способ стабилизации спутника в заданной ориентации

Формула изобретения

СПОСОБ СТАБИЛИЗАЦИИ СПУТНИКА В ЗАДАННОЙ ОРИЕНТАЦИИ, включающий отделение от спутника балластного груза на тросе, эксцентрично закрепленном на спутнике, с сообщением грузу относительной скорости вдоль оси, проходящей через центр масс спутника, и в направлении заданной ориентации этой оси, измерение параметров углового движения системы связанных тросом объектов и приложение к разматываемому тросу переменного тормозящего усилия, отличающийся тем, что, с целью упрощения процесса стабилизации при обеспечении ее необходимой точности, к разматываемому тросу прикладывают ступенчатое тормозящее усилие, а переключение режимов торможения производят по измеряемым угловому положению и угловой скорости спутника в моменты времени



k 0,1, n,

от минимального тормозного усилия к максимальному при нулевом угловом отклонении спутника относительно заданной оси ориентации и от максимального тормозного усилия к минимальному при нулевой угловой скорости спутника относительно этой оси до достижения заданной точности ориентации, причем ₁ круговая частота малых колебаний спутника вокруг центра масс при максимальном тормозящем усилии, ₂ аналогичная частота колебаний при минимальном тормозящем усилии, n число переключений.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к средствам ориентации и стабилизации космических объектов, обеспечивающим демпфирование их колебаний в окрестности равновесных положений на орбите.

Наиболее близким из числа известных является способ стабилизации спутника в заданной ориентации, включающий отделение от спутника балластного груза на тросе, эксцентрично закрепленном на спутнике, с сообщением грузу относительной скорости вдоль оси, проходящей через центр масс спутника и в направлении заданной ориентации этой оси, измерение параметров углового движения системы связанных тросом объектов и приложение к разматываемому тросу переменного тормозящего усилия.

Недостатком известного способа является относительная сложность управления процессом стабилизации системы, что может быть излишним для связанных объектов достаточно простой структуры и динамики.

Целью изобретения является упрощение процесса стабилизации при обеспечении ее необходимой точности.

Это достигается тем, что в известном способе стабилизации, включающем отделение от спутника балластного груза на тросе, эксцентрично закрепленном на спутнике, с сообщением грузу относительной скорости вдоль оси, проходящей через центр масс спутника, и в направлении заданной ориентации этой оси, измерение параметров углового движения системы связанных тросом объектов и приложение к разматываемому тросу переменного тормозящего усилия, к разматываемому тросу прикладывают ступенчатое тормозящее усилие, а переключение режимов торможения производят по измеряемым угловому положению и угловой скорости спутника в моменты времени

_k= k 0,1, n от минимального тормозного усилия к максимальному при нулевом угловом отклонении спутника относительно заданной оси ориентации и от максимального тормозного усилия к минимальному при нулевой угловой скорости спутника относительно этой оси до достижения заданной точности ориентации, причем ₁ круговая частота малых колебаний спутника вокруг центра масс при максимальном тормозящем усилии; ₂ аналогичная частота колебаний при минимальном тормозящем усилии; n число переключений.

На фиг.1 представлен спутник с устройством для его ориентации и гашения угловой скорости; на фиг.2 схема механизма переменного торможения; на фиг.3 численный пример реализации предлагаемого способа.

Устройство для ориентации и гашения угловой скорости спутника, реализующее способ, состоит из отстреливаемого от корпуса спутника 1 груза 2, который вынесен от центра масс спутника на штанге 3, закрепленной на корпусе спутника 1 и содержащей фильеру 4 и устройство отстрела груза 5 на конце, причем груз 2, размещенный на устройстве отстрела 5, прикреплен к корпусу спутника 1 с помощью троса 6, который уложен в бухту 7, находящуюся в корпусе спутника 1, и пропущен через исполнительный орган (рамку) механизма переменного торможения 8, расположенного у основания штанги 3, через штангу 3 и фильеру 4 на конце штанги 3. Для переключения режимов торможения троса 8 используют датчики углового положения 9 и угловой скорости 10 спутника, размещенные на корпусе спутника либо внутри. Привод рамки 8 выполнен в виде шагового двигателя 11 с системой управления 12.

Способ ориентации и гашения угловой скорости спутника реализуется следующим образом.

Отстреливаемому от корпуса 1 грузу 2, вынесенному от центра масс на штанге 3, содержащей фильеру 4 и устройство отстрела груза 5 на конце, с помощью устройства отстрела 5 сообщают линейную скорость V по оси, проходящей через центр масс аппарата в направлении заданной ориентации. К разматываемому тросу 6, одним концом соединенному с грузом 2, уложенному в бухту 7 и пропущенному через устройство переменного торможения 8, расположенное у основания штанги 3, сквозь штангу 3 и фильеру 4, прикладывают ступенчатое тормозящее усилие, переключение режимов торможения производят по датчикам углового положения 9 и угловой скорости спутника 10 по следующей зависимости в определенные моменты времени:

_k= k 0,1, n от минимального тормозного усилия (F_мин) к максимальному тормозному усилию (F_макс) при угловом положении спутника относительно заданной оси ориентации =0 и, наоборот, от максимального тормозного усилия к минимальному при угловой скорости спутника 0 до достижения заданной точности ориентации.

Здесь: ₁ круговая частота малых колебаний спутника вокруг его центра масс при максимальном усилии; ₂ аналогичная частота колебаний при минимальном усилии; n число переключений тормозного устройства; угол и скорость изменения угла отклонения спутника от направления заданной ориентации.

Способ ориентации и гашения угловой скорости спутника осуществляется за счет использования инерционной силы отстреливаемой массы, связанной со спутником тросом, и регулированием силы натяжения троса путем создания силы торможения (и момента на спутник, через штангу 3).

Регулирование силой торможения осуществляется по закону, который обеспечивает полное успокоение угловых отклонений спутника к моменту остановки отстреливаемой массы. При этом ориентация спутника будет направлена по линии соединительного троса.

За n циклов конечное значение угловой скорости колебаний будет следующим:

=

При этом максимальная амплитуда в конце процесса имеет значение

_n=

Начальная же линейная скорость отстрела груза вдоль оси ориентации должна быть выбрана следующей:

v n1+ где m масса отстреливаемого груза;

I момент инерции спутника относительно его центра масс;

l расстояние от центра масс спутника до конца 4 штанги 3.

Для оценки точности и времени стабилизации, а также параметров ухода груза проведено численное моделирование соответствующей нелинейной системы уравнений при следующих начальных условиях:

_o= 0; = 0,1 рад/с; v 2м/c; l=1 м;

I=0,2 кгм²; m=3 кг; F_макс=0,1 Н;

F_мин=0,01 Н

Результаты моделирования представлены на фиг.3.

При принятых начальных условиях и режиме управления тормозным усилием осуществляется практически точная стабилизация спутника в течение 50 с 0 (фиг.3).

При этом груз "уходит" по оси Х почти по линейному закону, и (см. фиг.3) на 35 секунде процесса стабилизации отклонение его от оси Х составляет 8,8 см, в то время, как длина троса в этот момент времени 40 м.

По окончании процесса стабилизации в момент времени, когда 0 и 0 тросовая связь обрывается, например, путем пережога троса. Спутник становится свободным, и вредные воздействия связки "трос-груз" на спутник исключаются.