Ориентация и стабилизация спутников

Ориентация и стабилизация спутников [c.146]

ОРИЕНТАЦИЯ И СТАБИЛИЗАЦИЯ СПУТНИКОВ 147 [c.147]

ОРИЕНТАЦИЯ И СТАБИЛИЗАЦИЯ СПУТНИКОВ 149 [c.149]

Двигатели тягой 0,9 И предназначены для управления положением и стабилизации спутника. Двигатели тягой 0,35 Н работают в постоянном режиме, обеспечивая коррекцию траектории и ориентацию спутника в направлении север—юг. Испыта- [c.274]

Наиболее сложной проблемой являлось обеспечение заданной ориентации спутника. Его ориентация и стабилизация должны были производиться по следующей программе [c.114]

Первые искусственные спутники вращались в пространстве, не имея никакой ориентации. В связи с увеличением объема задач, возложенных на искусственные спутники, и по мере развития космической техники возникла необходимость ориентировать и стабилизировать их во время полета. Решение этой задачи возложено на систему ориентации и стабилизации, Ориентированные во время полета КА имеют следующие преимущества 1) лучшие условия для измерений и наблюдений, проводимых в космосе 2) лучшие информационные свойства направленных антенн 3) большую эффективность солнечных батарей 4) лучшие условия для терморегулирования и др. [c.4]

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]

Наиболее экономичным способом стабилизации углового положения КА является стабилизация вращением в заданном, ориентируемом положении и управление скоростью вращения. Настоящая книга посвящена вопросам аналитического анализа динамики КА, стабилизированного вращением, с учетом воздействия на него внешних факторов — аэродинамических сил, геомагнитного поля, особенностей конструкции, а также исследованию систем угловой стабилизации, ориентации и систем стабилизации угловой скорости собственного вращения. В книге представлены материалы по возможному использованию искусственных спутников Земли, стабилизированных вращением, и основные особенности деятельности экипажа в условиях искусственной гравитации. В предлагаемой книге предпринимается попытка [c.5]

В большинстве случаев запускаемые искусственные спутники Земли (ИСЗ) с автоматической аппаратурой на борту для научных исследований в космосе предполагают необходимость в придании им определенной ориентации углового положения в пространстве. Реализация этой задачи, как правило, возлагается на системы угловой стабилизации спутников, принцип построения которых определяется их функциональным назначением и требованиями к точности ориентации. [c.100]

В последнее время для управления ориентацией и скоростью вращения спутников на околоземных орбитах все более широкое применение получают активные магнитные системы, использующие магнитное поле Земли. Можно выделить следующие особенности этих систем. Основными функциями активных магнитных систем является стабилизация или коррекция углового положения спутника и его скорости собственного вращения. Вместе с этим они способны выполнять и второстепенные функции уменьшение начальной чрезмерно большой скорости закрутки предварительное успокоение переориентацию спутника из одного заданного положения в другое сканирование небесной сферы компенсацию магнитных возмущающих моментов стабилизацию по силовым линиям магнитного поля Земли демпфирование либраций и т. д. [c.124]

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]

Простота пассивных систем стабилизации обычно достигается ценой уменьшения универсальности и связана с жестким выбором опорного направления. Равновесная ориентация для конкретного метода стабилизации не всегда является желаемой ориентацией. На орбитах спутников Земли в качестве опорного может потребоваться направление на Землю, Солнце или какое-либо другое направление в зависимости от характера операции. [c.180]

Это — не единственная причина, почему вращение является эффективным средством стабилизации спутников. Некоторые возмущающие моменты зависят от ориентации спутника, и величина их изменяется при вращении спутника (например, эксцентриситет тяги спутников, стабилизируемых вращением). В результате в инерциальном пространстве на спутник действует усредненный момент, а воздействие на ось вращения усредненного момента является не таким сильным, как в случае, когда воздействие определяется интегралом по времени от величины момента вследствие эксцентриситета тяги. [c.218]

Для проектов спутников без сложных программных маневров, с большим временем существования и точностью ориентации порядка 1—5° более предпочтительно применение пассивных методов. При разработке пассивных систем стабилизации спутников можно использовать свойства гравитационного и магнитного полей, эффект сопротивления атмосферы и светового давления, гироскопические свойства вращающихся, тел и др. [c.296]

