af en gravitationsgradient, er ved at blive udbredt. En aflang satellit har en tendens til at rotere omkring sit massecenter, så dens længdeakse er lodret. Dette sker, fordi den ende af satellitten, der er længere væk fra Jorden, tiltrækkes af Jorden mindre kraftigt end den ende, der er mindre fjern. Hvis du, når du sætter en satellit i kredsløb, giver den en langsom rotation, hvor den vil lave en omdrejning omkring massecentret under en forbiflyvning af Jorden, så vil satellitten bevæge sig rundt om Jorden, placeret lodret, ligesom Månen , altid vendt mod Jorden med en af dens sider (dette forklares ved, at Månen også er noget aflang langs Jord-Måne-linjen). Hvis rotationen ikke transmitteres nøjagtigt til satellitten, begynder den at svinge i forhold til lodret, som skal dæmpes med specielle enheder.
Mange satellitter har ikke en langstrakt form, og de er udstyret med en sammenklappelig stang flere meter (eller endda titusinder) lang med en masse for enden. Baren roterer i rummet i retning fra Jordens centrum. Hele apparatet er udstyret med en fjeder-type dæmper til at dæmpe vibrationer (fig. 51, a, b).
Teoretisk giver gravitationsgradienten en aflang satellit, der bevæger sig i en cirkulær bane med yderligere to ligevægtspositioner udover den beskrevne radiale (det kan kaldes en "eger i et hjul"). Disse er positioner langs hastighedsvektoren ("boom") og på tværs af hastighedsvektoren - vinkelret på de to foregående retninger ("flydende"). Men disse to positioner er ustabile i forhold til uvedkommende forstyrrelser: en flare på Solen er nok - og satellitten vil begynde at afvige til positionen "eger i hjulet". Hvor vigtigt dette kan være, vil vi se i § 1 i kapitel. 7.
Tyblev testet og derefter brugt på mange satellitter. Disse er "Triad", "Traak", "GEOS-1, -2", "Eol", satellitter fra ATS-serien, "Explorer-38" (fire hule gravitationsstænger med en længde, der danner to-formede radioteleskopantenner, og en dæmpningsstang 96 m lang ) og andre. Flere stænger, der kan forlænges og trækkes tilbage, gør det muligt for satellitten at blive stabiliseret langs tre akser og drejet 180° til en ny placering. stabil position(eksperimentel satellit "Dodge"). På mange satellitter bruges sammen med gravitationsorientering magnetisk orientering.
Ris. 51. Satellitter med passive stabiliseringssystemer: a) amerikansk navigationssatellit "1963-22A", b) amerikansk forskningssatellit "Traak"; c) Sovjetisk meteorologisk satellit, "Cosmos-149" ("Cosmic Arrow").
Passive metoder omfatter aerodynamisk stabilisering. Satellittens længdeakse kan orienteres i dens flyvningsretning, hvis der er placeret en stabilisator i satellittens hale, som har en større "windage" end selve satellitten (baseret på princippet om en fjerbom). Den sovjetiske meteorologiske station var udstyret med et aerodynamisk stabiliseringssystem.
satellit "Cosmos-149" (1967, fig. 51, c). I dette tilfælde blev stabilisering af satellitten i rulle (eliminering af rotation omkring den langsgående akse) desuden opnået ved hjælp af to gyroskoper. Som et resultat var satellittens tv-udstyrsvindue altid rettet mod Jorden. Kosmos-320 satellitten (1970) tilhørte også denne type.
Orienteringen af bemandede rumfartøjer-satellitter udføres vha manuel kontrol eller automatisk. For eksempel kan en astronaut dreje Soyuz-rumfartøjet på en vilkårlig måde i forhold til hans flyveretning. Han bedømmer denne retning baseret på aflæsningerne af ionhastighedsvektorsensoren.
Afslutningsvis kan vi ikke undlade at nævne et vigtigt teoretisk punkt: rotationsbevægelse satellit er tæt forbundet med dens fremadgående bevægelse, eller satellittens bevægelse i forhold til massecentret er forbundet med selve massecentrets bevægelse. Denne forbindelse, etableret ved analyse af de nøjagtige bevægelsesligninger, bliver mærkbar hvornår store størrelser satellit
Lad for eksempel en lang aflang satellit med store identiske masser i enderne ("håndvægt") bevæge sig i en cirkulær bane rundt om Jorden i positionen "eger i et hjul". Lad os dreje det ved hjælp af orienteringssystemet til "spyd"-positionen. Total gravitationskraft, der virker på satellitten, som følger af loven universel tyngdekraft, vil nu falde, og satellitten vil bevæge sig ind i en elliptisk bane. (Læseren vil blive overbevist om, hvad der er blevet sagt ved at foretage beregninger, hvis han, når man ser bort fra massen af "håndvægt"-stangen, tager dens længde, f.eks. lig med og højden af den oprindelige bane lig med eller hvor er radius af jorden.)
Ved hjælp af et orienteringssystem kan banen også ændres i tilfælde af helt andre naturkræfter. For eksempel kan atmosfærisk modstand ændre sig, når satellittens position ændres i forhold til den modgående strøm og trykkraften sollys- ved ændring af køretøjets orientering med et solsejl; dette afspejles i kredsløb.
Tilvejebringelse af en bestemt position af enhedens akser i forhold til bestemte specificerede retninger. Behovet for dette system skyldes følgende opgaver:
De opgaver, som enheden udfører, kan kræve både permanent orientering og kortvarig orientering. Orienteringssystemer kan give en-akset eller fuld (triaksial) orientering. Orienteringssystemer, der ikke kræver energi, kaldes passive, de omfatter: gravitation, inerti, aerodynamisk osv. Aktive systemer omfatter: jetmotorer orientering, gyrodyner, svinghjul, solenoider osv., kræver de energi lagret ombord på enheden. Ved bemandet rumflyvning anvendes der udover automatiske attitudekontrolsystemer manuelt styrede systemer.
Sensorer [ | ]
Elektro-optiske sensorer bruges normalt som sensorer for enhedens aktuelle position ved hjælp af forskellige referencepunkter. himmellegemer: , Jord, Måne, stjerner. Det synlige eller infrarøde spektrum bruges, det andet er mere bekvemt, for eksempel for Jorden, da dag- og natsiderne i det infrarøde område af spektret afviger lidt.
Ud over optiske sensorer kan der bruges ionsensorer, Jordens magnetfeltsensorer og gyroskopiske sensorer.
