Hvis satellitten ikke har et orienteringssystem, utfører den etter å ha blitt satt i bane en kompleks rotasjonsbevegelse som "tumling" under påvirkning av aerodynamiske, gravitasjons-, magnetiske og strålingskrefter. Naturen til satellittens rotasjon kan gradvis endres. For eksempel har en sylindrisk satellitt, som mottok rotasjon rundt lengdeaksen i øyeblikket av separasjon fra bæreraketten, en tendens til over tid å begynne å rotere rundt den tverrgående aksen, som en propell.
Påvirkningen fra jordens magnetfelt brukes ofte til å bremse satellittens innledende uberegnelige rotasjon. Spesielt hvis du installerer en kraftig permanent magnet om bord på en satellitt, montert i lagre som skaper høy friksjon, vil ønsket til magneten om å stabilisere seg i magnetfeltet føre til at satellitten som roterer rundt sin akse raskt bremser ned (ved samtidig blir lagrene veldig varme). Et slikt system ble vellykket brukt i den sovjetiske astronomiske satellitten Kosmos-215.
Vinkelposisjonen (orienteringen) til satellittene styres ved hjelp av jetdyser, som beskrevet i
§ 5 kap. 3. I orienteringssystemer brukes ofte infrarøde sensorer for å oppdage termisk stråling jordoverflaten og på denne måten oppdage horisontlinjen, og derfor bestemme den lokale vertikalen. Et lignende stabiliseringssystem brukes for eksempel i de amerikanske meteorologiske satellittene i Nimbus-serien, hvis TV-kameraer alltid må se på jorden.
Mest på en enkel måte Stabilisering oppnås ved å fortelle satellitten om å rotere langs symmetriaksen. Takket være den gyroskopiske effekten vil satellittens akse, til tross for forstyrrelser, ha en tendens til å opprettholde retningen i forhold til stjernene uendret. Men ikke i forhold til jorden! De amerikanske meteorologiske satellittene «Tiros» var orientert på denne måten. Som et resultat tumlet ikke satellittene, noe som gjorde det mulig å få titusenvis av fotografier av jordens skyer, men for det meste av banen kunne kameraene bare fotografere verdensrommet.
I I det siste Den passive metoden for vertikal orientering av satellitter, basert på eksistensen av en gravitasjonsgradient, er i ferd med å bli utbredt. En langstrakt satellitt har en tendens til å rotere rundt massesenteret slik at dens lengdeakse er vertikal. Dette skjer fordi enden av satellitten, som er mer fjernt fra jorden, tiltrekkes mindre sterkt av jorden enn den mindre fjerntliggende. Hvis du, når du setter en satellitt i bane, gir den en langsom rotasjon, der den vil gjøre en omdreining rundt massesenteret i løpet av en forbiflyvning av jorden, så vil satellitten bevege seg rundt jorden, plassert vertikalt, som månen , alltid vendt mot Jorden med en av sidene (dette forklares av det faktum at Månen også er noe langstrakt langs Jord-Måne-linjen). Hvis rotasjonen ikke blir nøyaktig overført til satellitten, vil den begynne å svinge i forhold til vertikalen, som må dempes med spesielle enheter.
Mange satellitter har ikke en langstrakt form, og de er utstyrt med en sammenleggbar stang som er flere meter (eller til og med titalls meter) lang med en masse i enden. Stangen roterer i rommet i retning fra jordens sentrum. Hele enheten er utstyrt med en demper av fjærtype for å dempe vibrasjoner (fig. 51, a, b).
Teoretisk sett gir gravitasjonsgradienten en langstrakt satellitt som beveger seg i en sirkulær bane med ytterligere to likevektsposisjoner i tillegg til den beskrevne radielle (det kan kalles en "eiker i et hjul"). Dette er posisjoner langs hastighetsvektoren ("bom") og på tvers av hastighetsvektoren - vinkelrett på de to foregående retningene ("float"). Men disse to posisjonene er ustabile i forhold til fremmede forstyrrelser: en fakkel på solen er nok - og satellitten vil begynne å avvike til "eiker i hjulet" -posisjonen. Hvor viktig dette kan være, skal vi se i kapittel § 1. 7.
Grble testet og deretter brukt på mange satellitter. Disse er "Triad", "Traak", "GEOS-1, -2", "Eol", satellitter i ATS-serien, "Explorer-38" (fire gravitasjons-hule stenger med en lengde som danner to-formede radioteleskopantenner, og en dempestang 96 m lang) og andre. Flere stenger som kan forlenges og trekkes tilbake gjør at satellitten kan stabiliseres langs tre akser og roteres 180° til et nytt sted. stabil stilling(eksperimentell satellitt "Dodge"). På mange satellitter, sammen med gravitasjonsorientering, brukes magnetisk orientering.
Ris. 51. Satellitter med passive stabiliseringssystemer: a) amerikansk navigasjonssatellitt «1963-22A», b) amerikansk forskningssatellitt «Traak»; c) Sovjetisk meteorologisk satellitt, «Cosmos-149» («Cosmic Arrow»).
Passive metoder inkluderer aerodynamisk stabilisering. Satellittens lengdeakse kan orienteres i fluktretningen hvis en stabilisator er plassert i halen på satellitten, som har en større "windage" enn selve satellitten (basert på prinsippet om en fjærkledd bom). Den sovjetiske meteorologiske stasjonen var utstyrt med et aerodynamisk stabiliseringssystem.
satellitt "Cosmos-149" (1967, fig. 51, c). I dette tilfellet ble stabilisering av satellitten i rulle (eliminering av rotasjon rundt lengdeaksen) i tillegg oppnådd ved bruk av to gyroskop. Som et resultat ble satellittens TV-utstyrsvindu alltid rettet mot jorden. Kosmos-320-satellitten (1970) tilhørte også denne typen.
Orienteringen av bemannede romfartøy-satellitter utføres ved hjelp av manuell kontroll eller automatisk. For eksempel kan en astronaut snu Soyuz-romfartøyet på en vilkårlig måte i forhold til flyretningen. Han bedømmer denne retningen basert på avlesningene til ionehastighetsvektorsensoren.
Avslutningsvis kan vi ikke unngå å nevne et viktig teoretisk poeng: rotasjonsbevegelse satellitt er nært knyttet til sin bevegelse fremover, eller bevegelsen til satellitten i forhold til massesenteret er assosiert med bevegelsen til selve massesenteret. Denne forbindelsen, etablert ved analyse av de eksakte bevegelsesligningene, blir merkbar når store størrelser satellitt
La for eksempel en lang avlang satellitt med store identiske masser i endene ("hantel") bevege seg i en sirkulær bane rundt jorden i "eiker i et hjul"-posisjon. La oss snu den ved hjelp av orienteringssystemet til "spyd"-posisjonen. Total tyngdekraft, som virker på satellitten, som følger av loven universell gravitasjon, vil nå avta og satellitten vil bevege seg inn i en elliptisk bane. (Leseren vil bli overbevist om det som er blitt sagt ved å gjøre beregninger hvis han, når man ser bort fra massen til "hantel"-stangen, tar dens lengde, for eksempel lik og høyden av den opprinnelige banen lik eller hvor er radiusen til jorden.)
