WWW.OS.X-PDF.RU
БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА - Научные публикации
 

Pages:   || 2 |

«Адатпа Дипломды жоба шаын жер серікті рама бадарлау жйесін модельдеу жне зерттеуге арналан. Диплoмды жoбaдa кіpіcпe, ...»

-- [ Страница 1 ] --

5

Адатпа

Дипломды жоба шаын жер серікті рама бадарлау жйесін

модельдеу жне зерттеуге арналан.

Диплoмды жoбaдa кіpіcпe, тpт блім, opытынды жнe дeбиeт тізімі

кpceтілгeн.

Диплoмды жoбaдa 9 кecтe, 46 cуpeт жнe 15 дeбиeт кзі oлдaнылaн.

Дипломды жoбaны жaлпы клемі 79 бeт.

Аннотация

Дипломный проект посвящается моделированию и исследованию

комбинированной системы ориентации малого спутника.

Структура работы представлена введением, четырьмя разделами,

заключением и списком литературы.

В дипломной работе использовано 9 таблиц, 46 рисунка, и 15 источников литературы. Общий объем дипломной работы составляет 79 страниц.

Abstract This diploma project focused on the modeling and research of combined orientation system of small satellite.

Diploma’s structure consist of introduction, four chapters, conclusion and bibliography.

There are 9 tables, 46 figures and 15 literature sources in the diploma project.

The total volume of the diploma is 79 page.

Содержание Введение……………………………………………………………..………7 1 Анализ существующих подходов к построению автоматики систем управления КА…………………………………………………….………………..8

1.1 Виды КА и их классы………………………………………………….8

1.2 Бортовые системы управления искусственного спутника Земли…..9



1.3 Виды системы ориентации………………………………….………..16 2 Разработка и исследование системы управления космического аппарата……………………….……………………………….…………………. 25

2.1 Математическое описание составных частей комбинированной системы ориентации……………………………………………………………...25

2.2 Уравнения динамики движения КА…………………………………27

2.3 Датчик угловой скорости………………………………………...…..31

2.4 Исполнительные органы……………………………………………..36

2.5 Структурная схема и модель ……………………………..………….45

2.6 Расчет параметров регулятора и моделирование…………….……..49 3 Безопасность жизнедеятельности………………………………….……56

3.1 Краткая характеристика условий труда в лаборатории………..…..56

3.2 Организация рабочих мест операторов с учетом эргономических требований…………………………………………………………………….…..58

3.3 Анализ естественного освещения……………………………………59

3.4 Расчет освещения методом коэффициента использования светового потока…………………………………………………………………………..….62

3.5 Расчет системы кондиционирования воздуха………………………63 4 Технико-экономическое обоснование…………………………...……..68

4.1 Цели и задачи проекта………………………………………..………68

4.2 Расчет трудоемкости для исследования комбинированной системы ориентации малого спутника………………………………………………...…..68

4.3 Расчет затрат на оплату труда разработчиков………………………71

4.4 Расчет затрат на техническое обеспечение проекта………...….…..73

4.5 Расчет затрат на энергоресурсы……………………………………..74

4.6 Калькуляция сметной стоимости……………………………..……..75

4.7 Цена программного продукта ………………………………...……..76 Заключение………………………………………………………………..………77 Список литературы…………………………………………………….…………78 Приложение А…………………………………………………………….………79 Введение Системы управления это такие системы, которые относят к сложным системам с большим количеством элементов, подверженных отказам.

Основными требованиями, которые предъявляется к таким системам, является высокая надежность.

На данный момент, по этой причине разработано, запатентовано большое количество систем управления движением, которые специализируются для космических аппаратов различного назначения.

Надо отметить, что, не смотря на такое многообразие все системы управления движением космическим аппаратом в основном имеют следующие функционально отличающиеся группы приборов:

- датчики, которые позволяют определять положение космического аппарата в пространстве и характер его движения (гироскопические датчики, магнитные датчики, датчики солнца, звездные датчики и т.д.);

- логические устройства, которые анализируют информацию, поступающую с датчиков, и вырабатывающие команды управления движением в соответствии с возникшей ситуацией;

- исполнительные органы (инерционные-маховики, электромагнитные, реактивные двигатели и т.д.), изменяющие движение космического аппарата в соответствии с командами логических устройств.

Системы управления варьируются в зависимости от природы управляющего воздействия на движение космического аппарата, каковы способы реализации управляющего воздействия и какие требуются при этом устройства системы управления движением. Отказ реактивного двигателя системы ориентации спутника, возможно приведет к не выполнению целевой задачи, а ошибка как «неотключение» двигателя, приведет к несоизмеримым потерям рабочего тела и раскрутит спутник до больших угловых скоростей, которые могут быть недопустимы в данном случае. Отказ одного из чувствительных элементов гироскопического, с газодинамической опорой подвеса ротора, измерителя вектора угловой скорости, может привести к тому, что не будет выполнена задача системы управления ориентацией КА.

Поэтому разработка алгоритмов ориентации является актуальной в данное время.

1 Анализ существующих подходов к построению автоматики системуправления КА

1.1 Виды КА и их классы Интенсивное освоение космического пространства требует создания космических аппаратов (КА), обеспечивающих решение новых специфических задач. В настоящее время имеется множество разнообразных КА, решающих задачи по исследованию космоса, народнохозяйственные, специального назначения и т.д. (рис. 1.1).





В первом приближении КА можно классифицировать на следующие основные группы.

