Датчик солнечной ориентации

Информация о действительном движении искусственного космического объекта относительно центра масс может быть получена от датчиков, установленных на борту спутника, показания которых передаются на Землю с помощью радиотелеметрии. Датчики измеряют некоторые параметры, позволяющие судить о действительном вращении спутника. С этой целью используются, например, магнитометры, измеряющие ориентацию спутника относительно магнитного поля Земли манометры и другие приборы, реагирующие на положение спутника относительно набегающего потока воздуха датчики солнечной ориентации датчики линии земного горизонта и др. Кроме того, сведения об ориентации спутников представляют радиотехнические измерения — по модуляции радиосигналов оптические измерения — по наблюдениям изменения блеска спутника и т. д. [c.317]

В заключение отметим, что определение параметров вращения и ориентации возможно по данным радионаблюдений, по показаниям магнитометров, датчиков солнечной ориентации, показаниям ионных ловушек и манометров, по оптическим наблюдениям изменения блеска спутника и т. п. В каждом конкретном случае обычно разрабатывается методика определения ориентации применительно к данному случаю. Не останавливаясь на этом подробно, отсылаем читателя к первоисточникам. Вопросы определения параметров вращения и ориентации спутников рассматривались, например, кроме уже цитированных работ, в работах [25, 82, 86] и др. [c.352]

Для наводки фотоаппарата производилось поворачивание всей станции посредством системы ориентации. Эта система по получен ИЮ команды с Земли сначала стабилизировала станцию, ориентируя ее с помощью солнечных датчиков так, чтобы ось фотоаппарата была направлена на Луну. Затем поступивший с оптического устройства сигнал присутствия Луны разрешал проведение фотографирования [1, 2]. [c.431]

В кабине были установлены аппаратура для обеспечения жизнедеятельности живых существ в полете и для регистрации параметров движения кабины на участке спуска (датчики ускорений, угловых скоростей, температур и др.), катапультируемый контейнер с парашютными системами, в котором находились биологические объекты и живые существа, оборудование для биологических экспериментов, часть аппаратуры системы ориентации, системы, обеспечивающие приземление кабины корабля и т. д. В приборном отсеке помещались радиотелеметрическая аппаратура управления полетом корабля, аппаратура терморегулирования, тормозная двигательная установка и пр. Для энергопитания приборов использовались химические источники тока и солнечные батареи, постоянно — при помощи специальной системы ориентации — обращенные к Солнцу независимо от положения корабля. [c.436]

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]

Как уже отмечалось, поверхность секции А, на которой размещались приборы и солнечные элементы, должна быть обращена к Солнцу (за исключением тех периодов, когда спутник находился в тени Земли). Для этого спутник снабжался системой ориентации, включающей в себя четыре солнечных датчика 1 (см. рис. 3.11) для грубой ориентации, два солнечных датчика 4 для точной ориентации, реактивные сопла 11 для коррекции отклонений оси вращения спутника в плоскости, перпендикулярной направлению на Солнце, а также сервомотор 6 для ориентации секции А по азимуту и сервомотор 12 для ориентации по углу возвышения. [c.113]

Особенностью магнитных систем управления спутников, стабилизированных собственным вращением, является то, что работают они не непрерывно, а с некоторой скважностью, которая определяется не только временем накопления достаточной ошибки от возмущений, но и физическими свойствами магнитного поля Земли. Иногда система включается один раз за виток, иногда намного реже, причем в одних случаях работа происходит на определенных участках орбиты, где выполняются условия оптимального управления, а в других — на любом участке или на протяжении всего витка (или нескольких витков), если выполнение этих условий не требуется. Проведенные исследования [30] показали, что для каждой орбиты и всех фаз полета спутника с активной магнитной системой существуют четыре точки переключения. Условия переключения проверяются с помощью сигналов датчика напряженности магнитного поля Земли и солнечных датчиков. При этом соответственно переключается и магнитный диполь ориентации оси закрутки, и диполь стабилизации скорости собственного вращения спутника. Прерывистость работы активных магнитных систем ориентации положения спутника и его скорости закрутки обусловливается самой природой стабилизации собственным вращением, для которой характерна высокая устойчивость к воздействию как внешних, так и внутренних возмущающих моментов. [c.125]