Stabiliseringssystem[ | ]
Ved overgang fra en bane til en anden, eller overgang til en nedstigningsbane, når hovedfremdrivningssystemet kører, er det nødvendigt at holde retningen af køretøjets akser uændret. For at løse dette problem er det meningen stabiliseringssystem. Under stabilisering er størrelsen af forstyrrende kræfter og momenter meget højere; deres kompensation kræver et betydeligt energiforbrug. Varigheden af ophold i denne tilstand er relativt kort.
På grund af ligheden i de opgaver, de udfører, er stabiliserings- og orienteringssystemer ofte delvist kombineret, for eksempel bruger de de samme sensorer. I sådanne tilfælde kan vi tale om en enkelt rumfartøjsorientering og stabiliseringssystem.
Passive systemer[ | ]
Disse systemer er økonomiske, men de har en række begrænsninger.
Gravitationel [ | ]
Dette stabiliseringssystem bruger planetens gravitationsfelt; for Jorden er dets brug effektivt til orbitale højder fra 200 km til 2000 km.
Aerodynamisk[ | ]
Brugen af dette system er mulig i lave baner, hvor der er rester af atmosfæren; for Jorden er disse højder fra 200 til 400 km. For højder over 2500 km er det muligt at bruge tryk solstråler at skabe et lignende system.
Elektromagnetisk[ | ]
Ved at installere permanente magneter ombord på apparatet er det muligt at opnå en bestemt position af apparatet i forhold til kraftlinjerne i Jordens magnetfelt. Hvis solenoider bruges i stedet for permanente magneter, bliver effektiv positionskontrol mulig; et sådant system tilhører allerede kategorien af aktive. Brugen af elektromagnetiske systemer til jordlignende planeter er mulig i højder fra 600 til 6000 km.
Aktive systemer[ | ]
Systemer af denne type kræver energiforbrug.
Gasdyser [ | ]
Gyroskoper [ | ]
Til orientering og stabilisering af massiv rumfartøj på stationære baner inertial svinghjul og gyrodyner anvendes. Svinghjulets rotation er normalt leveret af en elektrisk motor.
Opfindelsen angår rumteknologi og kan bruges til at stabilisere rumfartøjer (SV). Rumfartøjets stabiliseringssystem indeholder et fremdriftssystem med sfærisk oxidationsmiddel og brændstoftanke, en raketmotor, pitch- og yaw-kontrolkanaler med vinkel- og afbøjningssensorer lineære accelerationer og hastighed, afvigelse vinkelaccelerationer og hastighed, summeringsforstærker, styremaskiner, integreringsenheder, to logiske blokke, ventiler, lavtryksmotorer. Opfindelsen forbedrer pålideligheden af rumfartøjsstabilisering. 3 syge.
Den foreslåede opfindelse angår rumteknologi og er beregnet til at sikre stabilisering af raket-øvre trin og rumfartøjer (SC).
Der kendes rumfartøjsstabiliseringssystemer, der anvender elektriske motorer-svinghjul som udøvende organer for stabiliseringssystemet, som er placeret langs stabiliseringsakserne og producerer styredynamiske drejningsmomenter, hvis størrelse reguleres, for eksempel i forhold til styresignalet (patent). SU 1839975, prioritet dateret 26. februar 1979). Disse systemer har fundet bred anvendelse inden for rumteknologi, men deres anvendelse er forbundet med begrænsninger på den maksimale værdi af genoprettelsesmomentet, som bestemmes af svinghjulenes maksimale rotationshastighed, derfor, med store forstyrrelser, stabiliseringens reaktion systemet kan være utilstrækkeligt. Dette begrænser brugen af sådanne systemer ved stabilisering af rakettens øvre trin.
Der er kendte stabiliseringssystemer til rumfartøjer, der anvender jetmotorer med lav effekt som de udøvende organer af stabiliseringssystemet, hvor almindelige forbrændingsprodukter kan tjene som arbejdsvæske. kemisk brændstof eller hvilken som helst gas (S.I. Korolev, N.K. Matveev. Spacecraft of the Zenit series: Teaching aid / Balt State Technical University, St. Petersburg, 2005). Størrelsen af det skabte genopretningsmoment afhænger af udstødningshastigheden og massestrømmen af arbejdsvæsken samt størrelsen af den arm, som motorens trækkraft påføres.
Sådanne systemer kan skabe store mængder genoprette øjeblikke og hurtigt reagere på forstyrrende påvirkninger, men behovet for at bruge en ikke-fornyelig forsyning af arbejdsvæske begrænser deres påføringstid. I dette tilfælde er den mulige størrelse af armen, som motorens trykkraft påføres, i vid udstrækning bestemt af det valgte layout af rumfartøjet. Så for eksempel for at stabilisere små og mellemstore raket øvre trin (RU), hvis layout inkluderer en ringformet blok af tanke med et diametralt modsat arrangement i forhold til blokkens længdeakse, to sfæriske oxidationstanke, to sfæriske brændstoftanke og to sfæriske instrumentrum, der anvendes en to-komponent raketmotor, installeret i den indvendige åbning af tankblokken langs længdeaksen (patent RU 2043956, prioritet dateret 23. november 1993). Dette arrangement blev brugt i designet af Fregat raketboosterenheden. Et træk ved rumfartøjer med et lignende arrangement er, at styremomentarmen er lille på grund af nærheden af raketmotorens omdrejningspunkt til rumfartøjets massecenter. Desuden har forstyrrelsen i form af en kraft udover forstyrrelsen i form af et moment også en væsentlig værdi. Brugen af en roterende raketmotor installeret i en kardan, med en lille kontrolarm, bestemt af afstanden mellem rumfartøjets tyngdepunkt og punktet for påføring af kraft fra motoren, for at opnå kontrolmoment