По назначению:

а)народнохозяйственные (метеорологические, навигационные, спутники связи и телевещания и др.);

б)научно-исследовательские (геофизические, геодезические, астрономические, дистанционного зондирования Земли);

в)военные;

г)специальные (спускаемые аппараты).

Ближнего и дальнего космоса:

а)околоземные КА (искусственные спутники Земли, обитаемые орбитальные станции, обсерватории);

б)аппараты для полета к Луне (облетные, десантные, искусственные спутники Луны);

в)межпланетные КА (пролетные, десантные, спутники планет).

По типу двигательных установок:

а)КА с двигательными установками (ДУ) большой тяги (ДУ на химическом топливе, ДУ на ядерном топливе);

б)КА с ДУ малой тяги (плазменные ДУ. электростатические ДУ).

По типу управления: автоматические и пилотируемые.

Рассмотрим некоторые из них.

Рисунок 1.1 - Классификация автоматических аппаратов для научных исследований и народнохозяйственных целей околоземном космосе

1.2 Бортовые системы управления КА Системный анализ – научный метод познания, представляющий собой последовательность действий по установлению структурных связей между переменными или элементами исследуемой системы. Опирается на комплекс общенаучных, экспериментальных, естественнонаучных, статистических, математических методов.

Статическая структура основных объектов малого КА представлена на рисунке 1.1 в виде диаграммы объектов.

Из приведенной диаграммы видно, что малый КА состоит из двух основных составных частей:

- бортовой целевой комплекс;

- бортовые служебные системы.

бортовой целевой комплекс предназначен для непосредственного обеспечения решения поставленной перед космическим аппаратом задачи.

бортовые служебные системы предназначены для решения задач, обеспечивающих все необходимые условия для функционирования бортового целевого комплекса и малого КА в целом. В состав объекта «Бортовые служебные системы» входят следующие основные подсистемы:

- бортовой комплекс управления;

- система управления движением и навигации;

- система электроснабжения;

- бортовая аппаратура служебного канала управления;

- система обеспечения теплового режима;

- конструкция и механизмы.

Бортовой комплекс управления представляет собой совокупность приборов бортового оборудования, объединенных каналами обмена информации, и программного обеспечения. Бортовой комплекс управления распределяет команды, собирает, запоминает и форматирует информацию от обеспечивающих подсистем малого КА и полезной нагрузки.

Основными функциями бортового комплекса управления являются:

- контроль и управление бортовыми системами малого КА и элементами бортового целевого комплекса в автоматическом режиме и под контролем наземного комплекса управления;

- выполнение алгоритмов реализации режимов работы малого КА в автоматическом режиме и под контролем наземного комплекса управления;

- синхронизация работы бортовых систем малого КА;

- прогноз текущих навигационных параметров, выдача навигационных данных в бортовой целевой комплекс;

- прием, обработка и распределение командной информации служебного канала управления;

- передача телеметрической информации на наземный комплекс управления;

- контроль, диагностика и парирование расчетных нештатных ситуаций служебных систем в автоматическом режиме или с участием наземного комплекса управления.

Бортовой компьютер предназначен для хранения и реализации программ управления и контроля бортовой аппаратуры малого КА.

Рисунок 1.2 – Статическая структура основных объектов малого КА

Система управления движением и навигации осуществляет определение углового положения малого КА и управление его ориентацией.

Статическая структура объекта «Система управления движением»

представлена в виде диаграммы объектов на рисунке 1.2. Из приведенной диаграммы видно, что объект «Система управления движением» состоит из следующих основных элементов:

- датчики углового положения (гироскопические датчики);

- солнечный датчик;

- магнитометры;

- аппаратура спутниковой навигации;

- маховики;

- электромагнитный исполнительный орган.

Датчики углового положения предназначены для определения углового положения и угловой скорости малого КА в пространстве.

Солнечный датчик предназначен для определения направления на центр Солнца в приборной системе координат.

Рисунок 1.3 – Статическая структура объекта «Система управления движением малого КА»

Аппаратура спутниковой навигации предназначена для определения по сигналам навигационных систем GPS и ГЛОНАСС в реальном масштабе времени векторов положения и скорости малого КА с привязкой к системному времени, а также для формирования эталонных секундных меток.

Маховики предназначены для создания управляющих моментов, соответствующих сигналу управления поступающего из бортового комплекса управления.

Электромагнитный исполнительный орган предназначен для создания магнитного момента для разгрузки инерционных исполнительных органов.

После построения диаграмм статического представления объектноориентированной модели основных подсистем малого КА были определены основные виды состояний, в которых пребывает та или иная подсистема в процессе ее функционирования, и были определены события, при наступлении которых происходит переход рассматриваемого объекта из одного его состояния в другое.

Система управления движением и навигации работает в основном в следующих режимах:

- режим выведения и проведения начальной ориентации;

- дежурный режим;

- режим проведения сеанса бортового целевого комплекса;

- режим коррекции орбиты;

- режим сохранения живучести.