ВХОДНОЙ сигнал блок магнитометров точный солнечный датчик грубый солнечный датчик датчик углового положения электронный блок управления ориентацией [c.126]

Измерители направления на Солнце или солнечные датчики (СД) необходимы для ориентации одной, из осей КА на Солнце [7. Необходимость в такой ориентации может возникнуть перед включением тормозной двигательной установки [17]. [c.22]

С помощью солнечных датчиков можно обеспечить лишь грубую ориентацию оси собственного вращения. Более точная ориентация может быть достигнута при использовании космического секстанта. В первом приближении такой секстант должен состоять из одного телескопа, оптическая ось которого совпадает с осью собственного вращения космического аппарата. Без учета нутационных и упругих колебаний один телескоп после захвата выбранного небесного тела в состоянии вырабатывать командные сигналы исполнительным органам на поддержание заданной ориентации. [c.151]

Цель гравитационно-магнитной стабилизации спутника 1963 22А состояла в обеспечении постоянной направленности антенны к центру Земли в пределах 20° относительно местной вертикали. Эта цель была достигнута, так как система пришла в рабочее состояние в течение 10 сут. и обеспечила точность ориентации 10°. Для контроля работы системы стабилизации были использованы трехкомпонентные магнитометры и солнечные датчики, установленные на спутнике [21 ]. [c.51]

Агрегатная секция негерметична и выполнена в виде цилиндрической оболочки, переходящей в коническую. Снаружи расположен большой радиатор-излучатель системы терморегулирования 47, четыре двигателя причаливания и ориентации 14, нижние узлы крепления солнечных батарей, восемь двигателей ориентации 15 и антенны систем радиотелеметрии 16 и связи экипажа с Землей 18, а также ионные датчики 20 системы ориентации. [c.76]

В процессе успокоения осуществляют торможение вращательного движения НИСЗ, а в режиме начальной солнечной ориентации — разворот спутника вокруг продольной оси до попадания Солнца в поле зрения солнечного датчика с последующей закруткой НИСЗ относительно оси, ориентированной на Солнце. [c.234]

Система ориентации и управления корабля была оснащена гироплатформой и новыми датчиками солнечно-звездной ориентации, работающими в комплексе с вычислителем Салют-3 . [c.299]

Определение углового положения необходимо прежде всего для расчета корректирующего воздействия, которое требуется для ориентации оси вращения в желаемом направлении. Из датчиков углов могут применяться оптические и гироскопические датчики. Так, на спутнике США Синком солнечный датчик являлся основным источником информации об угловом положении спутника. Датчики используют простую щелевую оптику. В собранном и разобранном виде они показаны на рис. 5.33 [51]. Каждый датчик состоит из двух алюминиевых крышек, отделенных друг от друга пятью распорками. Края крышек образуют две щели длиной около 25 мм и шириной 0,2- -0,3 мм, которые располагаются перед двумя солнечными элементами, соединенными параллельно. Когда солнечный луч попадает в плоскость щели,, выходной сигнал элемента максимален. [c.252]

Очевидно, что одни солнечные датчики дают только два из трех углов, определяющих пространственное положение спутника. Поэтому в системе ориентации спутника Синком в качестве дополнения к солнечным датчикам используется наземный радиодатчик. Применение наземных радиотехнических средств лишает систему ориентации автономности. [c.254]

Определение углового положения необходимо, прежде всего, для расчета корректирующего воздействия, которое требуется для ориентации оси собственного /вращения в желаемом направлении. Из датчиков углов могут применяться оптические и гироскопические датчики. Так, на спутнике США Синком солнечный датчик являлся основным источником информации об угловом положении спутника. [c.151]

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]

