1. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ СИСТЕМЫ ОРИЕНТАЦИИ
1.1 Назначение и состав системы ориентации космического аппарата
В наше время результаты космических исследований находят широкое применение в науке и технике; в хозяйственной деятельности человека. Вот некоторые из областей, где они используются:
- Дальняя телеграфно-телефонная связь;
- Телевидение;
- Метеорология;
- Предупреждения о стихийных бедствиях;
- Судовождение в океане;
- Геодезические работы на строительстве железных дорог и газопроводов;
- Составление топографических карт;
- Разведка полезных ископаемых;
- Научные исследования в области материаловедения.
В зависимости от назначения космического аппарата (спутник связи, геодезический спутник и т.п.) системы ориентации могут быть различными, но задача у них одна – обеспечить требуемую ориентацию корпуса космического аппарата для выполнения необходимых технологических операций.
Эта задача систем ориентации искусственных спутников Земли разделяется на следующие подзадачи:
- Обеспечение электроэнергией бортовой аппаратуры, т.е. участие в осуществлении маневров, обеспечивающих максимальную освещенность солнечных батарей;
- Обеспечение связи, т.е. наведения остронаправленных антенн на пункты приема передачи информации и команд;
- Обеспечение задач навигации, т.е. осуществление программных маневров и коррекций траектории;
-Обеспечение научных исследований (изучение планет, астрофизических объектов и т.п.)
- Обеспечение решения задач народного хозяйства (спутники связи, метрологические спутники и т.д.)
Весь перечисленный комплекс можно свести к двум основным направлениям: управление движением центра масс и управление движением относительно центра масс. На рисунке 1 приведена схема системы управления космическим аппаратом.
Рисунок 1
Схема системы управления КА
Из рисунка видно, что эти два направления имеют самостоятельные задачи: одна из них обеспечивает необходимую величину управляющего воздействия для вывода космического аппарата в расчетную точку пространства с заданной скоростью в требуемый момент времени, вторая определяет величины и направления управляющих воздействий для создания требуемого углового движения космического аппарата относительно его центра масс, чтобы гарантировать совмещение осей космического аппарата с осями системы координат, называемой базовой.
Большое разнообразие конкретных технических задач, возникающих перед разработчиками систем ориентации космических аппаратов, привело к созданию множества типов этих систем, а, следовательно, и их функциональных узлов, а том числе и исполнительных органов.
По степени полноты выполняемых функций системы ориентации следует разделить на два вида: одноосные и трехосные.
Первый тип ориентирует лишь одну ось космического аппарата требуемым образом, две другие остаются произвольными. Примером может служить система радиосвязи с Землей, где необходимым условием является направление антенны в заданную точку.
Второй вид систем ориентации представляет полную ориентацию трех осей космического аппарата определенным образом.
Для того чтобы космический аппарат ориентировать в пространстве требуемым образом, к нему необходимо прикладывать моменты нужной величины и знака. В зависимости от способа создания этих моментов системы ориентации разделяют на активные, пассивные и комбинированные.
Активные системы для генерирования управляющих моментов затрачивают либо электрическую энергию от бытовых источников, либо рабочее тело, отбрасываемое реактивными двигателями. Эти системы в настоящее время находят наибольшее применение из-за их универсальности и гибкости в управлении.
Пассивные системы для генерирования управляющих моментов используют внешние моменты, прикладываемые к космическому аппарату в результате взаимодействия с гравитационными и магнитными полями, т.е. на поддержание ориентации эти системы не расходует энергию бортовых источников питания.
Комбинированные системы для ориентации используют как внешние моменты, так и имеют устройства, расходующие бортовую энергию. Использование того или иного типа управления обусловлено прочностными, экономическими и другими требованиями обеспечения оптимальности управления ориентацией во всей совокупности параметров.
В зависимости от степени участия человека в управлении системы ориентации подразделяют на автоматические, полуавтоматические и системы ручной ориентации.
Системы ориентации делят также на: грубые, точность ориентации у которых до десяти градусов; средние, точность ориентации у которых единицы градусов; точные, точность ориентации у которых составляет угловые минуты.
Существует ряд других признаков, по которым возможно классифицировать системы ориентации. Однако из отмеченного следует, что одна и та же система ориентации по своим техническим характеристикам может быть отнесена к нескольким классам: автоматической, точной, активной и т.д.
Для определения места и функций исполнительных органов в ориентации космического аппарата рассмотрим кратко состав системы ориентация.
