Стабилизация космического аппарата

Каргу Л, И. Системы угловой стабилизации космических аппаратов. М. Машиностроение, 1973. [c.288]

Книга рассчитана на инженерно-технических работников, занимающихся системами угловой стабилизации космических аппаратов. [c.2]

Второе издание книги в отличие от указанных работ и первого издания [9] дополнено описанием конструктивных схем маховиков с переменным моментом инерции, гироскопических демпфирующих устройств, а также двумя главами, посвященныМ И системам стаби-.лизации угловой скорости собственного вращения и системам. ориентации и стабилизации космических аппаратов, стабилизированных вращением. [c.4]

Общие сведения об угловом движении и стабилизации космических аппаратов [c.5]

В 1968 Г. В. И. Поповым было предложено устройство для гравитационной стабилизации космического аппарата, у которого выдвижная штанга, выполненная ъ виде шланга с защитным чехлом, заполняется вязким наполнителем [24]. Разновидность конструктивной схемы аналогичного устройства представлена на рис. 2.11. [c.36]

Стабилизация космических аппаратов при помощи двигателей-маховиков [c.47]

Идея использования спаренных гироскопов, а также многие другие принципы, разработанные применительно к морским судам,, успешно развиваются в системах угловой стабилизации космических аппаратов с гироскопическими исполнительными органами. [c.77]

Интерес к системам с гироскопическими исполнительными органами существенно возрос в конце пятидесятых годов в связи с началом бурного развития космической техники. Объясняется это тем, что по сравнению с другими исполнительными органами гироскопы имеют преимущества по точности и энергоемкости. Вопросы, связанные с использованием гироскопов в качестве исполнительных органов систем угловой стабилизации космических аппаратов, впервые были рассмотрены в работе [18 [c.78]

При трехосной стабилизации космического аппарата при помощи двухстепенных гироскопов ориентация последних относительно стабилизируемых осей может быть различна. Из наиболее целесообразных схем ориентации можно указать на такое расположение векторов Hi (1=1, 2, 3), когда они образуют треугольник (рис. 4.22) или звезду (рис. 4.23). [c.104]

СИСТЕМЫ УГЛОВОЙ СТАБИЛИЗАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ [c.173]

Почти любые природные явления, приводящие при движении объекта к возникновению моментов, можно использовать при разработке системы стабилизации. Наибольшее применение нашли системы с гравитационным стабилизирующим моментом помимо этого, для пассивной стабилизации космических аппаратов используются моменты, возникающие вследствие взаимодействия с магнитным полем, с атмосферой, а также возникающие в результате давления солнечного излучения. [c.180]

Одна из проблем, связанных с гравитационной стабилизацией космических аппаратов,— проблема выбора начальной ориентации. Космическому аппарату в равной степени безразлично , каким концом его продольная ось обращена к Земле. Однако поскольку для решения вопроса о размещении полезной нагрузки это, как правило, отнюдь не безразлично, важность задачи начальной ориентации очевидна. В ряде исследований показаны границы начальных условий, которые не приводят к беспорядочному кувырканию спутника (например, [63, 75, 83, 90]). [c.195]

Гравитационная стабилизация космических аппаратов. По-видимому, единственным критерием, на основании [c.195]

Аэродинамические моменты. Эти моменты возникают в результате одного из наиболее интересных явлений, когда космический аппарат стабилизируется вращением и с помощью аэродинамических сил. о явление можно широко использовать для стабилизации космических аппаратов при входе в атмосферу. Если до входа в атмосферу ось вращения не совпадает с вектором скорости, то вследствие значительного смещения центра масс вперед возникает момент прецессии и космический аппарат будет вращаться с прецессией. Прецессионному движению соответствует определенное количество кинетической энергии. При входе в атмосферу [c.228]

При решении третьей проблемы американские специалисты отказались от систем ориентации и стабилизации космических аппаратов, а за основу приняли использо-, вание инфракрасного горизонта Земли (нестабильной и постоянно флуктуирующей полоски атмосферы, используемой в качестве горизонта), и перешли к системам, ориентируемым по звездам. [c.172]

Необходимо точное управление и стабилизация космического аппарата во время сообщения тормозного импульса. Особенно это важно при выведении спутников на низкие орбиты, когда существует опасность соударения с Луной. [c.244]

Солнца см. Планета искусственная <стационарный 357 Стабилизация космического аппарат.ч 87, 146 [c.508]