Функциональная схема инерциальной системы без гиростабилизированной платформы [7] приведена на рис. 25. Назначение отдельных блоков понятно из рисунка. Видно, что в системе для счисления пути используются датчики первичной информации и вычислительные устройства. Такими датчиками являются блок гироскопов, блок акселерометров (измерителей ускорений), блок оптических телескопов. Поступаю щая информация обрабатывается в вычислительном устройстве и поступает на органы летательного аппарата, управляющие и регулирующие его движение (рулевые органы, двигательную установку). Все вычисления при работе БИС разбивают на две группы вычисление ориентации объекта и навигационные вычисления. Для коррекции БИС используются оптические телескопические системы типа солнечных или звездных ориентаторов. БИС наиболее чувствительна к ошибкам группы приборов, выдающей информацию об угловом движении объекта. Поэтому использование лазерных датчиков угловой скорости вращения дает существенные преимущества. Ожидается, что с их применением можно построить высокоточную, простую, малогабаритную БИС, пригодную к использованию в быстром а не врирующих объектах. В иностранной печати сообщалось, что если БИС, построенная на роторных гироскопах, стоит 90 000 дол., то использование Лазерных датчиков при сохранении той же точности по- [c.63]

Многие из искусственных спутников, будучи запущенными в космическое пространство, никак не управляются в течение всего последующего полета. Их движение - не только орбитальное, но и относительно собственного центра масс - определено начальными условиям и внешними воздействиями. Но если орбитальное движение можно считать, хотя бы в первом приближении, известным даже заранее (номинальная орбита ), то о движении спутника около центра масс заранее неизвестно ничего. А зто движение знать надо Ведь показания многих научных приборов, установленных на спутнике, тепловой его режим, режим работы солнечных батарей и т.д. - все это зависит от ориентации спутника в пространстве. Поэтому давно - одновременно с запусками первых трех советских спутников-возникла задача об определении ориентация спутников по показаниям каких-%яибо датчиков ориентации, установленных на борту спутника. [c.3]

Определение фактической ориентации спутников по измерениям. Показания различных датчиков, установленных на спутнике, позволяют получить сведения о фактической ориентации спутника и о фактических моментах сил, действующих на него. С этой целью используютсяТюка-зания магнитометров, солнечных датчиков, датчиков угловых скоростей, ионные ловушки, данные о модуляции радиосигнала и т. п. [c.295]

Рис. 80. Американская автоматическая станция Сервейер-1 1 — остронаправленная антенна, 2 — телекамера с установленным перед ней зеркалом, 3 — всенаправленная антенна, 4 — емкость для сжатого гелия, 5 — аккумуляторная батарея, 6 — емкость для азота, 7 — двигатель системы ориентации, Н — пята посадочной ноги, 9 — демпфирующая конструкция, 10 — посадочная нога, // — верньерный двигатель, 12 — емкость для жидкого горючего, 13 — антенна радара, 14 — корпус блоков электронного оборудования, 15 — солнечный датчик, 16 — солнечная панель.

Рис 142 Станция Викин а) оби ий вид до разделения 1 — всенаправленная антенна, 2 — двигатель ориентации 3 — панель солнечной батареи, 4 — узконаправленная антенна, 5 антеина ретрансляции, б—спускаемый аппарат, 7—научная аппаратура орбитального блока, б) посадочный блок 1 — остронаправленная антенна, 2 — сейсмометр, 3 — антенна, 4 — приемная антенна, 5 — ЖРД на корпусе посадочного блока (всего 6), 6 — топливный бак, 7 — радиолокатор посадки, 8 — антенна радиовысотомера, 9 — одии из трех многокамерных тормозных двигателей, 10 — грунтозаборник, И — его штанга, 12 — устройство для приема грунта, 13 — опора посадочного шасси, 14 — температурный датчик, 15 — метеоро логические приборы, 16 — фототелевизионная установка [c.380]

Способ определения своего положения (и исполнительный орган) может строитьтся на использовании внешних воздействий в зависимости от гравитационных, магнитных полей, влияния атмосферы планеты и солнечного давления. В основу может быть заложен принцип гироприборов (гироскопические датчики положения, закрутка аппаратов или специальных роторов). Система может использовать в качестве исполнительных органов малые управляющие реактивные двигатели, работающие на сжатом газе. Информация об ориентации ИСЗ может поступать отдатчиков указанного типа или астродатчиков положения Солнца, планет и звезд. Каждый из принципов обеспечивает определенную точность ориентации, определяющую его использование. [c.190]

Неполадки начались сразу после старта отказала ионная система управления ориентации, отказал один из солнеч-но-звездных датчиков, не открылась левая солнечная батарея. [c.332]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...