Системы аэродинамической стабилизации. На круговых и слабо эллиптических орбитах в диапазоне высот от 250 до 350 кж для ориентации оси симметрии спутника по набегающему потоку, направление которого мало отличается от направления касательной к орбите, можно использовать аэродинамические моменты. Если спутник аэродинамически устойчив, то при нарушении нормальной ориентации возникают восстанавливающие моменты по тангажу и рысканью, стремящиеся совместить продольную ось спутника с вектором скорости набегающего потока. Для устранения неопределенности поворота спутника по крену (вокруг продольной оси) можно, например, поместить в корпусе спутника ротор,, вращающийся с постоянной угловой скоростью вокруг оси, перпендикулярной к оси симметрии спутника. Возникающие при вращении ротора гироскопические моменты будут стремиться выставить ось ротора по нормали к плоскости орбиты. [c.300]

Авторы настоящей монографии поставили цель систематизировать ранее известные отдельные работы по системам управления и динамике КА, стабилизированных вращением, рассмотреть наиболее важные вопросы теории движения КА относительно его центра масс, классифицировать и дать анализ систем управления вращающихся спутников, которые уже нашли практическое применение за рубежом. Новизна вопроса привела к необходимости разработки основ теории линейных и нелинейных систем стабилизации угловой скорости собственного вращения и систем ориентации главной оси. Так как создание и вывод на орбиту КА с искусственной гравитацией вполне реально в недалеком будущем, то авторы сочли необходимым рассмотреть возможные перспективы и особенности использования вращающихся долговременных орбитальных станций с экипажем на борту. [c.4]

Спутники, которые призваны для реализации указанных задач, должны иметь систему, способную обеспечить выполнение необходимой ориентации, стабилизации и управление скоростью собственного вращения. Техническое исполнение такой системы может быть самым разнообразным. [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]

Точность, предъявляемая СУС, определяется задачами, решаемыми КА. Даже для одного и того же объекта требования к точности угловой стабилизации и ориентации могут быть различными в режиме пассивного орбитального полета точность может быть значительно ниже, чем при фотографирован-ии отдельных участков земной поверхности метеорологическим спутником. [c.14]

В связи с этим возникли две проблемы управления вращающимися спутниками проблема ориентации оси вращения и проблема стабилизации угловой скорости собственного вращения. [c.44]

Оптимизационное исследование [42] показало, что наиболее подходящей является топливная пара АТ и ММГ, после чего была выбрана схема ДУ с апогейным двигателем тягой 490 Н и двумя связками по 8 верньерных двигателей тягой 22 Н каждый для ориентации и стабилизации спутника. Вытеснение компонентов топлива осуществляется гелием. Газ хранится в 4 баллонах при давлении 27,6 МПа. Коллектор связывает их с редуктором, давление на выходе которого составляет 1,57 МПа. В случае отказа редуктора специальный жиклер и предохранительный клапан обеспечат давление на выходе 1,75 МПа. После редуктора газ с заданным давлением (1,57 или 1,75 МПа) поступает в топливные баки. Во время назем- [c.273]

На высотах менее 600 км от Земли плотность атмосферы относительно велика, поэтому аэродинамические силы, действующие на спутник, не являются пренебрежимо малымц и могут быть использованы для создания управляющих моментов. Если центр давления аэродинамических сил не совпадает с центром масс спутника, то появляется аэродинамический момент, который может быть использован для ориентации и стабилизации спутников. [c.41]

Если спутники серии 0S0 использовали систему ориентации и стабилизации вращением с исполнительными органами только в виде реактивных двигателей, то спутники ESRO, разрабатываемые Европейской организацией по исследованию космического пространства, имели на борту комбинированную систему, включающую в себя реактивные двигатели для регулирования скорости вращения и магнитную систему для ориентации оси вращения [64, 67, 78]. [c.116]

Вместе с этим создание спутников, стабилизированных вращением, в целях распшрения круга научных экспериментов повлекло за собой проектирование и разработку оригинальных систем управления ориентацией и стабилизацией скорости собственного вращения. Естественно предположить, что многие из них в дальнейшем будут использоваться на более совершенных космических летательных аппаратах. [c.124]

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]

Успех научно-исследовательских работ, проводимых в космическом, 1ространстве с помощью летательных аппаратов, во многом зависит от технических и эксплуатационных характеристик систем ориентации и стабилизации. Поэтому возникает необходимость в простых, надежных, точных, легких, работающих в течение длительного времени с минимальными затратами энергии системах ориентации и стабилизации КА. Правильный выбор систем ориентации и стабилизации позволяет успешно осуществлять проведение таких научных экспериментов, как возвращение на Землю спутника или космического корабля наблюдение за Солнцем и исследование явлений, происходящих на нем использование системы ретрансляционных спутников для целей глобальной радиосвязи и телевидения использование спутников для метеорологических и геодезических целей и других экспериментов в межпланетном пространстве. [c.4]