for at parere forstyrrelse, kræver betydelige vinkler og vinkelhastigheder rotation af motorens forbrændingskammer. Dette forårsager uundgåeligt en stor del af den laterale (tværgående) forstyrrende kraft. Disse ulemper er delvist elimineret ved installation af en raketmotor i en suspension med mulighed for planparallel bevægelse af suspensionen med motoren i et plan vinkelret på rumfartøjets længdeakse. Affjedringen flyttes ved hjælp af styretøj. Et stabiliseringssystem til et rumfartøj, der indeholder et fremdriftssystem med sfæriske tanke med oxidationsmiddel og brændstof, symmetrisk placeret i forhold til rumfartøjets længdeakse, og en raketmotor installeret i en suspension nær rumfartøjets massecentrum med mulighed for fly -parallel bevægelse af ophænget med motoren i et plan vinkelret på rumfartøjets længdeakse, er den nærmeste analog til det erklærede rumfartøjsstabiliseringssystem og blev valgt som prototype (patent RU 2090463, prioritet dateret 20. september 1997). Systemet omfatter en pitchkontrolkanal og en krøjekontrolkanal, som hver indeholder sensorer for lineær acceleration og hastighedsafvigelse og sensorer for vinkelacceleration og hastighedsafvigelse, hvis udgange er forbundet via en summeringsforstærker til indgangene på styregearene, der giver plan -parallelle bevægelser af affjedringen med motoren. Det specificerede stabiliseringssystem blev brugt i udviklingen af Fregat øvre trin og gør det muligt at øge nøjagtigheden af stabilisering i tilstanden af kortsigtede banekorrektioner ved at øge nøjagtigheden af stabilisering af de tværgående hastigheder af rumfartøjets massecenter. Imidlertid specificeret system eliminerer ikke de resterende stabiliseringsproblemer, der er iboende i denne rumfartøjskonfiguration. Et af disse problemer er problemet med forskellig brændstofproduktion fra oxidationsmidlet og brændstoftankene, hvilket kan føre til et skift i rumfartøjets tyngdepunkt ved afslutningen af aktive manøvrer til en værdi, der er kritisk for at sikre stabilisering, som er bestemt af det maksimalt mulige slag af PM-stangen, dvs. motorkammerets udluftningsområde. For at reducere sandsynligheden for en sådan udvikling af begivenheder er det nødvendigt på konstruktive måder sørge for det nødvendige udgangsposition CG i tværplanet og ved at måle og justere for at minimere forskellen i hydraulisk modstand i brændstofkomponentens forsyningsveje, hvilket kræver betydelige teknologiske og materialeomkostninger og reducerer stabiliseringssystemets pålidelighed.
Det tekniske problem, der løses af den foreslåede opfindelse, er at øge pålideligheden af stabilisering i nærvær af forskellige udviklinger, der kan føre til tab af rumfartøjsstabilisering.
Denne opgave sikres ved, at i modsætning til kendt system stabilisering af et rumfartøj (SV) indeholdende et fremdriftssystem med sfærisk oxidationsmiddel og brændstoftanke, symmetrisk placeret i forhold til rumfartøjets længdeakse, og en raketmotor installeret i en suspension nær rumfartøjets massecentrum med mulighed for plan - parallel bevægelse af affjedringen med motoren i et plan vinkelret på rumfartøjets længdeakse, herunder en pitchkontrolkanal og en krøjekontrolkanal, som hver indeholder sensorer for lineær acceleration og hastighedsafvigelse og sensorer for vinkelacceleration og hastighedsafvigelse hvis udgange er forbundet via en summeringsforstærker til indgangene på styremaskiner, der giver planparallelle bevægelser af affjedringen med motoren, den nye er det faktum, at stabiliseringssystemet er udstyret med vinkelsensorer og integrerende enheder indført i pitch- og yaw-kontrolkanaler, og to logiske blokke forbundet til indgangene på ventilerne, der styrer boosten i hver tank, som bestemmer brændstofforbruget fra oxidations- og brændstoftanken og tilslutningen af små motorers trækkraft, mens i hver af pitch og krøjekontrolkanaler, er indgangen på den integrerende anordning forbundet til den anden udgang af vinkelaccelerations- og hastighedsafvigelsessensoren, og udgangene fra vinkelsensoren og den integrerende anordning er forbundet til henholdsvis den tredje og fjerde indgang på summeringsforstærker, hvis femte indgang er forbundet med den anden udgang på styretøj, og indgangene på hver logisk blok er forbundet med den tredje udgang af styretøj på begge kanaler.
Udstyr stabiliseringssystemet med vinkelsensorer og integrerende enheder indsat i stignings- og krøjningskontrolkanalerne og med logiske blokke forbundet til indgangene på ventiler, der styrer boost og dermed brændstofforbrug fra oxidationsmiddel og brændstoftanke og tilslutning af lav- drivmotorer, gør det muligt at kompensere for forskelle i brændstofproduktion fra tanke, reducere niveauet af forstyrrelser, der virker på rumfartøjet, og øge hastigheden og pålideligheden af stabilisering.
Samtidig er det muligt at kompensere for motorer med lavt træk til stabiliseringsprocessen indledende fase stabilisering af en vis inerti af reaktionen fra omfordelingen af brændstofforbruget i tanke til processen med rumfartøjsstabilisering.
Essensen af opfindelsen er illustreret af tegninger, hvor:
Fig. 1 - strukturordning stabiliseringssystemer;
Fig. 2 - skematisk diagram af den 1. logiske blok;
Fig. 3 - skematisk diagram af den 2. logiske blok.