По своей структуре система управления является замкнутой системой автоматического регулирования, поэтому ее функциональная схема должна содержать объект управления, измерительные и усилительно-преобразующие устройства, а также управляющие органы, которые генерируют силы или моменты, обеспечивающие программное движение космического аппарата вокруг его центра масс.
Структурная схема системы ориентации существенно не зависит от задач, решаемых с помощью космического аппарата, хотя они весьма разнообразны. Во многих режимах управления и ориентации используются одни и те же приборы, поэтому к настоящему времени определилась структурная классическая схема, представленная на рисунке 2.
Датчик формирует сигналы, показывающие положение космического аппарата относительно избранной системы координат. Этот сигнал поступает в блок логики, где производится его анализ, сравнение, необходимые математические операции и преобразование в вид, удобный для дальнейшего использования. На основе проведенного анализа вырабатывается решение о работе системы ориентации в последующие моменты времени.
Рисунок 2
Структурная схема системы ориентации
Кроме этих сигналов в блок логики поступают команды от других бортовых систем, которые дополняют информацию, поступающую от датчиков. С блока логики преобразованные и усиленные сигналы поступают к ИО. В результате их работы к космическому аппарату прикладываются управляющие моменты, которые изменяют его угловое положение.
На рисунке 3 приведен пример функциональной релейной схемы угловой стабилизации космического аппарата.
Приведенное описание структурной схемы системы управления относится к активной системе ориентации, имеющей наибольшее распространение в случае использования в качестве исполнительных органов силовых гироскопов. Она вполне удовлетворяет различным требованиям, которые предъявляются в целом к системе управления, вплоть до создания многорежимной схемы.
Исходя из задач управления ориентацией объекта в пространстве, ИО по командам с блока логики обеспечивает приложение сил к объекту тем са-мым создается расчетное программное движение.
Рисунок 3
Практическая функциональная схема угловой стабилизации КА
1.2. Требования, предъявляемые к системе ориентации
К системе ориентации предъявляется ряд требований, связанных непосредственно с ее функционированием, но тем не менее чрезвычайно важных. Основными из них являются:
? малый суммарный вес системы;
? высокая экономичность;
? надежность;
? конструктивное оформление с учетом условий работы в космосе.
Первые два требования очевидны и не нуждаются в пояснениях. В системы ориентации включается вес всех датчиков, коммутирующих и усилительно-преобразующих блоков системы, исполнительных органов, ручек управления ориентацией, оптических приборов ручной ориентации и иногда соответствующей борто¬вой кабельной сети. В ее вес не входит вес приборов бортовой коммутации, которые производят включение и выключение раз¬личных систем, в том числе и системы ориентации, командной радиолинии, пульта космонавтов и других обслуживающих си-стему ориентации устройств.
Важно отметить, что в собственный вес системы ориентации не включается также вес бортовых источников энергии (в том числе и питающих аппаратуру системы ориентации) и рабочего тела (потребляемого управляющими реактивными двигателями ориентации) вместе с содержащими его емкостями. Вопрос о ве¬личине потребных запасов энергии и рабочего тела — это уже вопрос экономичности системы.
Пусть для некоторого режима ориентации расход электро¬энергии в единицу времени равен W и питание происходит от химических источников тока, причем величина их веса, «расхо¬дуемая» в секунду на производство энергии W равна . Пусть секундный весовой расход рабочего тела будет . Тогда, если вес емкостей для хранения рабочего тела составляет часть веса рабочего тела, суммарный вес системы ориентации вместе с потребным запасом химических источников тока, емкостей и рабочего тела будет
. (1)
Здесь — суммарный вес; — вес системы ориентации; t — время работы системы ориентации.
Величины, стоящие в квадратных скобках, характеризуют экономичность системы. Конечно, если электроэнергия вырабаты¬вается не химическими источниками тока (взятыми в этом примере для простоты), а, например, солнечными батареями или энергетическими ус¬тановками, использующими ядерную энергию, вид формулы (1) (точнее, ее члена, представленного коэффи¬циентом ) будет иным. Не ставя своей целью весовой анализ различных вариантов систем питания, ограничимся рассмотрением полученного соотношения. Как следует из (1), суммарный вес является линейной функцией времени, тем более круто возрастающей, чем меньше экономичность системы ориентации, с начальной ординатой, равной весу системы ориентации.
