Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СПОСОБ СТАБИЛИЗАЦИИ УГЛОВОГО ДВИЖЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С УПРУГИМИ ВЫНОСНЫМИ ЭЛЕМЕНТАМИ
СПОСОБ СТАБИЛИЗАЦИИ УГЛОВОГО ДВИЖЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С УПРУГИМИ ВЫНОСНЫМИ ЭЛЕМЕНТАМИ

СПОСОБ СТАБИЛИЗАЦИИ УГЛОВОГО ДВИЖЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С УПРУГИМИ ВЫНОСНЫМИ ЭЛЕМЕНТАМИ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Использование: в космической технике при проектировании систем управления угловым движением космических аппаратов (КА), в частности гравитационной системы ориентации КА, систем ориентации КА с упругими панелями солнечных батарей и т.п. Цель - обеспечение возможности демпфирования углового движения КА и его упругих элементов конструкции по каналу тангажа с использованием средств демпфирования по каналам крена и/или рыскания. Способ включает приложение к корпусу аппарата демпфирующего воздействия по каналам крена и/или рыскания для гашения колебательного углового движения, ориентацию поперечного сечения упругого выносного элемента с анизотропной жесткостью параллельно вектору изгибающего момента, возникающего при колебательном угловом движении аппарата вокруг оси тангажа, измерение и запоминание углов между соседними главными центральными осями инерции поперечного сечения упругого выносного элемента, а также между главными центральными осями и вектором изгибающего момента и разворот упругого выносного элемента вокруг оси, перпендикулярной его поперечному сечению, до достижения углов между осью инерции поперечного сечения и осью аппарата, совпадающей с вектором изгибающего момента, расчетного значения, величина которого больше нуля, но меньше запомненного угла между соседними главными центральными осями инерции поперечного сечения. В процессе поддержания орбитальной ориентации КА разворот симметрично установленных относительно центра масс аппарата упругих выносных элементов выполняют в одну и ту же сторону и на один и тот же угол вокруг оси, направленной из центра масс аппарата в точку крепления выносного элемента на корпусе аппарата. В процессе поддержания ориентации при приложении линейного управляющего воздействия к корпусу КА, например при коррекции орбиты разворот симметрично установленных относительно центра масс аппарата упругих выносных элементов выполняют в противоположные стороны на один и тот же угол вокруг оси, направленной из центра масс аппарата в точку крепления выносного элемента на корпусе аппарата, связанных с упругими выносными элементами систем координат. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2020112
Класс(ы) патента: B64G1/24
Номер заявки: 5059235/22
Дата подачи заявки: 19.08.1992
Дата публикации: 30.09.1994
Заявитель(и): Головное конструкторское бюро Научно-производственного объединения "Энергия" им.акад.С.П.Королева
Автор(ы): Мельников В.Н.; Бранец В.Н.; Семячкин В.С.
Патентообладатель(и): Головное конструкторское бюро Научно-производственного объединения "Энергия" им.акад.С.П.Королева
Описание изобретения: Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании систем управления угловым движением космических аппаратов (КА), в частности, гравитационной системы ориентации КА.
Известен способ стабилизации углового движения КА, включающий формирование и приложение к корпусу КА демпфирующего воздействия по каналам крена и рыскания посредством трехстепенного гиростабилизатора, связанного с корпусом КА через упруго-вязкий подвес. Недостатком способа является то, что канал управления по тангажу развязан с взаимосвязанными каналами крена-рыскания и для демпфирования колебаний по тангажу требуется введение специальных операций по прямому или косвенному определению угловой скорости и формированию демпфирующего воздействия. Так, например, для формирования демпфирующего сигнала используют сигнал с тахогенератора электродвигателя-маховика с линейным управлением скорости вращения. При использовании в гравитационной системе трехосной ориентации КА маховика с постоянной скоростью вращения для демпфирования угловых скоростей по каналам крена, рыскания и тангажа используется магнитный демпфер. Намагниченная сфера подобно стрелке магнитного компаса отслеживает направление вектора напряженности магнитного поля Земли, вращаясь в вязком жидком подвесе относительно корпуса КА, и энергия колебаний упругой гравитационной штанги и корпуса аппарата за счет возникновения вихревых токов в материале магнитного демпфера и вязкого трения в жидкости при относительном угловом движении шара и корпуса КА переходит в тепловую и рассеивается в окружающем пространстве.