Ved hjelp av et orienteringssystem kan banen også endres ved helt andre naturkrefter. For eksempel kan atmosfærisk motstand endres når satellittens posisjon endres i forhold til den motgående strømmen og trykkkraften sollys- når du endrer retningen til kjøretøyet med et solseil; dette gjenspeiles i bane.
Å gi en viss posisjon av enhetens akser i forhold til visse spesifiserte retninger. Behovet for dette systemet skyldes følgende oppgaver:
Oppgavene som utføres av enheten kan kreve både permanent orientering og kortsiktig orientering. Orienteringssystemer kan gi en-akset eller full (triaksial) orientering. Orienteringssystemer som ikke krever energi kalles passive, de inkluderer: gravitasjons-, treghets-, aerodynamiske, etc. Aktive systemer inkluderer: jetmotorer orientering, gyrodyner, svinghjul, solenoider osv., krever de energi lagret om bord på enheten. Ved bemannet romfart brukes i tillegg til automatiske holdningskontrollsystemer manuelt styrte systemer.
Sensorer [ | ]
Elektrooptiske sensorer brukes vanligvis som sensorer for den nåværende posisjonen til enheten, ved å bruke forskjellige referansepunkter. himmellegemer: , Jorden, Månen, stjerner. Det synlige eller infrarøde spekteret brukes, det andre er mer praktisk, for eksempel for jorden, siden i det infrarøde området av spekteret avviker dag- og nattsidene litt.
I tillegg til optiske sensorer kan ionesensorer, jordmagnetfeltsensorer og gyroskopiske sensorer brukes.
Stabiliseringssystem[ | ]
Ved overgang fra en bane til en annen, eller overgang til en nedstigningsbane, når hovedfremdriftssystemet kjører, er det nødvendig å holde retningen til kjøretøyets akser uendret. For å løse dette problemet er det ment stabiliseringssystem. Under stabilisering er størrelsen på forstyrrende krefter og momenter mye høyere. kompensasjonen krever betydelig energiforbruk. Varigheten av oppholdet i denne modusen er relativt kort.
På grunn av likheten mellom oppgavene de utfører, er stabiliserings- og orienteringssystemer ofte delvis kombinert, for eksempel bruker de de samme sensorene. I slike tilfeller kan vi snakke om en singel romfartøyets orientering og stabiliseringssystem.
Passive systemer[ | ]
Disse systemene er økonomiske, men de har en rekke begrensninger.
Gravitasjon [ | ]
Dette stabiliseringssystemet bruker planetens gravitasjonsfelt for jorden, dets bruk er effektivt for banehøyder fra 200 km til 2000 km.
Aerodynamisk[ | ]
Bruken av dette systemet er mulig i lave baner, hvor det er rester av atmosfæren for jorden, dette er høyder fra 200 til 400 km. For høyder over 2500 km er det mulig å bruke trykk solstrålerå lage et lignende system.
Elektromagnetisk[ | ]
Ved å installere permanente magneter om bord i apparatet, er det mulig å oppnå en viss posisjon av apparatet i forhold til kraftlinjene til jordens magnetfelt. Hvis solenoider brukes i stedet for permanente magneter, blir effektiv posisjonskontroll mulig et slikt system tilhører allerede kategorien aktive. Bruk av elektromagnetiske systemer for jordlignende planeter er mulig i høyder fra 600 til 6000 km.
Aktive systemer[ | ]
Systemer av denne typen krever energiforbruk.
Gassdyser [ | ]
Gyroskoper [ | ]
For orientering og stabilisering av massiv romfartøy på stasjonære baner treghetssvinghjul og gyrodyner brukes. Svinghjulets rotasjon er vanligvis gitt av en elektrisk motor.
Oppfinnelsen angår romteknologi og kan brukes til å stabilisere romfartøy (SV). Romfartøyets stabiliseringssystem inneholder et fremdriftssystem med sfærisk oksidasjonsmiddel og drivstofftanker, en rakettmotor, pitch- og yaw-kontrollkanaler med vinkel- og avbøyningssensorer lineære akselerasjoner og hastighet, avvik vinkelakselerasjoner og hastighet, summeringsforsterker, styremaskiner, integreringsenheter, to logiske blokker, ventiler, lavtrykksmotorer. Oppfinnelsen forbedrer påliteligheten til romfartøystabilisering. 3 syke.
Den foreslåtte oppfinnelsen relaterer seg til romteknologi og er ment å sikre stabilisering av rakettens øvre trinn og romfartøy (SC).
Det er kjent romfartøystabiliseringssystemer som bruker elektriske motorer-svinghjul som utøvende organer for stabiliseringssystemet, som er plassert langs stabiliseringsaksene og produserer dynamiske styremomenter, hvis størrelse reguleres for eksempel i forhold til kontrollsignalet (patent). SU 1839975, prioritet datert 26. februar 1979). Disse systemene har funnet bred anvendelse i romteknologi, men bruken av dem er forbundet med begrensninger på den maksimale verdien av gjenopprettingsmomentet, som bestemmes av den maksimale rotasjonshastigheten til svinghjulene, derfor, med store forstyrrelser, responsen til stabiliseringen systemet kan være utilstrekkelig. Dette begrenser bruken av slike systemer ved stabilisering av rakettens øvre trinn.
Det er kjente stabiliseringssystemer for romfartøy som bruker jetmotorer med lav effekt som de utøvende organene for stabiliseringssystemet, der vanlige forbrenningsprodukter kan tjene som arbeidsfluid. kjemisk drivstoff eller hvilken som helst gass (S.I. Korolev, N.K. Matveev. Spacecraft of the Zenit series: Teaching aid / Balt State Technical University, St. Petersburg, 2005). Størrelsen på det opprettede gjenopprettingsmomentet avhenger av eksoshastigheten og massestrømmen til arbeidsvæsken, samt størrelsen på armen som motorens trekkraft påføres.