По величине аэродинамического качества к капсулам с гибким крылом приближаются крылатые космические аппараты. На рис. 1.15.4 показаны два вида таких аппаратов, один из которых относится к классу орбитальных самолетов, а другой — к классу самолетов-носителей. Самолет-носитель можно рассматривать в качестве первой ступени космической системы, предназначенной для вывода на орбиту орбитального самолета (второй ступени). Оба этих самолета предназначены для многократного использования, т. е. должны обладать способностью планирующего спуска в плотных слоях атмосферы и плавной посадки. Поэтому их аэродинамические схемы, органы управления и стабилизации должны обеспечивать высокие маневренные качества и устойчивость. [c.127]

Важнейший вывод из этой работы К. Э. Циолковского состоит в том, что движущей силой для перемещения в условиях космоса может быть только сила реакции. В записи от 28 марта 1883 г. качественно рассмотрена задача об изменении количества движения тела в результате отбрасывания вещества и сделан краеугольный вывод динамики полета космических аппаратов Равномерное движение но кривой или прямолинейное неравномерное движение сопряжено в свободном пространстве с непрерывною потерею вещества [1, с. 57]. Одновременно К. Э. Циолковский рассматривает вопрос об ориентации космического аппарата и стабилизации его положения с помощью гироскопов. [c.434]

В качестве примеров двигательных установок стабилизации и управления положением на орбите приведены реактивная система управления (РСУ) корабля Спейс Шаттл , двигательный блок многоцелевого модульного аппарата второго поколения Марк II , тормозная ДУ космического аппарата Галилей , объединенная двигательная установка спутника Олимпия и, наконец, РСУ для спутника, работающая на продуктах разложения однокомпонентного топлива. [c.243]

Масса спутника в начале орбитального функционирования составляет 1350 кг. Космический аппарат имеет размеры 1.6 х 1.56 х 1.1 м. Каждая из двух панелей солнечных батарей состоит из трех пластин 1.1 х 1.46 м. Мощность бортовой энергетической установки в конце активного срока существования достигает 830 Вт. В области тени энергию обеспечивают две никель-кадмиевые батареи мощностью 21 А час. Стабилизация трехосная с точностью 0.2° по углу рыскания и 0.15° по углам тангажа и крена. [c.102]

Первый оперативный космический аппарат системы АЛМАЗ имел массу 18.55 т, из которых до 4 т отводилось на полезную нагрузку. Спутник имел трехосную стабилизацию и был выведен на орбиту с наклонением 72.7" и средней высотой 280 км, период повторного пролета ИСЗ над заданным районом съемки составлял 1—3 суток. Длина корпуса спутника достигала 15 м, максимальный диаметр 4.15 м. Две панели солнечной батареи общей площадью 86 м обеспечивали среднюю мощность 2.4 кВт. В течение 20 мин обеспечивалась выдача в нагрузку мощности до 10 кВт. [c.155]

Последний из запущенных космических аппаратов FY-1B при выводе на орбиту имел массу 881 кг. Размеры аппаратурной платформы спутника (рис.4.2) составляют 1.4 х 1.4 х 1.4 м, высота ИСЗ с учетом установленных приборов ДЗЗ достигает 1.76 м, общая длина — 8.6 м. Мощность бортовой энергетической установки, в состав которой входят 2 никель-кадмиевые батареи емкостью 48 А-час и солнечные батареи с панелями площадью 6.8 м , составляет 750 Вт. Трехосная стабилизация спутника поддерживалась при помощи системы ориентации, включающей двигатели на жидком азоте, реактивные маховики, гироскопы и инфракрасные датчики горизонта. [c.181]

Разработку космических аппаратов Метеор осуществляет ВНИИ Электромеханики. Расчетный срок активного существования спутников составляет 2—3 года. Космический аппарат третьего поколения Метеор-3 (рис.4.3) имеет массу на орбите 2215 кг, из которых 700 кг приходится на полезную нагрузку. Спутник имеет трехосную систему стабилизации с точностью 0.5°. Высота цилиндрического корпуса спутника диаметром [c.183]

В данной книге изложены принципы действия и основы теории перечисленных систем угловой стабилизации. С момента опубликования первого издания книги (1973 г.) по этой тематике было издано много работ. Наиболее крупными из них являются моногра-ф ии Б. В. Раушенбаха и Е. Н. Токаря [25] и В. И. Попова [23], в которых вопросы ориентации и стабилизации космических аппаратов получили дальнейшее развитие. [c.4]

Рассмотрены принципы построения, основы проектирования, вопросы повышения точности и динамики систем ориентации и стабилизации космических аппаратов (КА). В основном рассматриваются пассивные и комбинированные системы стабилизации посредством вращения, цри помощи давления солнечных лучей, а также гравитационные и газореактивные системы. При исследовании динамики учитываются упругость и тепловая деформация стабилизаторов, нелинейность характеристик датчиков и т.п. Уделено внимание способам и устройствам демпфирования колебаний пассивных систем стабилизации, вопросам управления и прогнозирования движения спутника, стабилизированного вращением (1-е изд., 1977 г.). [c.2]

