Солнечная стабилизация

Принцип стабилизации за счет светового давления солнечных лучей достаточно прост. Однако осуществление на практике высказанных рядом автором идей и предложенных схем систем солнечной стабилизации представляет собой сложную инженерную проблему, которая содержит две основные задачи увеличение статической точности и введение демпфирования. Рассмотрим указанные задачи. [c.45]

При малых угловых отклонениях КА от положения равновесия момент системы солнечной стабилизации прямо пропорционален этому от- [c.45]

Покажем, что тепловое действие солнечных лучей можно использовать не только для увел ения реактивной силы, но и для перемещения стабилизатора относительно тела КА с помощью биметаллического устройства. В работах [34, 35] предложено устройство для повышения точности системы солнечной стабилизации, использующее биметаллические пластины (рис. 2.12). Устройство состоит из биметаллической пластины 1, соединяющей корпус КА 2 и солнечный стабилизатор 3, и системы затеняющих лабиринтных экранов 4, благодаря которой получаемая пластиной 1 энергия сильно зависит от угла падения солнечных лучей. Это устройство и применено в системе солнечной стабилизации КА Маринер-4 (США). Однако оно имеет недостатки 1 сравнительно небольшой угол поворота стабилизатора, что является недостатком биметаллической пластины 2) неработоспособность устройства при больших угловых отклонениях космического аппарата от положения равновесия, что является недостатком лабиринтного экрана. [c.46]

Статическая характеристика системы солнечной стабилизации (см. рис. 2.11, д) с описанным выше биметаллическим устройством показана [c.46]

На рис. 2.16. показана статическая характеристика системы солнечной стабилизации с дополнительным экраном отрицательной обратной связи (сплошная линия) и без него (пунктирная линия). [c.47]

Использование для демпфирования естественного теплового изгиба штанг стабилизатора от неравномерного нагрева солнечными лучами [38J. За счет неравномерного теплового расширения с некоторой тепловой инерцией штанга поворачивает отражатели таким образом, что силы светового давления солнечных лучей создают демпфирующий момент. Исследованию динамики системы солнечной стабилизации с учетом теплового изгиба стабилизатора посвящен разд. 5.1. [c.48]

В настоящее время подробно исследованы пассивные методы введения демпфирования в системах гравитационной стабилизации посредством упруго-вязкого шарнира (см. разд. 2.1) [85]. Эти методы применимы также для систем солнечной стабилизации. [c.48]

Рассмотрим КА, состоящий из основного тела и п штанг с плоскими лопастями на концах, причем оси штанг лежат в плоскости движения, а плоскости лопастей перпендикулярны ей. Пренебрегая затенением штанг и лопастей телом КА и другими лопастями, а также зависимостью главного центрального момента инерции КА / от теплового изгиба штанг, запишем уравнения плоского движения системы солнечной стабилизации [c.123]

Эти условия для системы солнечной стабилизации КА выполняются всегда, т.е. наличие любого теплового изгиба и тепловой инерции штанг придает системе асимптотическую устойчивость. [c.125]

Предположим, что во время освещения спутника Солнцем его угловое движение описывается линейным уравнением второго порядка, а в тени планеты отсутствуют управляющий и демпфирующий моменты системы солнечной стабилизации, а также все возмущающие моменты. Уравнение малых колебаний радиационно ориентированного КА запишем в виде [c.131]

Систему солнечной стабилизации будем называть устойчивой, если существует натуральное N, такое, что для любого натурального п [c.131]

Таким образом, при выполнении условия (5.40) область устойчивости системы солнечной стабилизации значительно расширяется. Однако при незначительном отклонении параметров от оптимальных, т.е. удовлетворяющих условию (5.40), устойчивость системы может нару ться. Поэтому условиями устойчивости для N= 2 следует пользоваться для системы со стабильными параметрами, в противном случае необходимо использовать условие устойчивости длк N— I, [c.133]

На рис. 5.8 показано разбиение плоскости параметров X, со/, г, описываемое неравенством (5.5 8). Заштрихованные области соответствуют устойчивому решению. Из условий (5.58) видно что для того, чтобы система солнечной стабилизации была устойчивой для любой угловой скорости КА, необходимо выполнение неравенств О < X < 2я и [c.139]

Из выражения (5.59) видно, что быстродействие системы солнечной стабилизации вращающегося КА уменьшается с увеличением угловой скорости. Известно, что быстродействие демпфера нутационных колебаний КА, стабилизированного вращением, увеличивается с увеличением угловой скорости. Таким образом, КА, стабилизированный за счет сил светового давления солнечных лучей, следует вращать с меньшей угловой скоростью, чем КА, стабилизированный только вращением [38]. [c.140]