Slike systemer kan skape store mengder gjenoppretter øyeblikk og reagerer raskt på forstyrrende påvirkninger, men behovet for å bruke en ikke-fornybar tilførsel av arbeidsvæske begrenser påføringstiden. I dette tilfellet bestemmes den mulige størrelsen på armen som motorens skyvekraft påføres i stor grad av den valgte utformingen av romfartøyet. Så, for eksempel, for å stabilisere små og mellomstore raketttrinn (RU), hvis utforming inkluderer en ringformet blokk med tanker med et diametralt motsatt arrangement i forhold til lengdeaksen til blokken, to sfæriske oksidasjonstanker, to sfæriske drivstofftanker og to sfæriske instrumentrom, det brukes en to-komponent rakettmotor, installert i den indre åpningen av tankblokken langs lengdeaksen (patent RU 2043956, prioritet datert 23. november 1993). Dette arrangementet ble brukt i utformingen av Fregat-rakettforsterkerenheten. Et trekk ved romfartøyer som har et lignende arrangement, er at kontrollmomentarmen er liten på grunn av nærheten til rakettmotorens omdreiningspunkt til romfartøyets massesenter. Dessuten, i tillegg til forstyrrelsen i form av et moment, har også forstyrrelsen i form av en kraft en betydelig verdi. Bruken av en roterende rakettmotor installert i en gimbal, med en liten kontrollarm bestemt av avstanden mellom romfartøyets tyngdepunkt og punktet for påføring av kraft fra motoren, for å oppnå kontrollmoment for å parere forstyrrelsen, krever betydelige vinkler og vinkelhastigheter rotasjon av motorens forbrenningskammer. Dette forårsaker uunngåelig en stor komponent av den laterale (tverrgående) forstyrrende kraften. Disse ulempene er delvis eliminert når du installerer en rakettmotor i en suspensjon med mulighet for planparallell bevegelse av suspensjonen med motoren i et plan vinkelrett på romfartøyets lengdeakse. Fjæringen flyttes ved hjelp av styresnekker. Et stabiliseringssystem for et romfartøy som inneholder et fremdriftssystem med sfæriske tanker med oksidasjonsmiddel og drivstoff, symmetrisk plassert i forhold til romfartøyets lengdeakse, og en rakettmotor installert i en suspensjon nær romfartøyets massesenter med mulighet for fly -parallell bevegelse av fjæringen med motoren i et plan vinkelrett på romfartøyets lengdeakse, er den nærmeste analogen til det deklarerte romfartøyets stabiliseringssystem og ble valgt som prototype (patent RU 2090463, prioritet datert 20. september 1997). Systemet inkluderer en pitchkontrollkanal og en girkontrollkanal, som hver inneholder sensorer for lineær akselerasjon og hastighetsavvik og sensorer for vinkelakselerasjon og hastighetsavvik, hvis utganger er koblet gjennom en summeringsforsterker til inngangene til styremaskinene, som sørge for planparallelle bevegelser av fjæringen med motoren. Det spesifiserte stabiliseringssystemet ble brukt i utviklingen av Fregat øvre trinn og gjør det mulig å øke nøyaktigheten av stabilisering i modusen for kortsiktige banekorrigeringer ved å øke nøyaktigheten av stabilisering av tverrhastighetene til romfartøyets massesenter. derimot spesifisert system eliminerer ikke de gjenværende stabiliseringsproblemene som er iboende i denne romfartøykonfigurasjonen. Et av disse problemene er problemet med forskjellig drivstoffproduksjon fra oksidasjonsmiddel og drivstofftanker, noe som kan føre til en forskyvning av tyngdepunktet til romfartøyet på slutten av aktive manøvrer til en verdi som er kritisk for å sikre stabilisering, som bestemmes av maksimalt mulig slag på PM-stangen, dvs. motorkammerets utluftingsområde. For å redusere sannsynligheten for en slik utvikling av hendelser, er det nødvendig på konstruktive måter sørge for det nødvendige start posisjon CG i tverrplanet og ved å måle og justere for å minimere forskjellen i hydraulisk motstand i drivstoffkomponentens tilførselsveier, noe som krever betydelig teknologisk og materialkostnader og reduserer påliteligheten til stabiliseringssystemet.
Det tekniske problemet som løses av den foreslåtte oppfinnelsen er å øke påliteligheten til stabilisering i nærvær av forskjellige utviklinger som kan føre til tap av romfartøystabilisering.
Denne oppgaven sikres ved at i motsetning til kjent system stabilisering av et romfartøy (SV) som inneholder et fremdriftssystem med sfærisk oksidasjonsmiddel og drivstofftanker, symmetrisk plassert i forhold til romfartøyets lengdeakse, og en rakettmotor installert i en suspensjon nær romfartøyets massesenter med mulighet for plan -parallell bevegelse av fjæringen med motoren i et plan vinkelrett på romfartøyets lengdeakse, inkludert en pitchkontrollkanal og en girkontrollkanal, som hver inneholder sensorer for lineær akselerasjon og hastighetsavvik og sensorer for vinkelakselerasjon og hastighetsavvik, hvis utganger er koblet gjennom en summeringsforsterker til inngangene til styremaskiner som gir planparallelle bevegelser av fjæringen med motoren, den nye er det faktum at stabiliseringssystemet er utstyrt med vinkelsensorer og integreringsenheter introdusert i pitch og yaw kontrollkanaler, og to logiske blokker koblet til inngangene til ventilene som styrer boosten i hver tank, som bestemmer drivstofforbruket fra oksidasjonsmiddel og drivstofftanker og tilkobling av små motorers skyvekraft, mens i hver av tonehøyden og girkontrollkanaler, er inngangen til integreringsanordningen koblet til den andre utgangen til vinkelakselerasjons- og hastighetsavvikssensoren, og utgangene til vinkelsensoren og integreringsanordningen er koblet til henholdsvis den tredje og fjerde inngangen til summeringsforsterker, hvis femte inngang er koblet til de andre utgangene til styregirene, og inngangene til hver logisk blokk er koblet til de tredje utgangene til styregirene til begge kanaler.
Utstyre stabiliseringssystemet med vinkelsensorer og integrerende enheter satt inn i stignings- og giringskontrollkanalene, og med logiske blokker koblet til inngangene til ventiler som kontrollerer boost og, følgelig, drivstofforbruk fra oksidasjonsmiddel og drivstofftanker og tilkobling av lav- skyvemotorer, gjør det mulig å kompensere for forskjeller i drivstoffproduksjon fra tanker, redusere nivået av forstyrrelser som virker på romfartøyet, og øke hastigheten og påliteligheten til stabilisering.
Samtidig er det mulig å kompensere for motorer med lav skyvekraft til stabiliseringsprosessen det første stadiet stabilisering av en viss treghet i reaksjonen fra omfordeling av drivstofforbruk i tankene til prosessen med romfartøystabilisering.