Рассмотрим работу бортовой аппаратуры служебного канала управления на различных участках функционирования малого КА:

-участок выведения малого КА. На данном участке бортовая аппаратура служебного канала управления работает в дежурном режиме: приемники команд включаются в момент подачи на них электропитания и после этого остаются во включенном состоянии, телеметрические передатчики выключены. Телеметрические передатчики могут быть включены в случае, если малого КА окажется в зоне радиовидимости земной станции. Включение телеметрических передатчиков может быть произведено как бортовым комплексом управления по прогнозу прохождения зоны радиовидимости земной станции, так и по факту приема сигнала вызова от земной станции;

- участок штатного функционирования малого КА. На данном участке бортовая аппаратура служебного канала управления работает попеременно в дежурном и сеансном режиме. Организация сеансного режима зависит от ориентации малого КА: если он находится в ориентации для съемки или передачи целевой информации, то включается один комплект телеметрических передатчиков, если малый КА находится в инерциальной ориентации – тогда включаются все комплекты телеметрических передатчиков;

- участок режима сохранения живучести. На данном участке работают только приемники команд. Телеметрические передатчики включаются только при прохождении зоны радиовидимости земной станции. При этом включение телеметрических передатчиков производится только при выполнении условий поддержания энергетического баланса малого КА или телеметрические передатчики включаются на минимальное время для выдачи на земную станцию информации о невозможности выполнения команды.

Следующим видом диаграммы, необходимым для достаточно полного описания функционирования подсистем малого КА и его системы управления, являются диаграмма развертывания и диаграмма компонентов. Диаграмма развертывания отражает физические взаимосвязи между программными и аппаратными компонентами проектируемой системы. Диаграмма компонентов показывает различные компоненты системы и зависимости между ними. Хотя диаграммы развертывания и диаграммы компонентов можно отображать отдельно, допускается помещать диаграмму компонентов в диаграмму развертывания, чтобы показать какие компоненты выполняются и на каких узлах. Каждый узел на диаграмме развертывания представляет собой подсистему малого КА.

Из приведенной диаграммы видно, что основными узлами компонентной модели малого КА являются следующие служебные подсистемы малого КА:

- бортовой комплекс управления базируется на двух типах устройств:

бортовом компьютере и устройствах сопряжения;

- система управления движением и навигации представляет собой совокупность измерительных датчиков и исполнительных органов;

- бортовая аппаратура служебного канала управления;

-система электроснабжения содержит устройство управления электропитанием, солнечные батареи и аккумуляторную батарею;

- система обеспечения теплового режима. Представленная на диаграмме развертывания архитектура бортового комплекса управления предполагает наличие одного вычислительного узла, реализующего алгоритмы управления и контроля (бортовой компьютер), и определенного количества устройств сопряжения, которые соединены с бортовым компьютером с помощью магистральной шины. Устройства сопряжения используются для сокращения общей длины линий связи, они принимают команды управления от бортового компьютера по магистральной шине и преобразуют в сигналы приборного интерфейса, и наоборот, собирают телеметрическую информацию с приборов и преобразуют ее для передачи.

Архитектура, представленная на рисунке 1.3 позволяет определить физические связи между программными и аппаратными компонентами системы управления малого КА, также она необходима для дальнейшей разработки схем взаимодействия между компонентами системы управления малого КА.

Из приведенной архитектуры видно, что её основными узлами являются:

- модель движения малого КА, представленная моделями движения центра масс малого КА и движения малого КА относительно центра масс;

- модель системы энергоснабжения малого КА, представленная моделями солнечной батареи, аккумуляторной батареи, системы ориентации солнечных батарей, аппаратуры регулирования и контроля;

- модель системы ориентации малого КА, представляющая собой совокупность моделей датчиков ориентации малого КА (солнечный датчик, датчик горизонта Земли, магнитный датчик, гироскопический датчик) и исполнительных органов системы ориентации (двигатели - маховики, электромагнитные исполнительные органы).

Рисунок 1.4 - Архитектура системы управления малого КА

Система ориентации предназначена для управления движением космического аппарата, т.е. для придания его осям определенного положения относительно заданных направлений. Для малого спутника характерна орбитальная ориентация, при которой одна из осей - ось курса постоянно направлена к центру Земли, вторая - ось тангажа - перпендикулярна плоскости орбиты, а третья - ось крена лежит в этой плоскости.

По числу ориентированных осей малого спутника различают одноосную ориентацию, при которой поддерживается определенное угловое положение одной из его осей относительно заданного направления, и полную ориентацию, когда определенное угловое положение придается всем трем осям малого спутника. малый КА На рисунке 1.5 показана орбитальная система координат.

На рисунке 1.6 показана обобщенная схема системы ориентации малого спутника.

–  –  –

Рисунок 1.6 - Обобщенная схема системы ориентации малого спутника Текущее угловое положение малого спутника определяется на основе данных, поступающих от чувствительных элементов, представляющих собой различные датчики.

Чаще всего применяются электронно-оптические датчики, использующие в качестве опорных ориентиров небесные тела – Луну, Солнце, Землю, звезды. Оптические приборы под действием видимого света или инфракрасного излучения при отклонении осей датчиков от направления на опорный ориентир вырабатывают электрический сигнал.

Рисунок 1.7 - Система ориентации и стабилизации Для определения углового положения малого спутника в системе с оптическими датчиками также используются чувствительные магнитные элементы который показано на рисунке 1.

7 Гироскопические датчики используют свойство быстровращающегося волчка сохранять неизменным в пространстве направление. Эти датчики позволяют определить ориентацию малого спутника без внешних воздействий или ориентиров. Гироскопические датчики используются для определения, как углового положения малого спутника, так и его угловой скорости.

Электрические сигналы с датчиков поступают в систему управления, которая осуществляет:

- усиление, сопоставление и преобразование сигналов в управляющие сигналы для включения или выключения исполнительных органов;

логические операции, необходимые для правильного функционирования системы ориентации.

Исполнительные органы по командам, поступающим с системы управления, вырабатывают управляющие моменты, которые воздействуют на угловое положение малого спутника[8].