Пример 2.4.1 [Воротников, 1991а, 1998]. Продолжим начатое в разделе 1.1.7 рассмотрение задачи стабилизации космического аппарата (КА) относительно заданного направления в пространстве. [c.130]

В настоящее время в Центре Келдыша разработаны и готовятся к ЛКИ два типа электрореактивных двигателей мощностью 1,35 и 4,5 кВт для систем коррекции и стабилизации космических аппаратов и их межорби-тальной транспортировки. Эти двигатели используют в качестве рабочего тела газообразный ксенон и имеют удельный импульс тяги при кпд порядка 50%. [c.24]

Эта двигательная установка служит главным образом для управления положением и стабилизации спутников с длительным периодом существования, выводимых ВКС Спейс Шаттл на низкую околоземную орбиту с целью изучения верхних слоев атмосферы, производства материалов в условиях невесомости и т. д. Двигательная установка разработана фирмой Мар-тин-Мариетта [63] и имеет вытеснительную систему подачи. В двигателе используется однокомпонентное топливо — гидразин, запас которого может составлять от 900 до 2700 кг. Первоначально она предназначалась для многоцелевого модульного космического аппарата на основе стандартизованного модуля. На рис. 174 приведено схематическое изображение этого модуля, оснащенного рассматриваемой двигательной установкой, в состав которой входят четыре основных импульсных двигателя тягой по 445 Н и 12 верньерных импульсных двигателей тягой 22 Н каждый. [c.267]

В инженерной практике широко распространены конструкции, элементы которых имеют полости или отсеки, содержащие жидкость, иапример, объекты авиационной и ракетно-космической техники, танкеры и плавучие топливозаправочные станции, суда для перевозки сжиженных газов и стационарные резервуары, предназначенные для хранения нефтепродуктов и сжиженных газов, ректификационные колонны и т. д. В большинстве случаев жидкость-заполняет соответствующие полостн или отсеки лишь частично, так что имеется свободная поверхность, являющаяся границей раздела между жидкостью и находящимся над ней газом (в частности, воздухом). Обычно можно считать (за исключением особых случаев движения тела с жидкостью в условиях, близких к невесомости, которые здесь не рассматриваются), что колебания жидкости происходят в поле массовых сил, гравитационных и инерционных, связанных с некоторым невозмущенным движением. Как правило, это поле можно в первом приближении считать потенциальным, а само возмущенное движение отсека и жидкости — носящим характер малых колебаний, что Оправдывает линеаризацию уравнений возмущенного движения. Ряд актуальных для практики случаев возмущенного движения жидкости характеризуется большими числами Рейнольдса, что позволяет использовать при описании этого движения концепцию пограничного слоя, считая, кроме того, жидкость несжимаемой. Эти гипотезы лежат в основе теории, излагаемой ниже [23, 28, 32, 34, 45, 54J. Учету нелинейности немалых колебаний жидкости посвящены, например, работы [15, 26, 29, 30]. Взаимное влияние колебаний отсека и жидкости при ее волновых движениях может сильно изменять устойчивость системы, а иногда порождать неустойчивость, невозможную при отсутствии подвижности жидкости. В качестве примера можно привести резкое ухудшение остойчивости корабля при наличии жидких грузов и Динамическую неустойчивость автоматически управляемых ракет-носителей и космических аппаратов с жидкостными ракетными двигателями при неправильном выборе структуры или параметров автомата стабилизации. Поэтому одной из основных Задач при проектировании всех этих объектов является обеспечение их динамической устойчивости [9, 10, 39, 43]. Для гражданских и промышленных сооружений с отсеками, содержащими жидкость, центр тяжести при исследовании их динамики смещается в область определения дополнительных гидродинамических нагрузок, например при сейсмических колебаниях сооружения [31]. [c.61]

Космический аппарат Adeos-1 (рис.2.19) имеет модульную конструкцию, гарантируемый срок активного существования спутника составляет 3 года. Солнечная батарея размером 3 х 15 м обеспечивает мощность, выдаваемую в нагрузку по истечении 3 лет функционирования на орбите, не ниже 4.5 кВт. Кроме того, на спутнике устанавливаются 5 никель-кадмиевых батарей емкостью 35 А час с максимальной глубиной разряда 20%. Трехосная система стабилизации ИСЗ обеспечивает точность ориентации не хуже 0.3° по каждой оси, максимальная скорость разворота спутника составляет 0.003 град/сек. [c.111]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...