Essensen av oppfinnelsen er illustrert av tegninger, hvor:
Fig. 1 - strukturordning stabilisering systemer;
Fig. 2 - skjematisk diagram av den første logiske blokken;
Fig. 3 - skjematisk diagram av den andre logiske blokken.
Det foreslåtte stabiliseringssystemet er designet for å stabilisere romfartøy (SC), som inneholder et fremdriftssystem (PS) med sfæriske tanker med oksidasjonsmiddel og drivstoff, symmetrisk plassert i forhold til romfartøyets lengdeakse, og en rakettmotor (RM), installert i oppheng. nær romfartøyets massesenter med mulighet for planparallell bevegelse av suspensjonen med motoren i et plan vinkelrett på romfartøyets lengdeakse, for eksempel Fregat-rakettens øvre trinn. Systemet inkluderer en pitchkontrollkanal (“T”) og en girkontrollkanal (“P”), som hver inneholder sensorer for lineær akselerasjon og hastighetsavvik 1, 2 og sensorer for vinkelakselerasjon og hastighetsavvik 3, 4, utgangene til som er gjennom en summeringsforsterker 5, 6 er koblet til inngangene til styremaskiner (RM) 7, 8, og gir planparallelle bevegelser av fjæringen med motor 9. Pitchkanalen (“T”) gir kontroll lineær bevegelse fjæring med motor 9 i YOZ-planet langs "OZ"-aksen (styrestag 7 kanal "T"), og girkanalen ("P") gir kontroll over den lineære bevegelsen til fjæringen med motor 9 i YOZ-planet langs "OY"-aksen (styrestagmaskiner 8-kanals "P"). I tillegg inkluderer hver av pitch (“T”) og yaw (“P”) kontrollkanalene en vinkelsensor 10, 11 og en integreringsanordning 12, 13 koblet til en summeringsforsterker 5, 6. Inngangen til integreringsanordningen 12, 13 er koblet til den andre utgangen til vinkelakselerasjons- og hastighetsavvikssensoren 2. Den femte inngangen til summeringsforsterkeren 5, 6 er koblet til den andre utgangen til styremotoren 7, 8. Sammensetningen av stigning og giring kanalinstrumenter i denne delen (blokk 1-13) er identiske og kan implementeres på kjent grunnlag tekniske løsninger, se for eksempel bok. "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 utstyrt med to logiske blokker (LB-1, LB-2) 14, 15, koblet til inngangene til ventilene 16, 17, 18, 19, som styrer boosten og følgelig drivstofforbruket fra oksidasjonsmiddelet og drivstoffet tanker og tilkoblingen av lavkraftmotorer 20, 21, 22, 23, og inngangene til hver logisk blokk 14, 15 er koblet til de tredje utgangene til styremaskinene 7, 8 på begge kanaler. Et eksempel på implementeringen av LB-1 er vist i fig. 2, hvor 24 er avkoblingsdioder; 25 - innstillingsmotstander, 26 - releer med normalt lukkede kontakter og normalt åpne kontakter i "+" tonehøydekanalen; 27 - lignende relé i "-" tonehøydekanalen; 28 - lignende relé i "+" yaw-kanalen; 29 - lignende relé i "-" yaw-kanalen; 261, 262, 213 - kontaktgrupper av relé 26; 271, 272, 273 - kontaktgrupper av relé 27; 281, 282, 283 - kontaktgrupper av relé 28; 291, 292, 293 - kontaktgrupper av stafett 29; 30, 31 - reléer for å kontrollere boostventilene i henholdsvis den første og andre drivstofftanken; 32, 33 - reléer for å kontrollere boostventilene i henholdsvis den første og andre oksidasjonstanken. Et eksempel på implementeringen av LB-2 er vist i fig. 3, hvor 24 er avkoblingsdioder; 25 - innstillingsmotstander, 34 - releer med normalt lukkede kontakter og normalt åpne kontakter i "+" tonehøydekanalen; 35 - relé i kanal "-" tonehøyde; 36 - kanalrelé "+" yaw; 37 - kanalrelé "-" yaw; 341, 351, 361, 371 - kontaktgrupper av de tilsvarende reléene 34, 35, 36, 37; 38 - motorkontrollrelé med lav kraft i "+" tonehøydekanalen; 39 - motorkontrollrelé med lav kraft i "-" tonehøydekanalen; 40 - motorkontrollrelé med lav kraft i "+" girkanalen; 41 - motorkontrollrelé med lav kraft i "-" girkanalen.
Under drift av stabiliseringssystemet mottar inngangene til summeringsforsterkeren 5, 6, i tillegg til signaler fra sensorene 1, 2, 3, 4, 10, 11 og integreringsanordningen 12, 13, informasjon om posisjonen til styringen motorstang (RM) 7, 8 i hver stabiliseringskanal . Når den første terskelen er nådd i tonehøydestabiliseringskanalen gitt verdi styrestangslag (for eksempel 7), signal proporsjonal med størrelsen slag av stangen (for eksempel fra potensiometre tilbakemelding) leveres også til den tilsvarende inngangen til den logiske blokken LB-1, som gir en kommando til boostkontrollventilen i den tilsvarende tanken. Mengden boost i denne tanken reduseres tilsvarende, og forbruket av drivstoffkomponenten fra denne tanken reduseres også. Prosessen med å redusere størrelsen på eksentrisiteten forårsaket av den akkumulerte forskjellen i produksjonen begynner. Lignende prosesser kan finne sted i girstabiliseringskanalen, som til slutt fører til en reduksjon i den akkumulerte eksentrisiteten til et gitt nivå. Siden stabiliseringsaksene som PM-ene er installert langs og symmetriaksene til drivstofftankene ikke sammenfaller (vinkelen mellom dem er ca. 45°), bruker LB-1 informasjon om posisjonen til stengene til begge PM-ene for å generere kontrollkommandoer . Drivstofftilførselssystemet er utformet på en slik måte at ved å begrense boosten i en tank med en mindre mengde drivstoff, omfordeles drivstofforbruket fra to tanker med samme navn samtidig som den totale strømningshastigheten ved utløpet av turbopumpeenheten opprettholdes (TPA). Skyvkraften til fjernkontrollen forblir konstant. Videre avhenger dynamikken i prosessen med å endre CG-posisjonen av graden av boostbegrensning. For en spesifikk tankfylling kan begrensningsgraden bestemmes eksperimentelt. På grunn av omfordelingen av drivstofforbruket vil avviket til tyngdepunktet (CG) avta. Ved maksimal fylling av tanker og lengre varighet av drift av fremdriftssystemet, er det mulig at forsøket på å begrense forsterkningen i en bestemt tank vil føre til en økning i eksentrisiteten i motsatt retning. I dette tilfellet vil LB-1 slå av ventilen og gjenopprette opprinnelig