1.3 Виды системы ориентации Системы ориентации служат для определения углового положения космического аппарата относительно опорной системы координат. В КА могут применяться следующие типы систем ориентации: бесплатформенная, магнитометрическая, пирометрическая, видеосистема и др. Чувствительными элементами бесплатформенной системы ориентации (БСО) являются гироскопы датчики абсолютных угловых скоростей вращения. Единственным источником информации для БСО являются скорости вращения космического аппарата относительно связанной системы координат. Следовательно, эта система ориентации полностью автономна. Главным источником погрешности при определении углов ориентации являются собственные уходы (дрейфы) гироскопов. Для первоначальной ориентации (выставки) БСО относительно опорной системы координат применяются акселерометры.

В магнитометрической системе ориентации (МСО) в качестве чувствительных элементов применяются магнитометры магниторезистивного типа (магниторезисторы). Источником информации для МСО являются изменения составляющих вектора напряженности магнитного поля Земли по отношению к летательному аппарату, изменяющему свою угловую ориентацию.

Точность определения угловых координат в МСО существенным образом зависит от присутствия магнитных аномалий, имеющих различную физическую природу, в том числе, обусловленную собственным магнитным полем летательного аппарата.

Пирометрические системы ориентации (ПСО) в качестве чувствительных элементов используют пирометры, которые реагируют на разность температур) небосводом и -земной поверхностью. Данный источник информации для ПСО зависит, в условиях открытого пространства, главным образом от времени года и погодных условий. Видеосистемы и др. здесь не рассматриваются.

В системах ориентации используются как активные, так и пассивные исполнительные органы (рисунок 1.8). К пассивным исполнительным органам относятся гравитационная, аэродинамическая, магнитная, которые для своей работы не требуют затрат энергии, запасенной на борту малого КА. Они отличаются высокой экономичностью, однако области их применения ограничены. К активным системам, требующим для своей работы определенной энергии или массы, запасаемой на борту малого КА, относятся электромагнитные устройства, реактивные двигатели ориентации, двигатели маховики. Преимуществом активных систем ориентации является их гибкость, возможность обеспечить разворот малого КА в нужном направлении с требуемой угловой скоростью[7].

Рисунок 1.8 - Типы системы ориентации малого КА Обеспечение и поддержание заданной ориентации искусственных спутников Земли представляет собой одну из важнейших задач управления их движением.



Определенная ориентация требуется как для коррекции траектории, так и для успешного выполнения своих функций спутниками связи, метеорологическими и навигационными спутниками, для проведения в космосе многих научных исследований. В зависимости от поставленных задач ориентация искусственных спутников может осуществляться активными или пассивными методами.

Активные системы ориентации требуют для своего функционирования постоянного расхода энергии или рабочего вещества. Для проектов спутников без сложных программных маневров, с очень большим временем активного существования и точностью ориентации 1–5° более предпочтительно применение пассивных методов.

Для управления вращательными движениями КЛА применяются специальные малогабаритные двигательные установки сравнительно малой тяги. Они получили название двигателей ориентации.

Эти двигатели принято делить на три группы:

1)жидкостно-реактивные двигатели обычного типа;

2)однокомпонентные двигатели;

3)струйные (газовые) сопла.

Двигатели первой группы применяются на тяжелых КЛА, когда требуется тяга свыше 50 кгс. Одновременно эти двигатели могут применяться для точного координированного управления движением центра масс на конечном участке сближения (причаливании) двух КЛА или для обеспечения мягкой посадки на поверхность Луны. В последнем случае создается система двигателей, позволяющая управлять шестью степенями свободы КЛА. Для этого достаточно иметь 12 двигателей — по 4 двигателя в каждой координатной плоскости, которые обеспечивают создание положительных или отрицательных моментов во- круг оси х3 (включаются одновременно двигатели 1, 3 или 2, 4), положительных или отрицательных сил, приложенных к центру масс по оси x1(включаются одновременно двигатели 3, 4 или 1, 2). Для повышения надежности система обычно содержит большее количество двигателей, чем это необходимо. Так, например, на лунной кабине КЛА «Аполлон» устанавливаются 16 двигателей. Для управления всем комплексом и базовым кораблем используются 28 двигателей.

Включение того или иного двигателя производится логическим блоком с учетом потребностей в создании моментов вокруг той или иной оси и управляющих сил по той или иной оси. Логический блок получает также информацию о работоспособности отдельных двигателей и выдает команды на включение с учетом отказов того или иного двигателя. При этом встает задача разработки логики выбора двигателей (сопел) для включения, обеспечивающей оптимальность процесса ориентации.

Рисунок 1.9-Схема расположения двигателей ориентации

Основным достоинством жидкостно-реактивных двигательных установок является большой удельный импульс (удельная тяга), который представляет собой отношение тяги к секундному весовому расходу топлива (рабочего тела). В результате для получения тяги определенной величины расход топлива ЖРД должен быть меньше, чем у двигателей второй и третьей групп. Для наиболее перспективных химических топлив с большой теплотворной способностью, таких, например, как соединения фтора, бора, водорода и т.д., предельная величина удельного импульса составляет 380— 420 с.

Недостатком является сравнительно большая масса и сложность конструкции. Поэтому при сравнительно малом полном импульсе (произведение тяги на суммарное время включения) вес самих двигателей становится определяющим, а повышенная сложность конструкции делает их неконкурентноспособными с двигателями второй и третьей групп. Считается, что применение ЖРД в системах ориентации целесообразно при полном импульсе свыше 4500 кгс/с [5].