Наиболее близким к изобретению является способ стабилизации углового движения КА с гравитационной системой ориентации, включающий формирование и приложение к корпусу КА демпфирующих воздействий по каналам крена и рыскания посредством гиродемпфера, представляющего собой маховик с постоянной скоростью вращения, связанный через упруго-вязкий подвес с корпусом аппарата.
Недостатком известного способа является невозможность демпфирования углового движения КА и его упругих элементов конструкции по каналу тангажа с использованием средств демпфирования по каналам крена и/или рыскания.
Целью изобретения является устранение указанных недостатков.
Цель достигается тем, что одновременно с приложением к корпусу аппарата демпфирующего воздействия для гашения колебательного углового движения по каналам крена и/или рыскания, с целью обеспечения возможности демпфирования колебаний по каналу тангажа средствами гашения угловых скоростей аппарата по каналам крена и/или рыскания, ориентируют поперечное сечение упругого выносного элемента (УВЭ) с анизотропной жидкостью параллельно вектору изгибающего момента, возникающего при колебательном угловом движении аппарата вокруг оси тангажа, измеряют и запоминают углы между соседними главными центральными осями инерции поперечного сечения УВЭ, а также между указанными главными центральными осями и упомянутым вектором изгибающего момента и разворачивают УВЭ вокруг оси, перпендикулярной его поперечному сечению, до достижения углом между главной осью инерции поперечного сечения и осью аппарата, совпадающей с вектором изгибающего момента, расчетного значения, величина которого больше нуля, но меньше запомненного угла между соседними главными центральными осями инерции поперечного сечения.
Кроме того, в процессе поддержания орбитальной ориентации космического аппарата разворот симметрично установленных относительно центра масс аппарата упругих выносных элементов выполняют в одну и ту же сторону и на один и тот же угол относительно связанных с упомянутыми упругими выносными элементами систем координат.
В процессе поддержания ориентации при приложении линейного управляющего воздействия к корпусу космического аппарата, например, при коррекции орбиты, разворот симметрично установленных относительно центра масс аппарата упругих выносных элементов выполняют в противоположные стороны на один и тот же угол относительно связанных с упомянутыми выносными элементами систем координат.
Разворот упругого выносного элемента целесообразно выполнять до достижения максимального значения перекачки энергии углового движения упругого выносного элемента из канала тангажа в каналы крена и/или рыскания УВЭ. Например, для прямоугольного поперечного сечения указанное условие выполняется в зависимости от соотношения размеров сторон сечения при таком угле между строительной осью тангажа аппарата и главной осью инерции поперечного сечения, при котором колебания КА вокруг оси тангажа вызывают колебание штанги в плоскости, расположенной под углом от 20 до 60о к тангажной плоскости аппарата (плоскость тангажа перпендикулярна строительной оси тангажа КА). При этом ось тангажа будет находиться между двумя соседними главными осями поперечного сечения упомянутого УВЭ.
Причинно-следственная связь между совокупностью вышеуказанных существенных признаков и достигаемым результатом заключается в том, что после вышеупомянутого разворота УВЭ вокруг оси, перпендикулярной поперечному сечению, колебания КА вокруг оси тангажа вызывают косой изгиб штанги УВЭ. Поэтому плоскость упругих колебаний имеет нулевую проекцию на плоскость крена аппарата и энергия колебаний КА и УВЭ из канала тангажа перекачивается и демпфируется средствами гашения угловых скоростей каналов крена и/или рыскания.
На фиг.1 показана схема компоновки КА с гравитационной штангой; на фиг. 2 - схема ориентации упругого выносного элемента, поперечное сечение; на фиг. 3 - схема компоновки гиродемпфера; на фиг.4 - схема компоновки КА с двумя симметрично расположенными упругими выносными элементами.