verdiøke. For å garantere stabiliseringen av RB, tatt i betraktning at reaksjonen av omfordelingen av drivstofforbruket for å begrense boostingen er en langsom prosess, og det er mulig at eksentrisiteten, CG i noen tid etter å ha slått på boostventilen, vil fortsetter å øke, gis et ekstra nivå av kontrollsignal ved inngangen til LB-2-tilkoblingen til RB-stabiliseringsmotorer i passive seksjoner, noe som gir en viss margin for å utvide den mulige sonen for å sikre RB-stabilisering. Det er grunnleggende at tilkoblingen av lavtrykksmotorer gjøres som et resultat av en analyse av posisjonen til hovedkontrollmotoren, og ikke basert på resultatene av måling av de dynamiske parametrene for stabiliseringen av RB. Driftsprinsipp logisk krets neste: når stangens slag, for eksempel i RMT-kanalen, når den tilsvarende verdien bestemt av innstillingsmotstanden, avhengig av fortegnet til styrestrømmen, aktiveres det tilsvarende reléet 26 eller 27. Kontaktgruppene til denne relé vil ta den tilsvarende posisjonen, som et resultat av at det gis en kommando om å slå av ventilforsterkningen i den tilsvarende drivstofftanken. Siden i vårt tilfelle stabiliseringsaksene til RB og symmetriaksene til tankene ikke sammenfaller, bestemmes avstengningen av trykkventilen til den tilsvarende tanken basert på størrelsen og tegnet på slagene til RM-stangen i stigningen og girkanaler, som følger av det presenterte diagrammet. Signaler som er proporsjonale med slaget til styregirstengene i stignings- og girkanalene, leveres til inngangene til den logiske enheten LB-2 gjennom avkoblingsdioder og avstemmingsmotstander. Avhengig av fortegnet på inngangssignalet i hver stabiliseringskanal, genererer LB-2 signaler for å koble til de tilsvarende lavtrykksmotorene (LDM), som skaper ytterligere styremoment i pitchkanalen og i girkanalen.
Det foreslåtte stabiliseringssystemet gjør det mulig å redusere nivået av forstyrrelser som virker på romfartøyet og øke hastigheten og påliteligheten til stabiliseringen.
Krav
Stabiliseringssystem for et romfartøy (SV) som inneholder et fremdriftssystem med sfærisk oksidasjonsmiddel og drivstofftanker, symmetrisk plassert i forhold til romfartøyets lengdeakse, og en rakettmotor installert i en suspensjon nær romfartøyets massesenter med mulighet for planparallell bevegelse av fjæringen med motoren i et plan vinkelrett på lengdeaksen Et romfartøy, inkludert en pitchkontrollkanal og en giringskontrollkanal, som hver inneholder sensorer for lineær akselerasjon og hastighetsavvik og sensorer for vinkelakselerasjon og hastighetsavvik, hvis utganger er koblet gjennom en summeringsforsterker til inngangene til styremaskiner som gir planparallelle bevegelser av fjæringen med motoren, forskjellig ved at stabiliseringssystemet er utstyrt med vinkelsensorer og integrerende enheter satt inn i pitch- og girkontrollen kanaler, og to logiske blokker koblet til inngangene til ventiler som kontrollerer drivstofforbruket fra oksidasjonsmiddelet og drivstofftankene og tilkoblingen av motorer med lav kraft, mens i hver av pitch- og yaw-kontrollkanalene er inngangen til integreringsanordningen koblet til den andre utgangen til vinkelakselerasjons- og hastighetsavvikssensoren, og utgangene til vinkelsensoren og integreringsanordningen er koblet til henholdsvis den tredje og fjerde inngangen til summeringsforsterkeren, hvis femte inngang er koblet til de andre utgangene av styremaskinene, og inngangene til hver logikkblokk er koblet til de tredje utgangene til styremotorene til begge kanaler.
Installasjon av elektromagneter for lossesystemet til det lille romfartøyet "Chibis-M"
De fleste moderne romfartøyer er utstyrt med svinghjul eller gyrokraftsystemer for orientering av romfartøyets kropp. Utøvende organer Disse systemene (motorer-svinghjul i det første tilfellet og kraftgyroskoper i det andre) har en ubehagelig egenskap - etter en tid med kontinuerlig drift mister de evnen til å produsere kontrollmoment. Svinghjulsmotorer når sin maksimale rotasjonshastighet, og den såkalte metning, hvor det er nødvendig å utføre lossing orienteringssystemer fra det akkumulerte kinetiske øyeblikket. For å gjøre dette har hver satellitt et lossesystem - faktisk et hjelpeorienteringssystem, ofte laget som en del av det viktigste - som tjener til å bringe de utøvende organene til sin opprinnelige tilstand. Lossesystemer er reaktive, elektromagnetiske og gravitasjonsmessige.
Jeg lovet å snakke om lossesystemer i fjor høst, og det viste seg å redusere de kanoniske tre årene med venting flere ganger. Ønsket om å skrive et innlegg ble intensivert etter Philip Terekhov, lozga , skrev veldig fornuftig om aktuatorene og sensorene til romfartøysorienteringssystemer. Ved å benytte denne muligheten anbefaler jeg at du leser Philips LiveJournal - etter min mening er dette den beste russiske populærvitenskapelige bloggen om verdensrommet. Men til poenget.
Ansvarsfraskrivelse
Som vanlig kan jeg ikke klare meg uten linjen om at "mopeden er ikke min" - hovedarbeidet mitt er relatert til fremdriftssystemene til romfartøy. Men kurset "Orienteringssystemer for romfartøy" ble undervist til oss på grunnavdelingen 533 med sjel, og jeg ble gjennomsyret av det. Derfor vil jeg prøve å skrive et notat om et relatert emne, i stor grad basert på abstraktet og monografien til Vladimir Nikolaevich Vasiliev.
Og her er et annet poeng: VNIIEM fungerer bare med svinghjulsorienteringssystemer og elektromagnetiske lossesystemer (proprietære "ikke-utgiftsbaserte" orienteringssystemer), som vi måtte forholde oss til i arbeidet vårt. Jeg vet om alt annet fra å lese litteraturen.
Behovet for lossesystemer
I de første linjene i brevet kan man ikke klare seg uten en henvisning til historien om svinghjulsmotorer og gyrodyner, hvor operasjonsprinsippet er beskrevet mer detaljert, det er eksempler og illustrasjoner.