Комбинированные системы, представляющие собой сочетание газо-ре ктивной системы предварительного успокоения (СПУ) с пассивной аэродинамической системой ориентации, применялись на различных спутниках серии Космос [15]. Здесь газореактиная система использовалась в качестве системы предварительного успокоения, а пассивная — для дальнейшей длительной ориентации и стабилизации искусственного спутника. [c.7]

Реактивные мрменты, возникающие от вращения масс внутри спутника, можно использовать в системе ориентации и стабилизации в качестве управляющих [1,17,36,46]. [c.20]

Пассивная стабилизация КА по вектору напряженности магнитного поля планеты оказывается весьма желательной для проведения целого ряда на)Л1ных экспериментов. При пассивном способе управления постоянный магнит жестко крепится к корпусу спутника по оси симметрии. Искусственный спутник с пассивной магнитной стабилизацией всегда ориентирован вдоль силовых линий магнитного поля так, что его магнитный диполь согласуется с местным направлением магнитных силовых линий планеты. В последнее время появилось болыуое число работ, в которых приводятся результаты исследований возможности использования магнитного поля Земли для ориентации и стабилизации искусственных спутников [2,24, i53,54]. [c.31]

В монтаже на рабочей орбите участвуют люди, живуш,ие в орбитальной станции, собранной аналогичным образом. Доставка и смена экипажей производятся с помош,ью пилотируемых М1А с ЖРД- На (Jюкaльнoм расстоянии 400- -4000 м от зеркала I КРГ (рис. 67) находятся во время его работы несколько автономных спутников — приемных объектов 2, а еш,е дальше — управляющий объект 3. Ориентация и стабилизация зеркала диаметром [c.188]

В спутниках ГЛОНАСС используют активную трехосную махович-ную систему ориентации и стабилизации с реактивной системой разгрузки маховиков в режиме насыщения. [c.233]

В состав новой межпланетной станции, разработанной в Научно-исследовательском центре имени Бабакина, входили собственно космический аппарат и автономная двигательная установка, с помощью которой корректировалась траектория перелета к красной планете и осуществлялся перевод на орбиту искусственного спутника Марса. Носле выведения аппарата на орбиту наблюдения за Фобосом автономная двигательная установка отделялась и дальнейшее его маневрирование велось с помощью собственной двига-. тельной установки ориентации и стабилизации. Помимо этого, планировалась высадка на поверхность Фобоса специализированных зондов, предназначенных для изучения его грунта. [c.773]

В астрономии широко известен так называемый эффект либрации Луны, вследствие которого Луна повернута к Земле всегда только одной стороной. Однако применение эффекта либрации для стабилизации спутника Земли возможно лишь при малых возмущающих моментах, действующих на спутник, и при низких требованиях к точности ориентации осей спутника относительно орбитальной системы координат. В системе V-крен для повышения точности ориентации спутника относительно орбитальной системы координат на борту устанавливается два поплавковых гироскопа с двумя степенями свободы, обеспечивающих затухание собственных его колебаний вокруг центра масс и сообщающих восстанавли- [c.90]

Аэродинамическая стабилизация была применена на искусственных спутниках Космос-149 и Космос-320 [15]. Благодаря небольшой высоте полета этих спутников оказалось возможным применить аэродинамическую систему стабилизации, обеспечивающую трехосную ориентацию относительно вектора набегающего потока и направления в центр Зеши с точностью 5°. Система является комбинированной и состоит из специального аэродинамического стабилизатора в виде усеченного конуса, гщ)0-демпфера и газореактивной СПУ (см. разд. 3.1). Система аэродинамической стабилизации обладает рядом преимуществ по сравнению с широко известными активными системами ориентации, в которых используются газоструйные реактивные двигатели или маховики. Аэродинамическая система не нуждается в датчиках ориентации и специальных исполнительных элементах, которые обеспечивали бы управляющие моменты. Незначительное количество электроэнергии тратится лишь на пoддep) aниe постоянной угловой скорости вращения роторов гироскопов. [c.43]

Неравномерное вращение вектора напряженности геомагнитного поля в орбитальной системе координат, передаваясь через магнитный демпфер, вызывает возмущения в движении спутника. Эти возмущения могут вызвать незатухающие колебания спутника вблизи устойчивого положения, но могут привести также к полной потере ориентации и возникновению режима недемпфируемого вращения. В работе [52] исследуется возможность существования таких режимов при плоском движении спутника с магнитным демпфером на круговой орбите. Показано, что магнитный демпфер работоспособен как в режиме стабилизации, так и в режиме предварительного успокоения. Получены аналитические выражения цд оценки продолжительности переходного процесса и точности ориентации. [c.54]