На чертежах приняты следующие обозначения: 1 - корпус КА; 2,10,11 - упругие выносные элементы (гравитационная штанга, панели солнечных батарей и т. п.); 3 - корпус гиродемпфера; 4 - маховик; 5 - рамка; 6 - подшипники оси вращения маховика 4; 7 - подшипники оси вращения рамки 5; 8 - упругая связь (пружина) между рамкой 5 маховика 4 и корпусом 3; 9 - демпфирующая связь между рамкой 5 маховика 4 и корпусом гиродемпфера 3; Х - строительная ось КА по каналу рыскания; Y - строительная ось КА по каналу крена; Z - строительная ось КА по каналу тангажа; OZс(ОXс) - первая главная центральная ось инерции поперечного сечения УВЭ; OYс - вторая главная центральная ось инерции поперечного сечения УВЭ; XY - плоскость угловых колебаний КА по каналу тангажа; ZX - плоскость угловых колебаний КА по каналу крена; ZY - плоскость угловых колебаний КА по каналу курса; f-f - плоскость изгиба УВЭ; p-p - плоскость действия изгибающего момента; n-n - нейтральная ось поперечного сечения, перпендикулярная плоскости изгиба f-f УВЭ при приложении изгибающего момента (на оси n-n нормальные напряжения в поперечном сечении УВЭ при его изгибе равны нулю); q - угловая координата упругих колебания УВЭ 2,10,11; OZc(OXc) - угол разворота главной оси инерции поперечного сечения Ос(OXc) вокруг оси Х(Z) относительно оси Z(X) КА; Qn - угол между осью OZc(OXc) и нейтральной линией n-n; Qn - Ozc (Qn - Oxc) - угол отклонения плоскости f-f колебаний УВЭ при косом изгибе от плоскости p-p; - вектор орбитальной угловой скорости КА; - вектор кинетического момента маховика гиродемпфера.
Описание работы устройства приведем на примере стабилизации углового движения в процессе гравитационной трехосной ориентации КА, компоновка которого приведена на фиг.1. К корпусу 1 КА крепится штанга 2 с гиродемпфером 3, Ось OZc поперечного сечения (фиг.2) штанги повернута на угол Ozc от оси Z.
После отделения от ракеты-носителя для выполнения начальной ориентации включается электромагнитная катушка (не показана) и корпус КА 1 (фиг.1) подобно магнитной стрелке ориентируется осью X, совпадающей с вектором напряженности магнитного поля катушки, по вектору напряженности магнитного поля Земли (МПЗ). В районе одного из магнитных полюсов Земли, где вектор МПЗ близок к местной вертикали Земли, осуществляется выдвижение гравитационной штанги 2, чем достигается однозначность ориентации строительной оси рыскания КА X по радиусу-вектору центра масс аппарата, то есть в направлении от Земли. Затем включается раскрутка маховика 4 гиродемпфера 3, установленного в рамке 5 (фиг.3) через подшипники 6. При этом управляющий момент раскрутки маховика ограничивается величиной, не превосходящей гравитационный момент, для исключения возможноcти разориентации (переворота) KА. Изменение кинетичеcкого момента системы КА-гидродемпфер компенсируется гравитационным моментом. Возможны и другие варианты управления для выполнения начальной ориентации.
После раскрутки маховика ось его вращения (кинетический момент Н, совпадающий с осью тангажа Z) в общем случае не совпадает с вектором орбитальной угловой скорости . В силу гироскопического эффекта ось Z КА стремится оставаться неподвижной в инерциальном пространстве и в процессе орбитального движения ось Х аппарата отклоняется от местной вертикали. Возникающий при этом гравитационный момент вызывает прецессионное угловое движение КА вокруг оси Х до совмещения оси тангажа с вектором угловой орбитальной скорости. Угловые скорости по каналам крена и рыскания вызывают прецессионное отклонение рамки 5 маховика (ось подшипников 7 поворота рамки устанавливается под углом приблизительно 45о относительно осей X и Y в плоскости XY, благодаря чему обеспечивается завязка каналов крена и рыскания), в результате чего гасятся с помощью упруго-вязкой связи (пружина 8 и демпфер 9 на оси вращения рамки) между маховиком и корпусом 1 КА.
После совмещения оси тангажа с вектором угловой орбитальной скорости гравитационный момент вызывает колебательное движение КА вокруг нормали в плоскости XY орбиты, т.е. по каналу тангажа вокруг оси Z. При этом инерционные силы, прикладываемые к штанге 2, вызывают изгибающий момент, вектор которого направлен по оси Z, который в свою очередь приводит к упругим деформациям штанги 2.