Svinghjulsorienteringssystemer. Alt er enkelt her - svinghjulsmotoren skaper kontrollmoment kun under akselerasjon (eller bremsing) av rotoren. På konstant hastighet rotasjonsmoment lik null. Følgelig, hvis motoren produserer dreiemoment i lang nok tid, vil den trygt nå maksimal rotasjonshastighet (vanligvis omtrent 5000 rpm) - og på dette tidspunktet vil produksjonen av dreiemoment stoppe, det er det, svinghjulet er mettet.
Jeg forutser en innvending: hva om du gir ut øyeblikket inn motsatte retninger, så vil hastigheten enten øke eller redusere (opp til rotasjon inn motsatt side) - og ingen metning vil forekomme. Problemet er at noen av forstyrrelsene som påvirker romfartøyet har samme tegn, og svinghjulet vårt må akkumulere eksternt forstyrrende øyeblikk, gradvis få fart. 
SPD-50 spinner opp MicroSatWhill "Kanopusa-V"
Et slående eksempel er forstyrrelsen fra banekorreksjonsmotoren, hvis vektor ikke passerer gjennom massesenteret. Jeg simulerte en gang hvordan forstyrrelser fra SPD-50-motoren (14 mN skyvekraft) prøvde å mette de fire små svinghjulene til Canopus-V - de klarte det bare ikke. Og hvis det var K50-10,5-motorer som kjørte på hydrazin med en skyvekraft på 0,5 N (ved begynnelsen av driften med full tank), ville metning oppstå i det femte minuttet av motoren.
Gyros kraftsystemer. Her brukes systemer av kraftgyroskoper - gyrodyner - som utøvende organer. Vi vil vurdere et system med to identiske gyrodyner, hvis rotorene har et kinetisk moment G, og rotasjonsaksene til rammene er parallelle: 
Elektro magnetiske systemer lossing 
Jordens magnetfelt
Denne typen system er bygget på den samme fordelaktige ideen som kompasset - kontrollmomentet oppstår fra spolens samspill med strømmen og jordens magnetfelt.
Som regel er det tre spoler på et romfartøy - en for hver orienteringsakse. Spoleviklingen er selvfølgelig duplisert. Magnetiske egenskaper spoler er preget av dets magnetiske moment, som er uttrykt i Am 2.
Det geomagnetiske feltet i baner nær Jorden ligner formen på et modent eple, hvis akse er 11,5 grader avviket fra rotasjonsaksen til planeten vår. Alle kraftledninger går gjennom to magnetiske poler, som ligger i Arktis og Antarktis, derfor, i de polare områdene på jorden, er feltlinjer mer vanlige og amplituden til magnetfeltet der er dobbelt så høy som ved ekvator. For referanse, la oss informere deg om at amplituden ved ekvator geomagnetisk felt er 31 µT, og nær polene 62 µT. Magnetfeltet avtar proporsjonalt med kuben til den halve hovedaksen til satellittens bane.
For å beregne kontrollmomentet fra magnetspolen bruker vi formelen:
M = P x B,
der M er kontrollmomentet [i Nm], P – magnetisk moment spoler [Am 2 ], B er jordens magnetfelt [T]. Og her er høydepunktet i formelen med fet skrift og "x"-ikonet forteller oss at formelen er skrevet i vektorer og vi snakker om O vektor produkt, som per definisjon er en vektor med modul:
M=PBsin α,
hvor α er vinkelen mellom vektorene.
Hvis vi husker at sinusen til 0 er 0, og sinusen til 90 grader er én, blir det klart at det er best å produsere dreiemoment langs aksen ved hjelp av en spole, vinkelrett på vektoren magnetisk induksjon. Og omvendt, hvis aksen til den magnetiske spolen faller sammen i retning med høyspentlinje Jordens magnetfelt - en slik spole vil ikke skape et dreiemoment. Det er denne begrensningen (avhengigheten av dreiemomentet ikke bare av strømmen i spolen, men også av geografiske koordinater Romfartøy) tillot ikke bruk av rent magnetiske orienteringssystemer for satellitter fjernmåling Jorden fra høye krav når det gjelder nøyaktighet.
Dessuten, for ikke å kaste bort strøm, lossing ved hjelp av magnetiske spoler produseres i de polare områdene på jorden (husk at jeg simulerte en halv omdreining av Canopus-B-flyvningen - da vil dreiemomentet fra svinghjulene fortsatt tilbakestilles), og siden analoge lossesystemer har magnetometre blitt inkludert i systemene for å avgjøre "når det allerede er mulig å slå på elektromagneter" .
Her er eksempler på blokker med elektromagnetiske lossesystemer utviklet av SPUTNIX: 
Gravity lossesystemer 
SC "Gonets-M"
Hvis du ser på romfartøyet Gonets-M, vil stangen fange blikket ditt gravitasjonssystemet orientering, installert på den øvre bunnen av det trykksatte rommet. Faktum er at jordens gravitasjonsfelt har en tendens til å plassere ethvert produkt formet som en manual i vertikal posisjon, og holde det i den posisjonen. Hvis du tar og snur Gonets-M i stigning eller rulle selv i en liten vinkel, vil jordens gravitasjonsfelt umiddelbart skape et øyeblikk som har en tendens til å snu satellitten tilbake. Dette er faktisk hvordan Gonz-M-orienteringssystemet er designet.
For å losse gyrodynene til Mir- og Skylab-banestasjonene, ble det samme prinsippet brukt - under pauser i driften av vitenskapelig utstyr endret orienteringen til stasjonen seg på en slik måte at gravitasjonsfeltet skapte et øyeblikk som losset gyrodyne-systemet. Etter at vinkelmomentet ble tilbakestilt, ble stasjonens orientering gjenopprettet. Dette sparte i stor grad arbeidsvæsken til stasjonens orienteringssystem jetmotorer. Jeg kan ikke si om gravitasjonslossing brukes på ISS.
Universell tilnærming til RCC "Progress" 
SC "Resurs-P"
Et eksempel på tilnærmingen til spesialister fra Progress Rocket and Space Center (Samara) for å losse et kompleks av seks kraftgyroskoper til Resurs-P romfartøyet etterlater et dypt inntrykk og forklarer: hvordan Resurs-DK1, utviklet i Samara, har vært flyr i ni år i stedet for tre og fortsatt i tjeneste.
Så i Albatross-bevegelseskontrollsystemet brukes følgende for å losse gyrodynene:
- et system for å avlaste kinetisk dreiemoment basert på magnetiske spoler (utviklet av JSC NIIEM);
- kontroll av jetmotorer og kontroll av kardanopphenget til hovedmotorkammeret til et integrert fremdriftssystem;
- reposisjonering av solcellepaneler kan brukes (for lav-bane "Yantars" er dette hvordan aerodynamisk dreiemomentavlastning ble utført).