Полимерные материалы подверженны естественному старению, в особенности под действием ультрафиолетового солнечного излучения, кислорода воздуха и тепла. Стойкость против старения можно повысить добавкой стабилизаторов. Поскольку стойкость полимерных материалов покрытия против старения существенно сказывается на их эффективности и на сроке службы, в особенности при высоких рабочих температурах, оценка материалов покрытия также и в этом аспекте может иметь важное значение. В качестве методов оценки хорошо зарекомендовали себя (применительно к полиэтиленовым покрытиям) измерения относительного удлинения при разрушении и индекс оплавления после ускоренного старения при повышенной температуре и интенсивном ультрафиолетовом облучении или на горячем воздухе [12]. Существенные изменения этих показателей могут рассматриваться как начало повреждения материала. На рис. 5.4 представлены результаты таких измерений на полиэтиленовых покрытиях с различной степенью стабилизации [3]. У полностью стабилизированного полиэтилена (с до-бавкой стабилизатора й сажи) после испытания продолжительностью до 6000 ч никаких существенных изменений не происходит, тогда как при нестабилизированном или лишь частично стабилизированном покрытии уже через 100—1000 ч отмечаются явления деструкции, что на практике при хранении на открытом воздухе или при работе с повышенными температурами может привести к повреждениям вследствие образования трещин. [c.158]

Стабилизация. Этилцеллюлоза склонна к окислению при действии солнечного и ультрафиолетового света, а также при нагревании ее выше температуры размягчения —150°). Однако этил-целлюлозу можно стабилизовать добавлением к ней соответствующих антиоксидантов, применением некоторых пластификаторов и в пигментированных покрытиях — пигментами. Прозрачные пленки, а также композиции для нанесения в расплавленном состоянии должны содержать от 0,5 до 1 % таких антиоксидантов,. [c.527]

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]

Вращающийся КА, подобно всем небесным телам, приобретает стабилизирующие свойства, характерные для свободного гироскопа. Стабилизация вращением при определенном направлении оси вращения позволяет получить более равномерное освещение Солнцем, что создает оптимальные условия для работы солнечных батарей, а также более умеренный тепловой режим корпуса КА наличие искусственной гравитации исключает необходимость систем наддува в топливных баках двигательных установок. Кроме того, стабилизация углового положения КА вращением является наиболее экономичным с энергетической точки зрения способом стабилизации. И несмотря на неизбежное усложнение конструкции, а также необходимость проведения некоторых научных исследований и экспериментов вращающиеся орбитальные станции относятся к перспективным КА. [c.3]

Космические аппараты, стабилизированные вращением, могут обеспечить длительную ориентацию солнечных батарей на максимальную освещенность солнечными лучами. Такой способ ориентации является наиболее экономичным, его целесообразно использовать также для стабилизации законсервированных орбитальных станций. Вращающийся КА более равномерно освещается Солнцем, что обеспечивает внутри него более умеренный тепловой режим. Вращение может оказаться полезным и при подаче топлива к насосам двигательных установок перед выполнением маневра. [c.7]

Решение двух последних проблем диктуется необходимостью выполнения ряда научных исследований, для чего используются ИСЗ со строго определенной стабилизацией в космическом пространстве. Это задачи, связанные с исследованиями Солнца, в частности солнечной радиации и корпускулярного излучения, а также с конкретизацией данных относительно характеристик верхней атмосферы и ионосферы. [c.111]

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]

Принципы построения пассивных систем преимущественно сводятся к проектированию элементов конструкции КА выбору формы аэродинамического стабилизатора размеров солнечного паруса длины выдвижных штанг (гравитационная стабилизация) и т. д. [c.16]

Стабилизация КА вращением имеет определенные преимущества перед другими в,идами стабилизации. При вращении КА более равномерно освещается Солнцем, что создает лучшие условия для работы солнечных батарей и более умеренный тепловой режим. [c.43]

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ СОЛНЕЧНЫХ БАТАРЕЙ В КАЧЕСТВЕ ПРИВОДА СИСТЕМ СТАБИЛИЗАЦИИ УГЛОВОЙ СКОРОСТИ [c.162]

Для системы солнечной стабилизации с жестко закрепленным стабилизатором характерно полное отсутствие демпфирования. Существуют различные пассивные способы введения демпфирования в системах солнечной стабилизации. Укажем два основных пассиэных способа демпфирования. [c.48]

Систему солнечной стабилизации можно значительно упростить, если использовать динамические и кинематические свойства вращающегося КА (см. разд. 5.4 и 5.5). Эту систему следует уже рассматривт как комбинацию двух пассивных систем системы солнечной стабилизации и системы, стабилизированной вращением. Комбинированная система обладает достоинствами обеих систем и лишена основного недостатка стабилизации вращением - ухода оси вращения КА от заданного направления. [c.48]

Перейдем к определшию оптимальных параметров системы солнечной стабилизации из условия минимума ошибки ориентации от действия гармонического возмущающего момента. Рассмотрим амплитуду вьшужден-ного решения уравнения (5.17) [c.125]

Сравнивая это значение 5 ах созначетием (5.33) видим, что применение упруго-вязкого шарнира для демпфирования собственных колебаний КА в 1,7 раза эффективнее использования отрицательного теплового изгиба штанги системы солнечной стабилизации. [c.131]

Стабилизируемый с помощью светового давления солнечных лучей спутник некоторую часть времши будет находиться в тени планеты. При этом отсутствие управляющего момента системы солнечной стабилизации может привести к неустойчивому режиму. В данном разделе рассматривается устойчивость плоского либрационного движения спутника с учетом т№и планеты [38]. [c.131]