Согласно изобретению предлагается УВЭ (2) выполнить с неравной (анизотропной) жесткостью в различных направлениях, например, за счет конструктивного выбора поперечного сечения в виде эллипса или прямоугольника (фиг. 2, обозначение осей без скобок). УВЭ устанавливается на КА или ориентируется путем поворота электроприводом таким образом, чтобы поперечное сечение было параллельно вектору изгибающего момента, возникающего при колебательном угловом движении аппарата вокруг оси тангажа (в данном примере вектор изгибающего момента, прикладываемый к штанге 2, совпадает с осью тангажа Z), а главные оси инерции поперечного сечение OZc и OYc поворачивают вокруг оси X (также предварительно или в процессе эксплуатации с помощью электропривода) на расчетный угол Qzc так, чтобы упомянутые главные оси инерции находились под ненулевым углом к оси аппарата, совпадающей с упомянутым вектором изгибающего момента (то есть к оси тангажа Z). Величина угла Qzc выбирается, например, из условия обеспечения максимума перекачки энергии упругих колебаний из канала тангажа в канал крена и/или рыскания за счет косого изгиба УВЭ. В частности, для прямоугольной формы поперечного сечения угол Qzc можно вычислить из соотношений:
tgQzc = (Iyc/Izc) tgQn, где Iyc, Izc - главные моменты инерции поперечного сечения;
Qn - требуемое угловое положение нейтральной линии n-n, рассчитываемое из условия максимума перекачки энергии колебаний из канала тангажа в канал крена и/или рыскания, например, рассчитываемое исходя из равенства угла (Qn - Qzc) величине в пределах от 20 до 60о.
Как указывалось выше, измерение угловой скорости КА по каналу тангажа, вызываемое гравитационным моментом, приводит к упругим деформациям штанги 2. Благодаря упомянутому развороту осей Qzc и OYc поперечного сечения относительно оси тангажа КА Z возмущающий момент в плоскости орбиты XY вызывает косой изгиб штанги 2 и она совершает гармонические упругие колебания с амплитудой угла q и ненулевой проекцией на плоскость XZ. Плоскость колебаний штанги f-f составляет со следом плоскости p-p действия изгибающего момента (в нашем примере p-p ориентируется в плоскости орбиты XY) некоторый расчетный угол, равный (Qn - Qzc). Причем нейтральная ось n-n отклоняется от оси Zc на угол Qn в ту же сторону, в которую след плоскости p-p отклонен от оси Yc на угол Qzc. Таким образом, энергия колебания аппарата и УВЭ в плоскости орбиты (по каналу тангажа) перекачивается в канал крена и гасится гиродемпфером или другим средством демпфирования. Путем выбора параметров гиродемпфера, жесткостных и инерционных и т.п. характеристик КА собственная частота колебаний по каналам крена и рыскания может быть обеспечена на порядок ниже собственной частоты системы корпус КА-УВЭ-гиродемпфер по каналу тангажа и практически исключена перекачка колебаний из каналов крена и/или рыскания в тангажный канал.
На фиг.4 приведена схема компоновки КА с двумя симметрично расположенными относительно оси Х КА УВЭ, которыми могут быть панели солнечных батарей (СБ). В данном примере штанги СБ расположены параллельно оси тангажа и смещены вдоль оси рыскания Х от центра масс КА. При колебательном движении КА вокруг оси Z к штангам 10 (ось +Z) и 11 (ось -Z) прикладываются инерционные силы, вызывающие изгибающий момент, вектор которого направлен по оси Х. Штанги 10 и 11 совершают гармонические колебания в плоскости, параллельной строительной плоскости КА YZ, периодически образуя форму, похожую на латинскую букву V (V-образная форма колебаний).