Generelt, som i tilfellet med strømforsyningssystemer, kan man lære av Progress hvordan man kjemper for overlevelse.
"Gi meg et støttepunkt, og jeg vil snu jorden opp ned," - så ifølge legenden sa Archimedes, og forklarte vitenskapelig det intuitivt forståtte prinsippet om spaken. Men i rommets vakuum er det ingen støtte. Og satellitter trenger solcellepaneler for å se på solen, antenner for å se på jorden, et kamera for å se på en interessant del av Mars, og en motor for å korrigere banen til strengt tatt å peke på et bestemt punkt i verdensrommet. Du må finne på noe for å stole på tomheten.
Attitude thrustere
Det mest åpenbare alternativet er å installere spesielle små motorer som kontrollerer enhetens orientering:
Lunar Module Attitude Thrusters
Motorer kan gjøres kraftige for å snu tunge kjøretøy eller snurre raskere, eller veldig svake for å svinge veldig presist. De veier relativt lite og krever ingen strøm når de ikke er i bruk. Alt ville være bra, men for å snu, må du bruke drivstoff, og det er alltid en begrenset mengde av det. Og selve motorene har begrensninger på antall starter og total driftstid.
Attitude thrustere kan også brukes til orbital manøvrer, spesielt hvis dokking er planlagt. Fremdriftsmotoren kan bare skyve kjøretøyet i én retning, men ved hjelp av attitude-motorer kan den forskyves langs alle akser.
Fordeler:
- Enkelhet.
- Gi orientering langs alle tre aksene.
- Relativ liten masse.
- Fleksibilitet: Kraftige eller svært presise motorer kan lages.
- Kan brukes til manøvrering i bane.
- De kan være avslått i lang tid.
- Drivstofforbruk.
- Begrensning på antall starter og total driftstid.
- Forurensning av omgivelsene til apparatet med brent drivstoff (kan være aktuelt for teleskoper).
Motorer for fortøyning og orientering av romfartøyet Soyuz ved MAKS-2005. Rød - beskyttelsesdeksler som fjernes før flyging
Drift av romfartøyet Soyuz under dokking med ISS i akselerert reproduksjon
Rotasjonsstabilisering
Siden barndommen har vi alle kjent en topps evne til å opprettholde en vertikal posisjon. Hvis du snurrer romfartøyet, vil det oppføre seg på nøyaktig samme måte, og opprettholde stabilisering langs rotasjonsaksen.
Hvis vi er fornøyd med stabilisering langs en akse, kommer vi ikke til å rotere enheten inn forskjellige sider og ta bilder med lang eksponering, kan denne metoden være svært økonomisk.
Fordeler:
- Enkelhet.
- Økonomisk - vi spinner opp én gang og spinner i århundrer.
- Stabilisering kun på én akse.
- Enheten kan ikke roteres.
- Rotasjon kan forstyrre driften av utstyret.
I tillegg til interplanetære stasjoner, brukte amerikanerne mye spinning av øvre etapper. I dette tilfellet trengte ikke de øvre trinnene med fast drivmiddel eget system orientering.
Oppskyting av en satellitt fra akselererende blokk PAM-D fra romfergen (se fra 4:06)
Etter akselerasjon var det mulig å ganske enkelt bremse rotasjonen ved å bruke loven om bevaring av vinkelmomentum ( eksempel i null tyngdekraft, eksempel på tetninger) - små belastninger vikles ut på kabler og bremset rotasjonen av enheten.
Svinghjul (reaksjonshjul)
Akkurat som en katt som, når den faller, vrir halen i motsatt retning av kroppens sving, kan romfartøyet kontrollere orienteringen ved hjelp av et svinghjul. For eksempel, hvis vi ønsker å rotere enheten med klokken:- Utgangstilstand: enheten er stasjonær, svinghjulet er stasjonært.
- Vi snurrer svinghjulet mot klokken, enheten begynner å rotere med klokken.
- Når vi har snudd til ønsket vinkel: vi stopper rotasjonen av svinghjulet, enheten stopper.
Bruk av svinghjul lar deg svinge med høy presisjon og ikke kaste bort dyrebart drivstoff. Men som alle andre teknisk system, svinghjul har sine ulemper. Først av alt kan ett svinghjul bare rotere enheten langs en akse. For å kontrollere enhetens orientering fullt ut, trengs tre svinghjul. Og gitt behovet for reservasjoner, seks eller flere. Også dreiehastigheten er direkte proporsjonal med massen til svinghjulet og hastigheten på dets rotasjon og omvendt proporsjonal med massen til apparatet. Snakker på enkelt språk, hvordan mer masse apparat, jo tyngre bør svinghjulene være. Dessuten har ethvert svinghjul en maksimal rotasjonshastighet og kan gå i stykker hvis det snurres for mye. Og hvis en forstyrrende kraft virker på apparatet i én retning, vil svinghjulet til slutt nå sin maksimale hastighet, og det må avlastes av et annet system. Og til slutt, som alle mekanikere, slites svinghjulet ut over tid og kan svikte.
Fordeler:
- Krever ikke drivstofforbruk.
- Tillater svært presis målretting av enheten.
- Uegnet for aktiv manøvrering, rotasjonen er relativt langsom.
- Et annet orienteringssystem er nødvendig for å avlaste svinghjulene.
- Over tid slites de ut og mislykkes.
- Hver aksel krever minst ett svinghjul.
Et av svinghjulene til Hubble-teleskopet
Gyrodine (kontrollmomentgyroskop)
Evnen til en topp til å opprettholde en vertikal posisjon kan brukes på en annen måte - du kan lene deg på den (fra 1:10):Hvis du plasserer en slik topp i et fjæringssystem, kan du "lene deg" på den og snu i ønsket retning. Slike design kalles kraftgyroskoper eller gyrodyner. Hovedforskjellen mellom en gyrodyne og et svinghjul er at svinghjulet er stivt montert på en akse og styrer orienteringen ved å endre rotasjonshastigheten. Gyrodinen er installert i en suspensjon, som kan rotere i ett eller flere plan, og kan ikke endre rotasjonshastigheten. I denne videoen kan du tydelig se bevegelsen til gimbalen, til tross for at stigningen til rotasjonen av gyrodinen ikke endres.
Fra et funksjonssynspunkt er gyrodyne et "avansert" svinghjul. Gyrodynes er mer effektive enn konvensjonelle svinghjul, men også mer komplekse. De kan kontrollere orienteringen til mye tyngre kjøretøy, men deler fordelene og ulempene med svinghjul. Denne videoen viser at gyrodyner, som svinghjul, må losses - når fjæringsaksen ikke lenger kan svinge, begynner sykkelen å falle:
Fordeler:
- Samme som svinghjulet.