Обратимся к рисунку 4. Здесь даны графики (t) для относи¬тельно тяжелой, но экономичной системы I и для легкой, но малоэкономичной системы II.
Рисунок 4
Зависимость суммарного веса системы ориентации от времени ориентации
При времени ориентации Т эти системы в весовом отношении становятся одинаковыми. При t предпочтительна система II, при t>Т - система I. Из этого простого анализа видно, что при большом суммарном вре¬мени работы системы ориентации более важной характеристикой может стать не вес, а экономичность. Особенно важно это для тех случаев, когда суммарное время работы системы ориентации исчисляется месяцами или более.
Требование высокой надежности не является чем-то специфи¬ческим для системы ориентации, его надо признать общим для ими космической техники. Высокая надежность аппаратуры достигается обычными средствами — поэлементным, а если надо, схемным дублированием, иногда троированием особо важных цепей. Кроме того, применяются особо надежные элементы.
Применение разных прин¬ципов построения системы для автоматической и ручной ее частей позволяет избежать отказа системы ориентации в целом, если ее автоматическая часть отказывает не вследствие простой поломки какого-то устройства, а вследствие появления некото¬рых принципиально новых обстоятельств, делающих ее работу невозможной.
Этот малореальный пример поясняет суть вопро¬са. Пусть автоматическая часть системы спуска с орбиты неко¬торого искусственного спутника Земли содержит гипотетический прибор, способный работать в диапазоне высот 300—500 км, чего вполне достаточно для номинальной траектории упомянутого спутника с возможными разбросами этого номинала. Допустим, что произошла авария носителя, и космический корабль выведен на орбиту, высота которой меньше 300 км. Прибор работать не будет и автоматический спуск окажется невозможным. Важно при этом заметить, что если бы с целью повышения надежности поставить не один, а два или три таких прибора, то все равно отказали бы все приборы. Наличие ручной части системы ориен¬тации, которая не использует информацию с этого прибора, если она построена на других принципах, позволяет выйти из сложив¬шейся ситуации и совершить посадку. Вообще, по мнению многих специалистов, человек более способен найти правильный выход из неожиданной или даже аварийной ситуации, более способен дать правильную оценку новой ситуации и принять соответству¬ющее решение, чем автоматы, пусть даже очень сложные.
Последнее требование из перечисленных выше говорит о не-обходимости учета специфики работы аппаратуры в космиче¬ском полете. Этот вопрос имеет два аспекта. С одной стороны, при конструировании аппаратуры надо иметь в виду, что она бу¬дет работать в невесомости, часть этой аппаратуры может ока¬заться в условиях космического вакуума, она может подвергать¬ся действию космических лучей, освещаться солнечным светом, в спектре которого резко увеличится ультрафиолетовая состав-ляющая, и т. д. Однако хотелось бы обратить внимание на дру¬гую сторону этого вопроса.
При создании космической техники и, в частности, систем ориентации, не следует рассматривать новые условия работы как нечто только затрудняющее нормальное функционирование, только создающее новые трудности конструктору. Более пра¬вильным будет стремление поставить себе на службу эти новые условия. Широко применяемые в космической технике гироскопия и оптические устройства пришли в нее из авиации и морско¬го дела. Отличные от земных условия их использования накла¬дывают на эти приборы свой отпечаток, они приобретают новый облик, новые свойства. Но это все же космические варианты из¬вестных и ранее принципов построения приборов. В то же время космическое пространство обладает целым рядом свойств, кото¬рые можно использовать для создания систем управления. На-пример, полет выше плотных слоев атмосферы дает возможность регистрировать первичные космические лучи и, используя «те¬невой» эффект Земли, найти с помощью регистраторов интен¬сивности космического излучения, приходящего с различных направлений, направление местной вертикали. Использование ионизации верхних слоев атмосферы позволяет определить направление вектора скорости полета космического аппарата с помощью соответствующих датчиков, построенных по той или иной схеме «ионных ловушек».
Сказанное касалось возможности создания новых типов датчиков, но помимо этого при разработке системы ориентации не следует забывать, что в некоторых случаях разумно использовать моменты, вызванные солнечным давлением, гравитацион¬ные моменты и т. п. в комбинации с моментами, создаваемыми исполнительными органами.
Перечисленные здесь примеры показывают, что разумный учет специфики космического полета может привести к улучше¬нию существующих характеристик системы ориентации.