Однокомпонентные двигатели создают тягу путем разложения химических соединений в камере с катализатором. Реакция протекает со значительным выделением тепла, и образующийся при этом газ, истекая через сопло, создает тягу.

Схема однокомпонентной двигательной установки приведена ниже.

Рабочее тело (топливо), хранящееся в баллоне 3, под действием сжатого газа подается к камере 5. Управление непосредственной подачей рабочего тела в ту или иную камеру для создания момента нужного знака вокруг соответствующей оси КЛА осуществляется электромагнитным клапаном.

Включение и выключение последнего производится системой управления.

Рисунок 1.10-Схемы двигательных установок (а - однокомпонентная установка; б -установка на сжатом газе):

1-баллон со сжатым газом; 2-редукционная камера; 3-баллон с рабочим телом; 4-электромагнитный клапан; 5-камера; б-сопло В качестве рабочего тела в двигателях подобного типа нашли применение перекись водорода (Н202) и гидразин (N2H4). В первом случае в качестве катализатора используется перманганат натрия, а во втором — специальный состав Shell 405 ABCG. Перекись водорода дает удельный импульс около 150 с, а гидразин - около 200 с, следовательно, последний более экономичен. Недостатком гидразиновой системы является повышенная токсичность.

Двигательные установки третьей группы наиболее просты по устройству. Сжатый газ из баллона / на пути к соплу 6 проходит через редукционную камеру 2, где его давление снижается до рабочего, и электромагнитный клапан 4, работа которого регулируется системой управления. Подобные двигательные установки наиболее эффективны при малых полных импульсах — не выше 220-250 кгс-с. Их эффективность может быть повышена различными методами нагрева газа.

В качестве рабочего тела могут использоваться водород, гелий, метан, азот и воздух. Водород и гелий дают наибольшие значения удельных импульсов, приближающиеся к удельным импульсам однокомпонентных двигателей. Однако в связи с малым молекулярным весом они требуют больших баллонов для хранения. Двигательные установки на метане, азоте и воздухе более предпочтительны. Их «весовые характеристики -примерно равнозначны. Воздух является самым дешевым и обеспечивает наименьшую массу двигательной установки. Его удельный импульс составляет около 70 м/с.

Рассмотренные устройства с реактивными двигателями управляют ориентацией КЛА путем -изменения времени включения двигателей с помощью электромагнитного клапана, осуществляющего подачу топлива.

Установлено, что нарастание и спад тяги после включения и выключения двигателя происходят по экспоненциальному закону и могут быть описаны уравнениями:

–  –  –

Где P1-нарастание тяги, P2-спад тяги, Т0-постоянная времени (считается, что она одинакова как при нарастании, так и при спаде тяги); t-время, отсчитываемое от момента включения и выключения двигателей. В результате двигатель создает импульс тяги.

Исследование систем ориентации, использующих такие двигатели, значительно упрощается, если экспоненциальное нарастание и спад тяги заменить простым временным запаздыванием, равным по величине постоянной времени. При этом действительный импульс тяги заменяется эквивалентным по величине (по площади) прямоугольным импульсом, начало которого сдвинут на время Т0. Такое предположение приводит к тому, что в процессе анализа получается несколько завышенный расход топлива по сравнению с действительным, так как полная величина тяги (в связи с экспоненциальным законом ее изменения) никогда не достигается.

Величина момента, создаваемого двигателями ориентации, обычно определяется из условий потребного времени переходного процесса в режиме начальной ориентации или поворотного маневра, а также требуемой точности в режиме стабилизации. Зная величину момента Мi,- и расположение сопел, можно найти значения секундных расходов рабочего тела (топлива) для каждого сопла

–  –  –

Выражение может быть использовано для расчета потребных запасов топлива двигателей ориентации. При этом следует еще учитывать необходимый гарантийный запас. Как видно из выражения, потребные запасы топлива растут с увеличением суммарного времени включения сопел и, следовательно, времени ориентированного полета. Это является ограничивающим фактором их применения на КЛА с очень большим временем функционирования.

Работа пассивных систем ориентации спутников основана на использовании свойств гравитационного и магнитного полей, эффекта сопротивления атмосферы и светового давления, гироскопических свойств вращающихся тел. Самое важное свойство пассивных систем ориентации спутников заключаются в том, что они не требуют датчиков ориентации и исполнительных элементов и могут функционировать продолжительное время, не расходуя энергию и топливо.

Из систем, использующих свойства внешней среды, наибольшее распространение получили гравитационные системы ориентации спутников.

Принцип ориентации в этих системах легко понять на примере гантели (две равные массы, соединенные жестким невесомым стержнем), центр масс которой движется по круговой орбите (рисунок 1.12).

Рисунок 1.12- Гантель на круговой орбите

Спутник с неравными главными центральными моментами инерции имеет на круговой орбите четыре устойчивых положения равновесия, соответствующих совпадению наибольшей оси эллипсоида инерции спутника с радиусом-вектором и наименьшей оси с нормалью к плоскости орбиты. При отсутствии возмущающих моментов и соответствующем выборе начальных условий спутник на круговой орбите будет сохранять неизменную ориентацию в орбитальной системе координат OXYZ, оси которой образованы касательной к орбите (OX), нормалью к плоскости орбиты (OY) и радиусом-вектором (OZ), а начало системы координат совпадает с центром масс спутника.

При практической реализации гравитационных систем ориентации спутников необходимо решить три основные задачи. Первая задача, связанная с переориентированием эллипсоида инерции спутника, увеличением его моментов инерции, а, следовательно, и увеличением восстанавливающих гравитационных моментов, решается с помощью длинных полых стержней с грузами на концах, присоединенных к корпусу спутника. Стержни формируются из тонкой металлической ленты, подвергшейся специальной термообработке. Вес погонного метра полого стержня составляет около 20 г.