Согласно изобретению предлагается УВЭ (10 и 11) выполнить с неравной (анизотропной) жесткостью в различных направлениях, например, за счет конструктивного выбора поперечного сечения в виде эллипса или прямоугольника (фиг.2, для рассматриваемого примера обозначение осей заключено в скобки). УВЭ (панели СБ) устанавливается на КА или ориентируется путем поворота электроприводом таким образом, чтобы поперечное сечение было параллельно вектору изгибающего момента, возникающего при колебательном угловом движении аппарата вокруг оси тангажа (в данном примере вектор изгибающего момента, прикладываемый к штангам 10 и 11, совпадает с осью рыскания X), а главные оси инерции поперечного сечения OXc и OYс поворачивают вокруг оси Z (также предварительно или в процессе эксплуатации с помощью электропривода) на расчетный угол Qzc так, чтобы упомянутые главные оси инерции находились под ненулевым углом к оси аппарата, совпадающей с упомянутым вектором изгибающего момента (то есть к оси рыскания Х). Величина угла Qyc выбирается аналогично, как угол Qzc в рассмотренном выше примере компоновки КА на фиг. 1. При стабилизации КА относительно орбитальной системы координат симметрично установленные УВЭ (10 и 11) необходимо развернуть на один и тот же угол и в одну и ту же сторону, если смотреть с конца каждого из УВЭ (10 и 11). Тогда при изгибе штанг 10 и 11 в направлении оси +Y(-Y) V-образная форма колебаний в плоскости YZ) возникает отклонение штанги 10 вследствие косого изгиба в направлении оси -X(+X) и штанги 11 в направлении оси +X (-X) (S-образные колебания в плоскости Х). Таким образом, в указанном примере энергия колебаний КА по каналу тангажа перекачивается через упругие колебания УВЭ (10 и 11) в канал крена (ось Y), где рассеиваются средством демпфирования, например гиродемпфером.
В варианте коррекции орбиты, когда работа реактивных двигателей вызывает линейные ускорения КА, с целью исключения угловых колебаний корпуса КА вокруг линии действия тяги из-за упругих колебаний симметрично установленных УВЭ, целесообразно повернуть каждый из двух упомянутых УВЭ на один и тот же угол, но в разные стороны, если смотреть с конца каждого из УВЭ (10 и 11) вокруг оси, перпендикулярной поперечному сечению. Тогда одноименные главные оси инерции поперечных сечений УВЭ (10 и 11) будут расположены параллельно друг другу и под расчетным углом Охс относительно оси рыскания Х и линейное ускорение КА вдоль оси Y вызывает V-образные колебания упругих штанг, вызывающих линейные колебания корпуса КА в направлении, перпендикулярном линии действия тяги двигателей и параллельном плоскости поперечного сечения УВЭ.
Таким образом введение новых операций по ориентации УВЭ с анизотропной жесткостью и его повороту до достижения ненулевых углов между главными осями инерции поперечного сечения со строительной осью тангажа КА позволяет обеспечить кинематическую завязку каналов тангажа, крена, рыскания и гашение колебательного углового движения аппарата и его УВЭ по каналу тангажа средствами демпфирования колебаний в каналах крена и/или рыскания.
Формула изобретения: 1. СПОСОБ СТАБИЛИЗАЦИИ УГЛОВОГО ДВИЖЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С УПРУГИМИ ВЫНОСНЫМИ ЭЛЕМЕНТАМИ, включающий приложение к корпусу аппарата демпфирующего воздействия по каналам крена и/или рыскания для гашения колебательного углового движения, отличающийся тем, что ориентируют поперечное сечение упругого выносного элемента с анизотропной жесткостью параллельно вектору изгибающего момента, возникающего при колебательном угловом движении аппарата вокруг оси тангажа, измеряют и запоминают углы между соседними главными центральными осями инерции поперечного сечения упругого выносного элемента, а также между указанными главными центральными осями и упомянутым вектором изгибающего момента и разворачивают упругий выносной элемент вокруг оси, перпендикулярной к его поперечному сечению, до достижения углом между любой из соседних главных осей инерции поперечного сечения и осью аппарата, совпадающей с вектором изгибающего момента, расчетного значения, величина которого больше нуля, но меньше запомненного угла между соседними главными центральными осями инерции поперечного сечения упругого выносного элемента.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в процессе поддержания орбитальной ориентации космического аппарата разворот симметрично установленных относительно центра масс аппарата упругих выносных элементов выполняют в одну и ту же сторону и на один и тот же угол относительно связанных с упомянутыми упругими выносными элементами систем координат.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что в процессе поддержания ориентации при приложении линейного управляющего воздействия к корпусу космического аппарата, например, при коррекции орбиты разворот симметрично установленных относительно центра масс аппарата упругих выносных элементов выполняют в противоположные стороны на один и тот же угол относительно связанных с упомянутыми упругими выносными элементами систем координат.