Det foreslåede stabiliseringssystem er designet til at stabilisere rumfartøjer (SC), der indeholder et fremdriftssystem (PS) med sfæriske tanke med oxidationsmiddel og brændstof, symmetrisk placeret i forhold til rumfartøjets længdeakse, og en raketmotor (RM), installeret i suspension nær rumfartøjets massecentrum med mulighed for planparallel bevægelse af ophænget med motoren i et plan vinkelret på rumfartøjets længdeakse, for eksempel Fregat-rakettens øvre trin. Systemet omfatter en pitch-kontrolkanal (“T”) og en krøjekontrolkanal (“P”), som hver indeholder lineær accelerations- og hastighedsafvigelsessensorer 1, 2 og vinkelaccelerations- og hastighedsafvigelsessensorer 3, 4, udgangene fra som er gennem en summeringsforstærker 5, 6 er forbundet til indgangene på styremaskinerne (RM) 7, 8, hvilket giver planparallelle bevægelser af affjedringen med motor 9. Pitchkanalen ("T") giver kontrol lineær bevægelse affjedring med motor 9 i YOZ-planet langs "OZ"-aksen (styrestang 7-kanal "T"), og krøjekanalen ("P") giver kontrol over den lineære bevægelse af affjedringen med motor 9 i YOZ-planet langs "OY"-aksen (styrestangsmaskiner 8 kanals "P"). Derudover indbefatter hver af pitch ("T") og yaw ("P") styrekanalerne en vinkelsensor 10, 11 og en integrerende anordning 12, 13 forbundet med en summeringsforstærker 5, 6. Indgangen til den integrerende anordning 12, 13 er forbundet til den anden udgang af vinkelaccelerations- og hastighedsafvigelsessensoren 2. Den femte indgang på summeringsforstærkeren 5, 6 er forbundet med den anden udgang på styremotoren 7, 8. Sammensætningen af stigning og krøjning kanalinstrumenter i denne del (blok 1-13) er identiske og kan implementeres på grundlag af berømte tekniske løsninger, se for eksempel bog. "Space Management fly", K.B. Alekseev, G.G. Bebenin, red. Mechanical Engineering, 1964 (1, 2 - s. 115, Fig. 4.2); (3, 4 - s. 163, Fig. 4-28); (5, 6 - s. 217, Fig. 5.17); (10, 11 - s. 117, Fig. 4.3); (12, 13 - s. 218, Fig. 5.19). Systemet er udstyret med to logiske blokke (LB-1, LB-2) 14, 15, forbundet til indgangene på ventilerne 16, 17, 18, 19, som styrer boosten og dermed brændstofforbruget fra oxidationsmidlet og brændstof. tanke og tilslutningen af lavtryksmotorer 20, 21, 22, 23 og indgangene på hver logisk blok 14, 15 er forbundet med de tredje udgange på styremaskinerne 7, 8 på begge kanaler. Et eksempel på implementeringen af LB-1 er vist i fig. 2, hvor 24 er afkoblingsdioder; 25 - afstemningsmodstande, 26 - relæer med normalt lukkede kontakter og normalt åbne kontakter i "+" pitch-kanalen; 27 - lignende relæ i "-" tonehøjdekanalen; 28 - lignende relæ i "+" yaw-kanalen; 29 - lignende relæ i "-" yaw-kanalen; 261, 262, 213 - kontaktgrupper af relæ 26; 271, 272, 273 - kontaktgrupper af relæ 27; 281, 282, 283 - kontaktgrupper af relæ 28; 291, 292, 293 - kontaktgrupper af relæ 29; 30, 31 - relæer til styring af boostventilerne i henholdsvis den første og anden brændstoftank; 32, 33 - relæer til styring af boostventilerne i henholdsvis første og anden oxidationstank. Et eksempel på implementeringen af LB-2 er vist i fig. 3, hvor 24 er afkoblingsdioder; 25 - afstemningsmodstande, 34 - relæer med normalt lukkede kontakter og normalt åbne kontakter i "+" pitch-kanalen; 35 - relæ i "-" tonehøjdekanalen; 36 - kanal relæ "+" yaw; 37 - kanal relæ "-" yaw; 341, 351, 361, 371 - kontaktgrupper af de tilsvarende relæer 34, 35, 36, 37; 38 - motorkontrolrelæ med lavt træk i "+" pitch-kanalen; 39 - motorkontrolrelæ med lavt tryk i "-" pitch-kanalen; 40 - motorkontrolrelæ med lavt tryk i "+" krøjekanalen; 41 - motorkontrolrelæ med lavt tryk i "-" krøjekanalen.
Under drift af stabiliseringssystemet modtager indgangene på summeringsforstærkeren 5, 6, ud over signaler fra sensorerne 1, 2, 3, 4, 10, 11 og integreringsindretningen 12, 13, information om styringens position motorstang (RM) 7, 8 i hver stabiliseringskanal . Når den første tærskel er nået i pitch-stabiliseringskanalen givet værdi styrestangsslag (for eksempel 7), signal proportional med størrelsen stangens slag (for eksempel fra potentiometre feedback) leveres også til den tilsvarende indgang på den logiske blok LB-1, som afgiver en kommando til boostreguleringsventilen i den tilsvarende tank. Mængden af boost i denne tank falder tilsvarende, og forbruget af brændstofkomponenten fra denne tank falder også. Processen med at reducere størrelsen af excentriciteten forårsaget af den akkumulerede forskel i produktionen begynder. Lignende processer kan finde sted i krøjestabiliseringskanalen, hvilket i sidste ende fører til en reduktion i den akkumulerede excentricitet til et givet niveau. Da stabiliseringsakserne, langs hvilke PM'erne er installeret, og brændstoftankenes symmetriakser ikke er sammenfaldende (vinklen mellem dem er ca. 45°), bruger LB-1 information om positionen af stængerne på begge PM'er til at generere kontrolkommandoer . Brændstofforsyningssystemet er designet på en sådan måde, at brændstofforbruget ved at begrænse forstærkningen i en tank med en mindre mængde brændstof omfordeles fra to tanke af samme navn, mens den samlede strømningshastighed ved udløbet af turbopumpeenheden opretholdes. (TPA). Fjernbetjeningens tryk forbliver konstant. Ydermere afhænger dynamikken i processen med at ændre CG-positionen af graden af boostbegrænsning. For en specifik tankfyldning kan begrænsningsgraden bestemmes eksperimentelt. På grund af omfordelingen af brændstofforbruget vil afvigelsen af tyngdepunktet (CG) falde. I tilfælde af maksimal fyldning af tanke og en længere varighed af driften af fremdriftssystemet, er det muligt, at forsøget på at begrænse boostet i en bestemt tank vil føre til en stigning i excentriciteten i den modsatte retning. I dette tilfælde vil LB-1 slukke for ventilen og genoprette oprindelige værdi boost. For at garantere stabiliseringen af RB, idet der tages højde for, at reaktionen af omfordelingen af brændstofforbruget til at begrænse boosten er en langsom proces, og det er muligt, at excentriciteten, CG i nogen tid efter at have tændt for boostventilen, vil fortsætter med at stige, er der tilvejebragt et ekstra niveau af styresignal ved indgangen til LB-2-forbindelsen af RB-stabiliseringsmotorer i passive sektioner, hvilket giver en vis margin til at udvide den mulige zone for at sikre RB-stabilisering. Det er grundlæggende, at tilslutningen af lavtryksmotorer er lavet som et resultat af en analyse af positionen af hovedkontrolmotoren og ikke baseret på resultaterne af måling af de dynamiske parametre for stabiliseringen af RB. Driftsprincip logisk kredsløb dernæst: når stangens slag, for eksempel i RMT-kanalen, når den tilsvarende værdi bestemt af indstillingsmodstanden, afhængigt af styrestrømmens fortegn, aktiveres det tilsvarende relæ 26 eller 27. Kontaktgrupperne i denne relæet vil tage den tilsvarende position, som et resultat af hvilket der gives en kommando om at slukke for ventilforstærkningen i den tilsvarende brændstoftank. Da stabiliseringsakserne for RB og tankenes symmetriakser i vores tilfælde ikke er sammenfaldende, bestemmes afbrydelsen af trykventilen på den tilsvarende tank baseret på størrelsen og tegnet af RM-stangens slag i stigningen og krøjekanaler, som følger af det præsenterede diagram. Signaler, der er proportionale med styretøjstængernes slag i stignings- og krøjekanalerne, leveres til indgangene på den logiske enhed LB-2 gennem afkoblingsdioder og afstemningsmodstande. Afhængigt af indgangssignalets fortegn i hver stabiliseringskanal genererer LB-2 signaler til at forbinde de tilsvarende lavtryksmotorer (LDM), som skaber yderligere styremoment i pitchkanalen og i krøjekanalen.