Вторая задача связана с необходимостью демпфирования собственных колебаний спутника. Демпфирование может быть полностью пассивным, полупассивным и активным. Примеры механизмов демпфирования приведены ниже. Третья задача связана с неоднозначностью положения устойчивого равновесия спутника на орбите. Если спутник после демпфирования собственных колебаний должен занять заданное устойчивое равновесное положение (одно из четырех существующих), а углы и (или) угловые скорости спутника после отделения от ракеты-носителя слишком велики, то их необходимо уменьшить с помощью системы предварительного успокоения до величин, гарантированно обеспечивающих выход спутника в нужное положение равновесия. Другое решение этой задачи заключается в том, чтобы успокоить спутник в любом устойчивом равновесном положении и уже после успокоения перевести его программным переворотом в рабочее положение равновесия.

Значительное число работ посвящено анализу динамики гравитационной системы ориентации спутников с магнитным сферическим демпфером. Типичная конструкция такой системы состоит из собственно спутника и жестко прикрепленного к нему выдвижного ленточного стержня с грузом на конце. Величина груза и длина стержня выбираются так, чтобы обеспечить оптимальные динамические характеристики системы на орбите.

Для демпфирования собственных колебаний спутника используется магнитный демпфер, установленный на свободном конце гравитационного стержня и состоящий из двух концентрических сфер, разделенных слоем вязкой жидкости (рисунок 1.13). Внутренняя сфера содержит линейный магнит и шесть подковообразных магнитов, расположенных на ее поверхности. Внешняя сфера изнутри облицована висмутом – веществом с наиболее сильно выраженными диамагнитными свойствами. Центрирование внутренней сферы во внешней сфере обеспечивается отталкивающим действием подковообразных магнитов от слоя висмута. Линейный магнит на внутренней сфере, взаимодействуя с магнитным полем Земли, приводит к относительному перемещению внутренней и внешней сфер. Рассеивание энергии вращательного движения спутника осуществляется за счет потерь на вязкое трение в жидкости и за счет токов Фуко, наводимых магнитным полем линейного магнита внутренней сферы в металлической оболочке внешней сферы при их относительном перемещении. Сравнительно простые по конструкции и функционированию на орбите надежные гравитационноориентированные спутники с магнитным сферическим демпфером получили наибольшее распространение в космической технике[2].

Рисунок 1.13 - Конструкция магнитного сферического демпфера Системы управления, относятся к разряду сложных систем с большим количеством элементов, которые подвержены отказам.

Одним из основных требований, предъявляемых к системе управления, является ее высокая надежность.

2 Разработка и исследование системы управления космического аппарата

2.1 Математическое описание составных частей комбинированной системы ориентации Система ориентации разработана для того, чтобы управлять угловым движением космического аппарата, т.е. чтобы придать определенную стабильность положения по 3-м осям космического аппарата относительно заданного направления.

Текущее угловое положение малого космического аппарата определяется на основе данных, поступающих от чувствительных элементов, которые представляют собой различные датчики. Чаще всего применяются электронно-оптические датчики, использующие в качестве опорных ориентиров небесные тела - Землю, Солнце, звезды, Луну. В моей работе я использовал датчик угловой скорости и датчик угловой ориентации.

Для моделирования данного процесса выбрана программная среда MATLAB. MATLAB- это мощное средство моделирования виртуальных и физических объектов. Интерфейс среды обеспечивает запуск процесса моделирования, контроля результатов, построение моделей из отдельных блоков.

В данной дипломной работе объектом управления является космический аппарат Ионосфера, который предназначены для наблюдения состояния ионосферы. Характеристики космического аппарата Ионосфера описаны в таблице 2.1

–  –  –

Основные характеристики целевой аппаратуры представлены ниже.

Энергоспектрометр ионосферной плазмы предназначен для изучения отдельных физических процессов в ионосферной плазме, измерения локальных параметров ионосферной плазмы вдоль орбиты КА, изучения структуры и динамики ионосферы в целом, а также для глобального мониторинга ионосферы.

Озонометр-ТМ предназначен для спектроскопических измерений интенсивности отраженного атмосферой Земли УФ излучения Солнца в полосе 300-400 нм.

Низкочастотный волновой комплекс (НВК2) предназначен для измерения магнитных и электрических полей околоземного космического пространства в диапазоне частот от 0 до 20 кГц с целью определения состояния магнитосферно-ионосферной плазмы и выявления воздействий естественного и антропогенного происхождения.

Двухчастотный 150/400 МГц передатчик (МАЯК) предназначен для радиопросвечивания ионосферы Земли на частотах 150 МГц и 400 МГц с целью определения параметров ионосферы в подспутниковой области.

Спектрометр плазмы и энергичной радиации (СПЭР/1) предназначен для измерения дифференциальных энергетических спектров низкоэнергичных электронов и протонов в диапозоне энергий 0,05 – 20 кэВ, спектров электронов в интервале 0,1 – 10 МэВ, спектров протонов в интервале 1 – 100 МэВ, -частиц МэВ-ных энергий.

Спектрометр галактических космических лучей (ГАЛС/1) предназначен:

- для измерений плотности потока протонов с энергией более 600 МэВ в трех энергетических интервалах; излучение регистрируется детектором Черенкова;

- для измерений суммарной плотности потоков протонов и электронов счетчиками Гейгера в четырех энергетических диапазонах.