1.3 Типы исполнительных органов системы ориентации
Исполнительные органы можно разбить на два больших класса:
? исполнительные органы, использующие для создания уп¬равляющих моментов внешние по отношению к космическому аппарату силы;
? исполнительные органы, основанные на реактивных прин¬ципах.
В качестве исполнительных органов, относящихся к первому классу, можно назвать исполнительные органы, использующие магнитное поле Земли, солнечное давление и тому подобные яв¬ления. Большим преимуществом этого класса исполнительных органов является то, что для своей работы они требуют только подвода энергии, которая может восполняться на борту косми¬ческого аппарата солнечными батареями или каким-либо иным образом.
Ко второму классу исполнительных органов отнесены все те, которые основаны на реактивных принципах, т. е. используют закон сохранения вектора момента количества движения систе¬мы тел при отсутствии внешних моментов, действующих на эту систему. Их большим преимуществом является то, что они спо¬собны работать при отсутствии какого бы то ни было полезного взаимодействия с внешней средой. Независимость от внешней среды дает возможность удовлетворять самым разнообразным требованиям, которые могут возникнуть при разработке кон¬кретной системы ориентации, и поэтому реактивные исполни¬тельные органы являются наиболее распространенными в на¬стоящее время. Известны две основные разновидности этого класса:
? управляющие реактивные двигатели ориентации, созда¬ющие реактивные силы;
? инерционные исполнительные органы (силовые гиро¬скопы), создающие реактивные моменты.
Первая из названных разновидностей использует для пово¬ротов космического аппарата реактивные двигатели той или иной конструкции, создающие тягу путем отброса некоторой массы. Если линия действия этой тяги проходит не через центр масс аппарата, то возникает момент силы тяги, который можно использовать для управления угловым положением.
Вторая разновидность охватывает довольно широкий круг устройств, создающих путем использования вращательного дви¬жения некоторых частей космического аппарата реактивные мо¬менты, вырабатываемые для управления угловым положением. Исполнительный орган такого типа — ма-ховик, ускоренное вращение которого в одну сторону вызывает реактивный момент, действующий на космический аппарат в другую сторону.
Эти два класса охватывают все виды и типы исполнительных органов, существующие в настоящее время.
К настоящему времени уже разработано и продолжает разраба-тываться большое количество конструкторско-кинематических схем, в которых отражается все многообразие требований, которые необходимо выполнить, чтобы осуществить тот или иной способ управления ориентацией космического аппарата. Основополагающие принципы и методы управления с помо¬щью силовых гироскопов уже достаточно глубоко разработаны. В процессе созда¬ния новых ИО, отвечающих как современному уровню развития тех¬ники, первоочередной зада¬чей является разрешение противоречивых требований: обеспечить максимально большие кинетические моменты и сохранить потребле¬ние мощности на современном уровне. Решение этого вопроса даст качественный скачок в совершенствовании всего комплекса тактико-технических характеристик.
Технические характеристики ИО условно можно разделить на две группы. В первую из них входят параметры, характеризующие динамические свойства механической системы "космический аппарат - ИО" (кинетический момент Н, электродина¬мический момент реверсивного двигателя-маховика, жесткость кине¬матической цепи). Вторая включает эксплуатационные характеристи¬ки (масса, габариты, потребляемая мощность, точность положения и углы отклонения вектора Н, ресурс, надежность, экономичность).
Учитывая указанные в литературе признаки классификации (включая конструкторский признак - тип подвеса), можно выделить несколько групп ИО, которые включают все существующие в настоящее время конструкторско-кинетические схемы исполнительных органов систем ориентации космических аппаратов:
? ИО на базе двигателей маховиков;
? ИО на базе двухстепенных гироскопов;
? ИО на базе трехстепенных гироскопов.
Следует иметь в виду, что в системах ориентации применяют ИО, генерирующие управляющие моменты относительно трех осей ориентации. С учетом этого на рисунке 5 приведено несколько групп ИО. Моментные устройства, установленные по осям подвеса, в целях упрощения графики не приведены.
Количество групп, выявленных по указанным признакам, равняется пяти. Как следует из рисунка 5, различные комбинации исполнительных органов, применяемые для повышения надежности, расширения функциональных должностей и других характеристик, здесь не нашли отражения. Любой тип (вид) ИО, применяющийся в сочетании с другими, войдет в одну из этих групп.