Det foreslåede stabiliseringssystem gør det muligt at reducere niveauet af forstyrrelser, der virker på rumfartøjet og øge hastigheden og pålideligheden af stabiliseringen.
Påstand
Stabiliseringssystem til et rumfartøj (SV) indeholdende et fremdriftssystem med sfærisk oxidationsmiddel og brændstoftanke, symmetrisk placeret i forhold til rumfartøjets længdeakse, og en raketmotor installeret i en suspension nær rumfartøjets massecentrum med mulighed for planparallel bevægelse af affjedringen med motoren i et plan vinkelret på længdeaksen Et rumfartøj, inklusive en pitch-kontrolkanal og en krøjekontrolkanal, som hver indeholder lineære accelerations- og hastighedsafvigelsessensorer og vinkelaccelerations- og hastighedsafvigelsessensorer hvis udgange er forbundet via en summeringsforstærker til indgangene på styremaskiner, der giver planparallelle bevægelser af affjedringen med motoren, forskelligt ved, at stabiliseringssystemet er udstyret med vinkelsensorer og integrerende anordninger indsat i pitch- og krøjestyringen kanaler og to logiske blokke forbundet til indgangene på ventiler, der styrer brændstofforbruget fra oxidationsmidlet og brændstoftankene og tilslutningen af motorer med lavt tryk, mens i hver af stignings- og krøjningskontrolkanalerne er indgangen til den integrerende enhed forbundet med den anden udgang af vinkelaccelerations- og hastighedsafvigelsessensoren og udgangene fra vinkelsensoren og den integrerende anordning er forbundet henholdsvis til den tredje og fjerde indgang på summeringsforstærkeren, hvis femte indgang er forbundet med den anden udgang af styremaskinerne, og indgangene på hver logikblok er forbundet med de tredje udgange af styremaskinerne på begge kanaler.
Installation af elektromagneter til aflæsningssystemet for det lille rumfartøj "Chibis-M"
De fleste moderne rumfartøjer er udstyret med svinghjul eller gyro-kraftsystemer til orientering af rumfartøjets krop. udøvende organer Disse systemer (motorer-svinghjul i det første tilfælde og kraftgyroskoper i det andet) har en ubehagelig egenskab - efter nogen tids kontinuerlig drift mister de evnen til at producere styremoment. Svinghjulsmotorer når deres maksimale omdrejningshastighed, og den såkaldte mætning, hvor det er nødvendigt at udføre aflæsning orienteringssystemer fra det akkumulerede kinetiske moment. For at gøre dette har hver satellit et aflæsningssystem - faktisk et hjælpeorienteringssystem, ofte lavet som en del af det vigtigste - som tjener til at bringe de udøvende organer til deres oprindelige tilstand. Aflæsningssystemer er reaktive, elektromagnetiske og gravitationelle.
Jeg lovede at tale om aflæsningssystemer sidste efterår, og det viste sig at reducere de kanoniske tre års ventetid flere gange. Ønsket om at skrive et indlæg blev intensiveret efter Philip Terekhov, lozga , skrev meget fornuftigt om aktuatorer og sensorer i rumfartøjsorienteringssystemer. Ved at benytte denne mulighed anbefaler jeg, at du læser Philips LiveJournal - efter min mening er dette den bedste russiske populærvidenskabelige blog om rummet. Men til sagen.
Ansvarsfraskrivelse
Som sædvanlig kan jeg ikke undvære linjen om, at "knallerten ikke er min" - mit hovedarbejde er relateret til rumfartøjers fremdriftssystemer. Men kurset "Orienteringssystemer til rumfartøjer" blev undervist for os på grundafdeling 533 med sjæl, og jeg var gennemsyret af det. Derfor vil jeg forsøge at skrive en note om et relateret emne, stort set baseret på abstraktet og monografien af Vladimir Nikolaevich Vasiliev.
Og her er en anden pointe: VNIIEM fungerer kun med svinghjulsorienteringssystemer og elektromagnetiske aflæsningssystemer (proprietære "non-expenditure" orienteringssystemer), som vi var nødt til at håndtere i vores arbejde. Jeg ved om alt muligt andet fra at læse litteraturen.
Behovet for aflæsningssystemer
I de første linjer af brevet kan man ikke undvære en henvisning til historien om svinghjulsmotorer og gyrodyner, hvor funktionsprincippet er beskrevet mere detaljeret, der er eksempler og illustrationer.
Svinghjulsorienteringssystemer. Alt er enkelt her - svinghjulsmotoren skaber kun styremoment under acceleration (eller bremsning) af rotoren. På konstant hastighed rotationsmoment lig med nul. Derfor, hvis motoren producerer drejningsmoment i lang nok tid, vil den sikkert nå den maksimale rotationshastighed (normalt omkring 5000 rpm) - og på dette tidspunkt stopper produktionen af drejningsmoment, det er det, svinghjulet er mættet.
Jeg forudser en indvending: hvad nu hvis du udleverer øjeblikket ind modsatte retninger, så vil hastigheden enten stige eller falde (op til rotation ind den modsatte side) - og der vil ikke forekomme nogen mætning. Problemet er, at nogle af de forstyrrelser, der påvirker rumfartøjet, har samme tegn, og vores svinghjul bliver nødt til at akkumulere eksternt forstyrrende øjeblik, gradvist tage fart. 