Гамма-спектрометр (СГ/1) предназначен для измерения дифференциальных энергетических спектров жесткого рентгеновского и гамма излучения атмосферы Земли.

Бортовой ионозонд ЛАЭРТ предназначен для комплексного глобального зондирования ионосферы Земли с борта КА на частотах от 0,1 МГц до 20 МГц.

Бортовой комплекс управления и сбора научной информации (БКУСНИ) предназначен для сбора, хранения и передачи целевой информации приборов комплекса целевой аппаратуры (КЦА) в радиолинию РЛЦИ-И, а также для управления режимами работы блоков КЦА[3].

2.2 Уравнения динамики движения КА Запишем уравнения динамики КА вокруг центра масс, рассматриваемого как твердое тело, а также уравнения метода инерционных факторов влияния.

Основным движением КА на орбите являются повороты КА относительно центра масс и стабилизация его в определенном положении с целью ориентации приборов на изучаемые объекты. Будем рассматривать положение механической системы КА в орбитальной системе координат Ox0

y0z0, которая вводится следующим образом (рисунок 2.1):

-ось x0 совпадает с направлением движения КА;

-ось y0 направлена по бинормали орбиты КА;

-ось z0 направлена по вертикали от Земли.

Рисунок 2.1-Орбитальная система координат

Начало системы координат совмещают с центром масс КА. Углы отклонения связанной с КА системы координат от базовой системы координат называются углами ориентации. По аналогии с самолетными углами углы ориентации КА в орбитальной системе координат называют углами крена, рыскания и тангажа.

Положение системы может быть задано как последовательный поворот осей ориентации Oxyz системы относительно базовой системы координат как твердого тела вокруг центра масс на три угла ориентации.

–  –  –

Здесь Ix, Iy, Iz – главные моменты инерции.

Кинематические уравнения, связывающие угловые скорости с производными углов ориентации в орбитальной системе координат, имеют вид:

–  –  –

В последнем случае движение разделяется на независимое по тангажу и связное по крену и рысканью.

Составим математическую модель системы ориентации космического аппарата.

Передаточные функции космического аппарата по отношению к управляющему моменту получают из преобразования по Лапласу линеаризованных уравнений:

–  –  –

получаемых при пренебрежении величинами 0,0,0,0, что возможно для конкретных случаев, так как угловые скорости и угловые отклонения современных космических аппаратов достаточно малы, а угловая орбитальная скорость для низких околоземных орбит составляет 0 0.07 /с, а для суточных 0 0.0042 0 /с и можно принять допущение о сравнительно быстром протекании переходных процессов в системе ориентации, то есть время переходного процесса значительно меньше периода обращения по орбите T.

Для КА «Метеор-М» значение угловой| орбитальной скорости составляет 0 0.06 /с.

В результате передаточные функции примут вид:

–  –  –

Математическая модель космического аппарата как объекта управления при исследовании одного канала системы ориентации может быть представлена структурной схемой, изображенной на рисунке 2.3.

Космический аппарат представляют как дважды интегрирующее звено[4].

Рисунок 2.3- Структурная схема космического аппарата

2.3 Датчик угловой скорости Гироскопический датчик угловой скорости представляет собой гироскоп с двумя степенями свободы. При этом движение гироскопа относительно оси подвеса рамки ограничено упругой связью с корпусом прибора. Такой датчик угловой скорости условно можно отнести к приборам первого поколения. К более совершенным приборам относятся поплавковые приборы (второе поколение), приборы, созданные на новых физических принципах (третье поколение) – динамически настраиваемые, осцилляторные, лазерные и др.

С точки зрения простоты изучения устройства, принципа действия и характеристик наиболее целесообразным является рассмотрение датчика угловой скорости с механической пружиной. Кинематическая схема такого прибора приведена на рис. 2.4.

Рисунок 2.4 – Кинематическая схема датчика угловой скорости с механической пружиной

–  –  –

Принцип работы прибора заключается в следующем. При вращении ЛА относительно оси OY1 с угловой скоростью y1 относительно оси OX момент М Г Н. Гироскопический момент возникает гироскопический стремится совместить кратчайшим путем вектор кинетического момента H с вектором угловой скорость. В результате этого гироузел начнет поворачиваться относительно оси подвеса рамы (оси OX). При повороте гироузла начинает деформироваться пружина 5 и создавать противодействующий момент Мпр.

При равенстве Мпр=Мг гироузел будет находиться в уравновешенном состоянии. Этому состоянию будет соответствовать поворот гироузла на угол. С потенциометрического преобразователя в систему управления поступит сигнал, пропорциональный измеряемой угловой скорости y1. рассматриваемый датчик угловой скорости выполнен по разомкнутой схеме. Поэтому его структурная схема представляет собой последовательное соединение двух звеньев – чувствительного элемента (гироскопа) и преобразующего элемента (потенциометра).

Найдем для ЧЭ связь выходного параметра-угла поворота гироскопа со входным угловой скоростью y1.

Запишем выражение для гироскопического момента:

–  –  –

где c – коэффициент жесткости пружины;

l1 – плечо (расстояние от оси вращения OX до линии действия силы деформации пружины);

– угол поворота ЧЭ.