ДИНАМИКЛ ПАССИВНЫХ СИСТЕМ СОЛНЕЧНОЙ СТАБИЛИЗАЦИИ УГЛОВОЙ СКОРОСТИ КА [c.140]

Динамика центробежного регулятора. Предположим, что а) вращающийся КА представляет собой основное тело, к которому упруго-вязко крепятся две лопасти центробежного регулятора б) вектор кинегичес-кого момента L совпадаег с осью OZ вследствие идеальной работы ну -ционного демпфера, установленного на теле КА, а также с вектором 5о вследствие идеальной работы системы солнечной стабилизации в) момент инерции лопастей много меньше моментов инерции основного тела г) центр давления лопасти совпадает с ее центром масс д) размеры тела [c.140]

Дуговые л а б. II с т о ч н и к и и сери й-ные лампы высокого и сверхвысокого давлений позволяют вводить значит, уд. мощность (Уи>100 Л/см ) и дают излучение высокой яркости с широко варьируемым спектром. Свободно горящая дуга, используемая в эмиссионном спектральном анализе, имеет неустойчивый канал, в к-рый поступают испускающие линейчатый спектр пары материала электродов или спец. вставки в нём. В лаб. источниках, применяемых в спектроскопии плазмы, дуга стабилизируется устраняющей загрязнения вытяжкой газа через электроды или охлаждаемыми водой медными игайбами (при наблюдении канала длиной неск, см и S3 0,2—1 см вдоль оси). Такая стабилизированная- каскадная дуга используется и как эталонный источник (в континууме Аг при р = 0,1—1 МПа, Гд до 1,2-40 К в вакуумных УФ-ляниях Н Тц до 2,2-10 К). Мощная дуга с вихревой стабилизацией канала 0 0,2—1 см и длиной неск. см, обычно в Аг при до 7 МПа и Р до 150 кВт, даёт сплошное излучение с Тв 6000 К и применяется для имитации солнечного излучения, в фотохимии и установках радпац. нагрева. [c.223]

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]

Запуск ИСЗ Trmm запланирован на август 1997 г. с помощью японской PH Н-2 с полигона Tanegashima. Спутник будет выводиться на круговую орбиту высотой 350 км с наклонением 35". Масса ИСЗ (рис.8.2) составляет 3500 кг, из которых 725 кг приходится на гидразинное топлп во, необходимое для удерживания высоты орбиты с точностью 1.25 км Космический аппарат имеет трехосную систему стабилизации с точностью ориентации 0.2". Энергетическая установка мощностью 1.1 кВт включает две панели солнечных батарей и две никель-кадмиевые батареи емкостью 50 А час каждая. [c.262]

Исследования, которые проводились с помощью спутников, имеющих на борту устройство для стабилизации скорости вращения, явились прямым продолжением проведенных работ аппаратами, раскручивание которых для стабилизации вращением выполнялось с помощью верньерных двигателей последней ступени ракеты-носителя. С помощью спутников этой категории исследовались верхние слои атмосферы (плотность, давление, молекулярный и атомарный кислород и водород, температура электронов и ионов, концентрация положительных ионов и электронов), ионосфера (регистрация и исследование энергетических частиц), магнитное поле Земли (исследования низкочастотных колебаний магнитного поля), рентгеновское и ультрафиолетовое излучение Солнца, электроны и протоны солнечного и галактического происхождения, воздействия радиации на биологические объекты и др. [c.108]

Рулевым органам в космической технике уделяют значительно большее внимание, чем это имеет место у наземных подвижных объектов. По типу рулевых органов классифицируют системы угловой стабилизации (СУС) с двигателями-маховиками (ДМ), с гироскопическими исполнительными црганами (ГИО), с момент-ным магнитоприводом (ММ), с реактивными соплами (P ), гравитационные, аэродинамические и СУС типа солнечный парус . [c.13]

Выделив мысленно в теле Земли сферу (на рис. 2.5 показано пунктиром), видим, что оставш иеся ее части можно представить б виде обода сложной формы, охватььвающего шар. Когда-то в момент образования солнечной системы Земля приняла устойчивое положение по отношению к притягивающему центру — Солнцу. Любое возмущение может откло1нить ее от устойчивого положения, однако, как только это произойдет, в действие вступит гравитационная стабилизация, которая аналогично маятнику гировертикали корректирует Землю-гироскоп. [c.28]

Точность гравитационной стабилизации во многом зависит от возмущающих воздействий. Установлено, что основными возмущающими моментами являются магнитные моменты, моменты от сил давления солнечного излучения и аэродинамические моменты. Магнитные моменты доминируют на высотах ниже 1850 км. Давление солнечного излучения более всего влияет на спутники, движущиеся по синхронным орбитам. Аэродинамическими моментами можно пренеб1)ечь на высотах более 900 км. Так, для спутника 1963 22А аэродинамический момент на высоте 740 км отклонит его от вертикали на 1°, а на высоте 555 км — уже на 10°. [c.40]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...