SPD-50 spinner MicroSatWhill "Kanopusa-V" op
Et slående eksempel er forstyrrelsen fra kredsløbskorrektionsmotoren, hvis vektor ikke passerer gennem massecentret. Jeg simulerede engang, hvordan forstyrrelser fra SPD-50-motoren (14 mN tryk) forsøgte at mætte de fire små svinghjul på Canopus-V - de kunne bare ikke gøre det. Og hvis der var K50-10,5-motorer, der kørte på hydrazin med et tryk på 0,5 N (ved begyndelsen af driften med en fuld tank), ville mætning forekomme i det femte minut af motorens drift.
Gyros strømsystemer. Her bruges systemer af kraftgyroskoper - gyrodyner - som udøvende organer. Vi vil overveje et system af to identiske gyrodyner, hvis rotorer har et kinetisk moment G, og rammernes rotationsakser er parallelle: 
Elektro magnetiske systemer aflæsning 
Jordens magnetfelt
Denne type system er bygget på den samme gavnlige idé som kompasset - styremomentet opstår fra spolens interaktion med strømmen og Jordens magnetfelt.
Som regel er der tre spoler på et rumfartøj - en for hver orienteringsakse. Spoleviklingen er naturligvis duplikeret. Magnetiske egenskaber spoler er karakteriseret ved dets magnetiske moment, som er udtrykt i Am 2.
Det geomagnetiske felt i kredsløb nær Jorden ligner formen af et modent æble, hvis akse afviger med 11,5 grader fra vores planets rotationsakse. Alle elledninger går gennem to magnetiske poler, der ligger i Arktis og Antarktis, er feltlinjer derfor mere almindelige i de polære områder af Jorden, og amplituden af det magnetiske felt er dobbelt så høj som ved ækvator. Til reference, lad os informere dig om, at amplituden ved ækvator geomagnetisk felt er 31 µT, og nær polerne 62 µT. Det magnetiske felt falder i forhold til terningen af den semimajor-akse af satellittens kredsløb.
For at beregne styremomentet fra magnetspolen bruger vi formlen:
M = P x B,
hvor M er styremomentet [i Nm], P – magnetisk moment spoler [Am 2 ], B er Jordens magnetfelt [T]. Og her er højdepunktet i formlen med fed skrift og "x"-ikonet fortæller os, at formlen er skrevet i vektorer og vi taler om O vektor produkt, som per definition er en vektor med modul:
M=PBsin α,
hvor α er vinklen mellem vektorerne.
Hvis vi husker, at sinus af 0 er 0, og sinus af 90 grader er én, bliver det klart, at det er bedst at producere drejningsmoment langs aksen ved hjælp af en spole, vinkelret på vektoren magnetisk induktion. Og omvendt, hvis magnetspolens akse falder sammen i retning med strømkabel Jordens magnetfelt - en sådan spole vil ikke skabe et drejningsmoment. Det er denne begrænsning (drejningsmomentets afhængighed ikke kun af strømmen i spolen, men også af geografiske koordinater Rumfartøjer) tillod ikke brugen af rent magnetiske orienteringssystemer til satellitter fjernmåling Jorden fra høje krav med hensyn til nøjagtighed.
Desuden, for ikke at spilde elektricitet, aflæsning vha magnetiske spoler produceres i de polære områder af Jorden (husk, jeg simulerede en halv omdrejning af Canopus-B-flyvningen - så vil drejningsmomentet fra svinghjulene stadig blive nulstillet), og siden analoge aflæsningssystemers tid er magnetometre inkluderet i systemerne til at bestemme "hvornår det allerede er muligt at tænde for elektromagneter" .
Her er eksempler på blokke af elektromagnetiske aflæsningssystemer udviklet af SPUTNIX: 
Tyngdekraftsaflæsningssystemer 
SC "Gonets-M"
Hvis du ser på Gonets-M rumfartøjet, vil stangen fange dit øje gravitationssystem orientering, installeret på den øverste bund af det tryksatte rum. Faktum er, at Jordens gravitationsfelt har en tendens til at placere ethvert produkt formet som en håndvægt i en lodret position og holde det i den position. Hvis du tager og drejer Gonets-M i stigning eller ruller selv i en lille vinkel, vil Jordens gravitationsfelt øjeblikkeligt skabe et øjeblik, der har tendens til at vende satellitten tilbage. Det er faktisk sådan Gonz-M orienteringssystemet er designet.
For at aflæse gyrodynerne fra Mir- og Skylab-banestationerne blev det samme princip brugt - under pauser i driften af videnskabeligt udstyr ændrede orienteringen af stationen sig på en sådan måde, at gravitationsfeltet skabte et øjeblik, der aflastede gyrodynesystemet. Efter at vinkelmomentet var nulstillet, blev stationens orientering gendannet. Dette sparede i høj grad arbejdsvæsken i stationens orienteringssystem jetmotorer. Jeg kan ikke sige, om gravitationslosning bruges på ISS.
Universel tilgang til RCC "Progress" 
SC "Resurs-P"
Et eksempel på tilgangen fra specialister fra Progress Rocket and Space Center (Samara) til at losse et kompleks af seks kraftgyroskoper af Resurs-P rumfartøjet efterlader et dybt indtryk og forklarer: hvordan Resurs-DK1, udviklet i Samara, har været fløj i ni år i stedet for tre og stadig i tjeneste.
Så i Albatross bevægelseskontrolsystemet bruges følgende til at aflæse gyrodynerne:
- et system til aflastning af kinetisk drejningsmoment baseret på magnetiske spoler (udviklet af JSC NIIEM);
- kontrol af jetmotorer og kontrol af kardanophænget i hovedmotorkammeret i et integreret fremdrivningssystem;
- repositionering af solpaneler kan anvendes (for lav-kredsløb "Yantars" er det sådan, aerodynamisk momentaflastning blev udført).
Generelt, som i tilfældet med strømforsyningssystemer, kan man lære af Progress, hvordan man kæmper for overlevelse.
"Giv mig et omdrejningspunkt, og jeg vil vende jorden på hovedet," - så ifølge legenden sagde Archimedes, videnskabeligt forklarede det intuitivt forståede princip om håndtaget. Men i rummets vakuum er der ingen støtte. Og satellitter har brug for solpaneler til at se på Solen, antenner til at se på Jorden, et kamera til at se på en interessant del af Mars og en motor til at korrigere kredsløbet til strengt at pege på et bestemt punkt i rummet. Du skal finde på noget at stole på tomheden.