Рисунок 5
Группы исполнительных органов
Одним из способов решения задач упорядочивания разработок является создание унифицированного ряда, например, по величине кинетического мо-мента, по каждой из групп исполнительных органов.
В процессе разработки таких параметрических рядов будут решены теку¬щие и перспективные технические задачи и проблемы. Такая унификация ИО повысит экономичность использования космической техники, потому что она будет одним из звеньев общей унификации систем ориентации и ее составных частей.
1.4. Исполнительный орган на базе силового гироскопа
Двигатели-маховики и силовые гироскопы генерируют управляющие моменты путем изменения количества движения маховиков и гироскопов, имеющих вращающиеся маховые массы. В соответствии с законом изменения кинетического момента системы происходит приложение момента к корпусу космического аппарата.
В плане обеспечения постоянно растущих требований силовые гироскопы имеют очевидные достоинства перед остальными типами ИО благодаря присущему им свойству – усиливать управляющий момент. К тому же ИО на силовых гироскопах имеют преимущество по массогабаритным характеристикам и энергопотреблению по сравнению с исполнительными органами, например, на базе реактивных сопел.
ИО на базе силовых гироскопов имеет аналогичную структурную схему, что и гироскопы наземного назначения. Однако функциональные узлы, из которых он состоит, несмотря на сходные функции, имеют свой «космический» облик и по техническим характеристикам и конструктивному решению значительно отличаются от своих наземных прототипов.
Структурная схема (рисунок 6) является общей для абсолютного большинства ИО на базе силовых гироскопов (двигателей-маховиков).
Рисунок 6
Структурная схема
На рисунке 6 сплошной линией показана механическая связь элементов, пунктирной линией показана их электрическая связь.
Исполнительный орган на базе двухстепенных гироскопов представ-ляет собой силовой гироскоп, установленный в одноосный подвес, анало-гично земному прототипу. В активном варианте на оси подвеса уста¬иваются в качестве моментного устройства привод вращения рамок.
Двухстепенный гироскоп обладает двумя степенями свободы относи-тельно корпуса космического аппарата. Одна связана с главной осью гиро-скопа, относительно которой генерируется вектор кинетического момента Н, а вторая – с осью подвеса двигателя-маховика.
Принцип действия ИО на базе двухстепенного гироскопа основан на присущих такому устройству гироскопических свойствах. Для управления по оси Y силовой гироскоп ориентирован, как показано на рисунке 7, и корпус его жестко крепится на корпусе космического аппарата.
Силовой гироскоп имеет возможность поворачиваться вокруг оси X, поэтому угол ? между вектором Н и осью Y будет переменным. При генерировании управляющего гироскопического момента моментное устройство создает управляющий момент М? относительно оси ?.
Рисунок 7
Кинематическая схема гироскопа с двумя степенями свободы
Под действием этого момента вектор Н поворачивается вокруг оси ? с угловой скоростью и через конструкцию силового гироскопа и исполнительного органа на корпус космического аппарата приложится гироскопический момент, вектор которого в первый момент будет направлен вдоль оси Y и численно равен
. (2)
По мере увеличения угла ? значение управляющего момента будет уменьшаться пропорционально cos ?.
Следует обратить внимание, что в рассматриваемом исполнительном органе момент зависит не только от величины кинетического момента Н. Значение момента зависит от ряда факторов: момента инерции гироузла, момента трения, скорости и других параметров и является незначительной величиной.
В системе ориентации активного типа ИО на базе двухстепенного силового гироскопа, как отмечалось выше, представляет собой гироскоп, установленный в одноосный подвес, на оси которого расположено моментное устройство. Кроме того, установлен датчик угла, измеряющий угол поворота рамки подвеса (рисунок 8). В пассивном типе системы ориентации вектор момента по оси подвеса создается только пассивными элементами.
Кинематическая схема гироскопа с двумя степенями свободы представлена на рисунке 8. Ротор гироскопа 1 вращается внутри кожуха (рамки) 2. Кожух вместе с ротором в свою очередь может поворачиваться вокруг оси 3 в опорах 4 относительно оснований на угол ?. Информация об угле поворота поступает с датчика угла 5. Датчик момента 6 предназначен для приложения к кожуху и ротору (гироузлу) моментов вокруг оси рамки 3. Измерительная ось гироскопа лежит в его экваториальной плоскости и перпендикулярна оси рамки Ох1, а также оси собственного вращения 0у1, по которой направлен кинетически момент Н, обусловленный собственным вращением ротора 1.