- Mer effektivt enn et svinghjul kan en gyrodin med samme masse kontrollere orienteringen til et mye tyngre kjøretøy.
- Samme som svinghjulet.
- Mer kompleks enn et svinghjul.
Bytter ut gyrodin på ISS
Elektromagnetisk holdningskontrollsystem
Jordens magnetfelt er i stand til å snu kompassnålen, noe som betyr at denne kraften kan brukes til å kontrollere orienteringen til et romfartøy. Hvis du setter den på en satellitt permanente magneter, Det effektiv kraft vil være ukontrollerbar. Og hvis du installerer solenoidspoler, kan du ved å tilføre strøm til dem opprette ønsket kontrollmoment:Tre solenoider installert i vinkelrette plan, lar deg kontrollere satellittorienteringen langs alle tre aksene. Mer presist gir de god ledelse langs to akser, prøver å plassere enheten som en kompassnål. Kontroll langs den tredje aksen er gitt ved å endre retningen til jordens magnetfelt under flyturen av enheten i bane.
Elektromagnetisk veiledning kan ikke være nøyaktig på grunn av tilfeldige svingninger i jordens magnetfelt, og effektiviteten avtar med høyden. Og generelt er kreftene som skapes av solenoidene små. Også deres bruk er begrenset til himmellegemer med tilstrekkelig sterk magnetfelt, for eksempel i Mars bane, er de praktisk talt ubrukelige. Men solenoider inneholder ikke bevegelige deler, sløser ikke med drivstoff og er energieffektive.
Fordeler:
- Enkelhet.
- Trenger ikke drivstoff.
- Liten masse.
- De inneholder ingen bevegelige deler og er praktisk talt slitasjefrie.
- Små kontrollkrefter.
- Lav nøyaktighet.
- Krever et magnetfelt himmellegeme, som enheten kretser rundt.
- Effektiviteten avhenger av høyden.
Et eksempel på en solenoid for romfartøy. Produsentens nettsted hevder at mer enn 80 solenoider allerede er installert på forskjellige satellitter
Tyngdekraftsstabilisering
Tiltrekningen til to kropper er omvendt proporsjonal med kvadratet på avstanden mellom dem. Derfor, hvis følgesvennen vår forlenger en lang stang med en last, vil den resulterende "hantelen" ha en tendens til å innta en vertikal posisjon når den er Nedre del vil bli tiltrukket av jorden litt sterkere enn den øverste. Her datamodellering 1963 (!), som viser denne effekten:I den første delen av videoen tar satellitten en stabil posisjon langs sin akse til jorden. I virkeligheten vil tilfeldige forstyrrelser forstyrre den ideelle likevekten, og satellitten vil oscillere rundt sin akse, så slike systemer er vanligvis supplert med en demper. En liten beholder med væske vil konvertere vibrasjonsenergi til varme og "roe" satellitten.
Fordeler:
- Et veldig enkelt system.
- Orientering bygges passivt, uten kontrollsystem.
- Orientering bygges sakte på grunn av svakheten til kreftene som virker på kroppen.
- Lav nøyaktighet.
- Det er bare én type orientering - aksen til jordens sentrum.
- Effekten avtar med høyden.
- Satellitten kan snu opp ned i forhold til ønsket orientering.
Aerodynamisk stabilisering
Fotspor jordens atmosfære synlig selv over hundre kilometer, og den høye hastigheten til satellittene gjør at de vil bremses mer. Vanligvis er denne kraften veldig urovekkende, fordi satellitter bremser ganske raskt, synker enda lavere og brenner opp i tette lag av atmosfæren. Men ikke desto mindre er dette en kraft som alltid virker mot vektoren banehastighet, og den kan brukes. De første eksperimentene ble utført på 60-tallet. Her er for eksempel det innenlandske romfartøyet "Cosmos-149", lansert i 1967:
Lav bane, der aerodynamiske krefter er størst, er et ugjestmildt sted. Men noen ganger er det nødvendig å være der for større målenøyaktighet. En veldig vakker løsning ble brukt i GOCE-satellitten, som studerte jordens gravitasjonsfelt. Lav bane (~260 km) laget effektivt system aerodynamisk stabilisering, og for å hindre at satellitten brenner opp for raskt, ble den stadig akselerert av en liten ionemotor. Den resulterende enheten har liten likhet med konvensjonelle satellitter noen kalte den en "satellitt Ferrari":
Takk til ionmotor GOCE var i stand til å jobbe fra 2009 til 2013, og produsere det mest detaljerte gravitasjonskartet over jorden.
Fordeler:
- Aerodynamisk kraft er gratis og krever ikke spesialsystem ledelse.
Feil:
- Noe må gjøres for å hindre at satellitten raskt brenner opp i de tette lagene av atmosfæren.
- Styrken avhenger av høyden.
- Orientering langs kun én akse er mulig.
Solseil
For å konstruere orientering kan du også bruke sollystrykk. Et solseil regnes vanligvis som en fremdriftsmetode, men en satellitt kompleks form med antenner og solcellepaneler Solen vil også virke. Dette kan sees på som en interferens med andre holdningskontrollsystemer, eller, hvis designerne har beregnet dreiemomentene på forhånd, kan det brukes til å hjelpe med å konstruere satellittens holdning. Allerede i 1973 brukte Mariner 10-sonden, som gikk til Venus og Mercury, soltrykk for å plotte enhetens orientering. Oppfinnsomheten til Laboratory of Atmospheric and Space Physics er inspirerende - da to av de fire svinghjulene på Kepler-teleskopet sviktet, utviklet laboratoriet en måte å konstruere en orientering ved å bruke de to gjenværende svinghjulene og soltrykket slik at teleskopet sekvensielt så fire områder plass per år:
Det innenlandske prosjektet Regatta-Plasma, utviklet på 90-tallet, var veldig interessant. Ved hjelp av et solstabilisatorseil og roterende ror inntok enheten en posisjon i retning mot solen og kunne om nødvendig vris:
Selv nå ville et slikt system være unikt og veldig interessant.
Fordeler:
- Helt gratis soltrykk.
- Det er umulig å konstruere en vilkårlig orientering langs tre akser.
- Fungerer ikke i skyggen, noe som er viktig for eksempel for lav jordbane.
Konklusjon
For krefter som avhenger av flyhøyde, er det en omtrentlig graf:
En annen video med katter og ekte NASA-gyrodyner.
Mer kompleks video om samme tema - "Design av orienterings- og stabiliseringssystem" fra «Your sector of space»-fellesskapet.
Etter merke, publikasjoner om motorer, drivstoff, tanker, utskytningsanlegg og lignende interessante, men ikke særlig merkbare ting på grunn av deres kjennskap.