Attitude thrustere
Den mest oplagte mulighed er at installere specielle små motorer, der styrer enhedens orientering:
Lunar Module Attitude Thrusters
Motorer kan gøres kraftige til at dreje tunge køretøjer eller spinde hurtigere, eller meget svage til at dreje meget præcist. De vejer relativt lidt og kræver ingen strøm, når de ikke er i brug. Alt ville være fint, men for at vende skal du bruge brændstof, og der er altid en begrænset mængde af det. Og selve motorerne har begrænsninger på antallet af starter og den samlede driftstid.
Attitude thrustere kan også bruges til orbitale manøvrer, især hvis der er planlagt docking. Fremdriftsmotoren kan kun skubbe køretøjet i én retning, men ved hjælp af attitude-motorer kan den forskydes langs alle akser.
Fordele:
- Enkelhed.
- Giv orientering langs alle tre akser.
- Relativ lille masse.
- Fleksibilitet: Kraftige eller meget præcise motorer kan laves.
- Kan bruges til manøvrering i kredsløb.
- De kan forblive slukkede i lang tid.
- Brændstofforbrug.
- Begrænsning af antal starter og samlet driftstid.
- Forurening af apparatets omgivelser med brændt brændstof (kan være relevant for teleskoper).
Motorer til fortøjning og orientering af Soyuz-rumfartøjet ved MAKS-2005. Rød - beskyttelsesdæksler, der fjernes før flyvning
Drift af Soyuz-rumfartøjet under docking med ISS i accelereret reproduktion
Rotationsstabilisering
Siden barndommen har vi alle kendt en tops evne til at opretholde en lodret position. Hvis du drejer rumfartøjet, vil det opføre sig på nøjagtig samme måde, idet det opretholder stabilisering langs rotationsaksen.
Hvis vi er tilfredse med stabilisering langs en akse, kommer vi ikke til at rotere enheden ind forskellige sider og tage billeder med lang eksponering, kan denne metode være meget økonomisk.
Fordele:
- Enkelhed.
- Økonomisk - vi spin op én gang og spin i århundreder.
- Stabilisering kun på én akse.
- Enheden kan ikke drejes.
- Rotation kan forstyrre betjeningen af udstyret.
Ud over interplanetariske stationer brugte amerikanerne i vid udstrækning spinding af øvre stadier. I dette tilfælde behøvede faste drivmiddel øvre stadier ikke separat system orientering.
Opsendelse af en satellit fra accelererende blok PAM-D fra rumfærgen (se fra 4:06)
Efter acceleration var det muligt simpelthen at bremse rotationen ved at bruge loven om bevarelse af vinkelmomentum ( eksempel i nul tyngdekraft, eksempel på tætninger) - små belastninger afviklet på kabler og bremset enhedens rotation.
Svinghjul (reaktionshjul)
Ligesom en kat, der, når den falder, drejer halen i modsat retning af kroppens drejning, kan rumfartøjet styre sin orientering ved hjælp af et svinghjul. For eksempel, hvis vi ønsker at rotere enheden med uret:- Starttilstand: enheden er stationær, svinghjulet er stationært.
- Vi drejer svinghjulet mod uret, enheden begynder at rotere med uret.
- Når vi har vendt til den ønskede vinkel: vi stopper svinghjulets rotation, enheden stopper.
Brugen af svinghjul giver dig mulighed for at dreje med høj nøjagtighed og ikke spilde dyrebart brændstof. Men som enhver anden teknisk system, svinghjul har deres ulemper. Først og fremmest kan et svinghjul kun rotere enheden langs en akse. For fuldt ud at kontrollere enhedens orientering er der brug for tre svinghjul. Og i betragtning af behovet for reservationer, seks eller flere. Også drejehastigheden er direkte proportional med svinghjulets masse og hastigheden af dets rotation og omvendt proportional med apparatets masse. Taler i et enkelt sprog, hvordan mere masse apparat, jo tungere skal svinghjulene være. Ethvert svinghjul har også en maksimal rotationshastighed og kan knække, hvis det drejes for meget. Og hvis en forstyrrende kraft virker på apparatet i én retning, vil svinghjulet til sidst nå sin maksimale hastighed, og det skal aflæses af et andet system. Og endelig, som enhver mekaniker, bliver svinghjulet slidt over tid og kan svigte.
Fordele:
- Kræver ikke brændstofforbrug.
- Tillader meget præcis målretning af enheden.
- Uegnet til aktiv manøvrering, rotationen er relativt langsom.
- Der kræves et andet orienteringssystem for at aflaste svinghjulene.
- Over tid bliver de slidt og fejler.
- Hver aksel kræver mindst ét svinghjul.
Et af Hubble-teleskopets svinghjul
Gyrodine (kontrolmoment gyroskop)
En tops evne til at opretholde en lodret position kan bruges på endnu en måde - du kan læne dig op ad den (fra 1:10):Hvis du placerer en sådan top i et affjedringssystem, kan du "læne dig" på den og dreje i den ønskede retning. Sådanne designs kaldes kraftgyroskoper eller gyrodyner. Den største forskel mellem en gyrodyne og et svinghjul er, at svinghjulet er stift monteret på en akse og styrer orienteringen ved at ændre hastigheden af dets rotation. Gyrodinen er installeret i en suspension, som kan rotere i et eller flere planer, og må ikke ændre dens rotationshastighed. I denne video kan du tydeligt se kardanens bevægelse, på trods af at stigningen i rotationen af gyrodinen ikke ændres.
Fra et funktionsmæssigt synspunkt er gyrodyne et "avanceret" svinghjul. Gyrodynes er mere effektive end konventionelle svinghjul, men også mere komplekse. De kan styre orienteringen af meget tungere køretøjer, men deler fordelene og ulemperne ved svinghjul. Denne video viser, at gyrodyner, ligesom svinghjul, skal aflæsses - når affjedringsaksen ikke længere kan dreje, begynder cyklen at falde:
Fordele:
- Samme som svinghjulet.
- Mere effektivt end et svinghjul kan en gyrodyne af samme masse styre orienteringen af et meget tungere køretøj.
- Samme som svinghjulet.
- Mere kompleks end et svinghjul.