Угловое положение спутника, т.е. положение его строительных осей Ох, Оу, Oz относительно опорной системы координат OXoY Zq при указанной выше постановке задачи удобно задавать с помощью системы самолетных углов (рис. 4.1, а). Соответствующая матрица направляющих косинусов приведена в табл. 4.1. Применение таких углов при стабилизации спутника вращением имеет ряд преимуществ по сравнению с традиционным использованием углов Эйлера, а именно 1) нет особенности в кинематических уравнениях при угле нутации = 0 2) углы ф, у более удобны и наглядны при описании движения оси вращения при малых отклонениях, а также при описании у1фавляющих сигналов, поступающих с оптических датчиков ориентации 3) позволяют применить более компактную комплексную форму записи уравнений движения. [c.82]

Вращение является не только простым способом надежной стабилизации спутника, но оно может использоваться также для сглаживания колебаний или усреднения возмущающего момента, если необходимо выдержать очень точно заданную ориентацию. Подобным же образом стабилизацию вращением можно использовать как дополнение к активным системам стабилизации для закрепления необходимой ориентации, как это сделано на спутниках ) Реле , Син-ком [85, 86], Эли Бёрд [56], Телестар [88], 050 [15] и АЕ-В [51]. [c.218]

Получены достаточно общие условия такого рода [Воротников, 1988Ь, 1991а, 1991Ь, 1998] и дано их применение к решению различных задач стабилизации положений равновесия и стационарных движений твердого тела, в том числе задач стабилизации ориентации космического аппарата (см. разд. 1.1.7) и искусственного спутника на круговой орбите. Эти условия опираются на метод нелинейных преобразований переменных, рассмотренный в разделе 2.5.4. [c.148]

Стабилизация вращением. Для обеспечения неизменной ориентации" некоторой оси спутника в инерционном пространстве часто применяется система стабилизации, использующая гироскопические свойства вращающихся тел. Так, например, известно, что стационарное вращение спутника вокруг осей, соответствующих минимальному и максимальному моментам инерции, устойчиво. При наличии диссипативных моментов устойчивым остается лишь стационарное вращение вокруг оси, сбответ- твующей максимальному моменту инерции спутника. Внешние моменты, обусловленные гравитационным и магнитным полями Земли, сопротивлением атмосферы, световым давлением, приводят к нарушению ориентации стабилизированного вращением спутника. Для сохранения неизменной ориентации спутника на достаточно большом интервале времени влияние внешних моментов необходимо компенсировать с помощью специального активного устройства, которое включается, если отклонение оси вращения спутника от заданного направления превысит допустимую величину. [c.301]

На участке полета по инерции после прекращения работы маршевого двигателя вторая ступень должна поддерживать определенную ориентацию и, следовательно, для этой цели должна иметь систему реактивных сопел. Вся система управления ракеты-носителя сосредоточена на второй ступени. Здесь помещаются трехгироскопная опорная система осей, программирующее устройство угла тангажа, датчики рассогласований, интегрирующие акселерометры и управляющее устройство, задающее в полете последовательность во времени основных операций, как, например, моменты включения и отсечки двигателей ступеней, отделение ступеней и т. д. При приближении к заданной орбитальной высоте ракета-носитель, состоящая из второй и третьей ступеней, ориентируется в горизонтальном направлении. Третья ступень не имеет системы управления, и ее стабилизация обеспечивается вращением ее вокруг продольной оси. Это вращение придается ей тогда, когда ее торец еще скреплен с поворотной плитой на переднем конце второй ступени. Маленькие ракетные двигатели приводят во вращение эту плиту, а вместе с ней и всю третью ступень. Па достижении требуемой скорости вращения вторая ступень отделяется от третьей при помощи малых ракетных двигателей. Сразу же после отделения второй ступени автоматически включается двигатель третьей ступени, которая разгоняет спутник, сообщая ему остающуюся половину орбитальной скорости. [c.89]

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]

При стабилизации (демпфировании колебаний) каналов вращения и рыскания нет необходимости устанавливать две системы спаренных гироскопов, так как эти каналы гироскопически связаны, особенно при орбитальном движении спутника при ориентации одной из его осей на Землю. Демпфирование колебаний КА по всем трем осям можно осуществить при помощи двух гироскопов [22] г V-образным расположением кинетических моментов относительно оси вращения (рис. 4.19). [c.102]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...