Рисунок 2.5 – Составляющая противодействующего момента пружины Таким образом в положение равновесия Mr=Mп После подстановки получаем статическое значение угла отклонения ст гироскопа от исходного положения относительно оси OX:

–  –  –

d y1 -угловая скорость ЛА при его повороте.

dt Для гашения собственных колебаний гироузла предусмотрен демпфер 1 (рисунок 2.4) с удельной силой демпфирования b. Для регистрации замеряемой угловой скорости в приборе предусмотрен потенциометрический преобразователь (ПЭ). При повороте гироскопа вокруг оси OX щетка потенциометра, укрепленная на гироузле, скользит по обмотке потенциометра. Выходное напряжение снимается со щетки и со средней точки потенциометра и поступает в систему управления. Так как напряжение пропорционально углу поворота гироузла ст, то можно записать

–  –  –

где 2 0 -угол намотки потенциометра;

Uc -напряжение источника питания.

Мы можем получить отношение угла поворота гироузла относительно выходной оси к измеряемой угловой скорости:

–  –  –

Как видно из последнего выражения увеличение чувствительности прибора может осуществляться за счет увеличения кинетического момента H и напряжения источника прибора Uc и уменьшения коэффициента упругости ky. Идти по пути уменьшения коэффициента упругости ky нежелательно[5].

Это может увеличить динамические погрешности прибора и сократить частотный диапазон изменения угловой скорости y1.

Теперь получим передаточную функцию датчика угловой скорости.

Отклоним гироузел на угол x и найдем проекции угловых скоростей на оси X,Y и Z гироузла. При движении гироузла к установившемуся значению он движется с угловой скоростью и угловым ускорением.

При этом на гироузел действуют следующие моменты относительно оси OX:

1.Инерционный момент Ми равный:

–  –  –

где x1 - переносное ускорение самолета относительно оси OX1;

Ix- момент инерции гироузла (рамки) прибора относительно оси OX/

2. Момент Мд, развиваемый демпфером. При малых углах момент от демпфера равен:

–  –  –

где b –удельная сила демпфирования;

l2–расстояние от оси вращения OX до линии действия силы демпфирования;

l2 - линейная скорость движения поршня относительно цилиндра демпфера;

l2 Kд - коэффициент демпфирования.

3. Внешний суммарный момент Мв. Данный момент включает в себя момент сухого трения, несбалансированность гироузла относительно оси OX и другие вредные моменты, вызывающие погрешность прибора.

4.Суммарный гироскопический момент Мг :

–  –  –

Уравнение выше является основным уравнением динамики датчика угловых скоростей.

Применяя к уравнению преобразование Лапласа при нулевых начальных условиях, получим

–  –  –

Передаточная функция ДУС записывается в виде ( p) k W ( p) 22 (2.24) ( p) T p 2 Tp 1 Где, T

2.4 Исполнительные органы

В моей работе будут применяться 2 вида исполнительных органов:

двигатель-маховик и магнитный исполнительный орган. Ниже про них описано.

Исполнительные органы можно разбить на два больших класса:

1)исполнительные органы, использующие для создания управляющих моментов внешние но отношению к космическому аппарату силы;

2)исполнительные органы, основанные на реактивных принципах.

В качестве исполнительных органов, относящихся к первому классу, можно назвать исполнительные органы, использующие магнитное поле Земли, солнечное давление и тому подобные явления. Большим преимуществом этого класса исполнительных органов является то, что для своей работы они требуют только подвода энергии, которая может восполняться на борту космического 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 системы тел при отсутствии внешних моментов, действующих на эту систему. Их большим преимуществом является то', что они способны 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 конкретной системы ориентации, и поэтому реактивные исполнительные органы являются наиболее распространенными в настоящее время. Известны две основные разновидности этого класса.

1)управляющие реактивные двигатели ориентации, создающие реактивные силы;

2)инерционные исполнительные органы (силовые гироскопы), создающие реактивные моменты.

Первая из названных разновидностей использует для поворотов 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 положением.

Рисунок 2.6 - Схема расположения трехстепенных управляющих моментных электрогироскопов: 1 — датчик момента на наружной рамке карданного подвеса; 2 — корпус Вторая разновидность охватывает довольно широкий круг устройств создающих путем использования вращательного движения некоторых частей космического аппарата реактивные моменты вырабатываемые для управления угловым положением.

Выше уже упоминался исполнительный орган такого типа -маховик ускоренное вращение которого в одну сторону вызывает реактивный момент, действующий на космический аппарат в другую сторону.



Pages:   || 2 |
Похожие работы:

«Закон РФ от 15.05.1991 N 1244-1 (ред. от 29.06.2015) О социальной защите граждан, подвергшихся воздействию радиации вследствие катастрофы на Чернобыльской АЭС Документ предоставлен КонсультантПлюс www.consultant.ru Дата сохранения: 28.07.2015 Закон РФ от 15.05.1991 N 1244-1 (ред. от 29.06.2015) Документ предоставлен КонсультантПлюс Дата сохранения: 28.07.2015 О социальной защите граждан, подвергшихся воздействию радиации всл. 15 мая 1991 года N 1244-1 РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ЗАКОН О СОЦИАЛЬНОЙ...»

«Жанровое своеобразие региональных телевизионных СМИ на примере телеканалов города Нижневартовска Швецова Г. Л. Швецова Г. Л. Жанровое своеобразие региональных телевизионных СМИ на примере телеканалов города Нижневартовска Швецова Галина Леонидовна / Shvetsova Galina Leonidovna – магистрант, Нижневартовский государственный университет, г. Нижневартовск Аннотация: в данной статье описывается понятие «телевизионные жанры журналистики» на основе статей авторов, занимавшихся данным вопросом ранее....»





Загрузка...


 
2016 www.os.x-pdf.ru - «Бесплатная электронная библиотека - Научные публикации»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.