Udskiftning af gyrodin på ISS
Elektromagnetisk holdningskontrolsystem
Jordens magnetfelt er i stand til at dreje kompasnålen, hvilket betyder, at denne kraft kan bruges til at styre orienteringen af et rumfartøj. Hvis du sætter den på en satellit permanente magneter, At effektiv kraft vil være ukontrollerbar. Og hvis du installerer magnetspoler, kan du ved at levere strøm til dem skabe det ønskede styremoment:Tre solenoider installeret i vinkelrette planer, giver dig mulighed for at styre satellitorienteringen langs alle tre akser. Mere præcist giver de god ledelse langs to akser og forsøger at placere enheden som en kompasnål. Kontrol langs den tredje akse tilvejebringes ved at ændre retningen af Jordens magnetfelt under enhedens flyvning i kredsløb.
Elektromagnetisk vejledning kan ikke være nøjagtig på grund af tilfældige udsving i jordens magnetfelt, og dens effektivitet falder med højden. Og generelt er kræfterne skabt af solenoiderne små. Også deres brug er begrænset til himmellegemer med tilstrækkelig stærk magnetfelt, for eksempel i kredsløbet om Mars, er de praktisk talt ubrugelige. Men solenoider indeholder ikke bevægelige dele, spilder ikke brændstof og er energieffektive.
Fordele:
- Enkelhed.
- Kræver ikke brændstof.
- Lille masse.
- De indeholder ingen bevægelige dele og er praktisk talt slidfri.
- Små kontrolkræfter.
- Lav nøjagtighed.
- Kræver et magnetfelt himmellegeme, som enheden kredser omkring.
- Effektiviteten afhænger af højden.
Et eksempel på en solenoide til rumfartøjer. Fabrikantens hjemmeside hævder, at mere end 80 solenoider allerede er installeret på forskellige satellitter
Tyngdekraftsstabilisering
Tiltrækningen af to kroppe er omvendt proportional med kvadratet på afstanden mellem dem. Derfor, hvis vores ledsager forlænger en lang stang med en belastning, vil den resulterende "håndvægt" have en tendens til at indtage en lodret position, når den er Nederste del vil blive tiltrukket af Jorden lidt stærkere end den øverste. Her computermodellering 1963 (!), der viser denne effekt:I den første del af videoen indtager satellitten en stabil position langs sin akse til Jorden. I virkeligheden vil tilfældige forstyrrelser forstyrre den ideelle ligevægt, og satellitten vil oscillere rundt om sin akse, så sådanne systemer suppleres normalt med en dæmper. En lille beholder med væske vil omdanne vibrationsenergi til varme og "berolige" satellitten.
Fordele:
- Et meget simpelt system.
- Orientering opbygges passivt, uden kontrolsystem.
- Orientering bygges langsomt på grund af svagheden af de kræfter, der virker på kroppen.
- Lav nøjagtighed.
- Der er kun én type orientering - aksen til Jordens centrum.
- Effekten aftager med højden.
- Satellitten kan vende på hovedet i forhold til den ønskede orientering.
Aerodynamisk stabilisering
Fodspor jordens atmosfære synlige selv over hundrede kilometer, og satellitternes høje hastighed betyder, at de vil blive bremset mere. Normalt er denne kraft meget foruroligende, fordi satellitter decelererer ret hurtigt, falder endnu lavere og brænder op i tætte lag af atmosfæren. Men ikke desto mindre er dette en kraft, der altid virker mod vektoren omløbshastighed, og det kan bruges. De første forsøg blev udført tilbage i 60'erne. Her er for eksempel det indenlandske rumfartøj "Cosmos-149", opsendt i 1967:
Lav bane, hvor aerodynamiske kræfter er størst, er et ugæstfrit sted. Men nogle gange er det nødvendigt at være der for større målenøjagtighed. En meget smuk løsning blev brugt i GOCE-satellitten, som studerede Jordens gravitationsfelt. Lav bane (~260 km) lavet effektivt system aerodynamisk stabilisering, og for at undgå at satellitten brændte for hurtigt op, blev den konstant accelereret af en lille ionmotor. Den resulterende enhed minder ikke meget om konventionelle satellitter; nogen kaldte det endda en "satellit Ferrari":
Tak til ion motor GOCE var i stand til at arbejde fra 2009 til 2013 med at producere det mest detaljerede gravitationskort over Jorden.
Fordele:
- Aerodynamisk kraft er gratis og kræver ikke specialsystem ledelse.
Fejl:
- Der skal gøres noget for at forhindre, at satellitten hurtigt brænder op i atmosfærens tætte lag.
- Styrken afhænger af højden.
- Orientering langs kun én akse er mulig.
Solar sejl
For at konstruere orientering kan du også bruge sollystryk. Et solsejl betragtes normalt som en fremdriftsmetode, men en satellit kompleks form med antenner og solpaneler Solen vil også virke. Dette kan ses som en interferens med andre holdningskontrolsystemer, eller, hvis designerne har beregnet drejningsmomenterne på forhånd, kan det bruges til at hjælpe med at konstruere satellittens holdning. Allerede i 1973 brugte Mariner 10-sonden, der gik til Venus og Merkur, soltryk til at plotte enhedens orientering. Opfindsomheden i Laboratory of Atmospheric and Space Physics er inspirerende - da to af de fire svinghjul på Kepler-teleskopet fejlede, udviklede laboratoriet en måde at konstruere en orientering ved hjælp af de to resterende svinghjul og soltryk, så teleskopet sekventielt set fire områder plads om året:
Det hjemlige projekt Regatta-Plasma, udviklet i 90'erne, var meget interessant. Ved hjælp af et solstabilisatorsejl og roterende ror indtog enheden en position i solens retning og kunne om nødvendigt drejes:
Selv nu ville et sådant system være unikt og meget interessant; det er ærgerligt, at projektet blev lukket.
Fordele:
- Helt frit soltryk.
- Det er umuligt at konstruere en vilkårlig orientering langs tre akser.
- Fungerer ikke i skygge, hvilket er vigtigt for eksempel ved lav kredsløb om jorden.
Konklusion
For kræfter, der afhænger af flyvehøjden, er der en omtrentlig graf:
Endnu en video med katte og ægte NASA-gyrodyner.
Mere kompleks video om samme emne - "Design af orienterings- og stabiliseringssystem" fra fællesskabet "Din sektor af rummet".
Ved tag, publikationer om motorer, brændstof, tanke, opsendelsesfaciliteter og lignende interessante, men ikke særlig bemærkelsesværdige ting på grund af deres kendskab.