«БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ Под редакцией доктора техн. наук, профессора А.С. Сырова Допущено Учебно-методическим объединением высших учебных заведений Российской Федерации по образованию в ...»

Диапазон измерения угловой скорости, град/сек Цена единицы младшего разряда выходной информации, угл.сек/бит Стабильность цены младшего разряда, % а) в широком диапазоне б) в узком диапазоне Нулевой сигнал, не зависящий от перегрузки, град/час – систематическое значение – случайная составляющая от запуска к запуску – случайная составляющая за 24 ч в непрерывном запуске при времени осреднения 300 сек (с доведением до Нулевой сигнал, зависящий от перегрузки, град/час на 1 g Систематическое значение углов отклонения осей чувствительности от номинальных направлений, угл.мин Стабильность углов ориентации осей чувствительности за весь срок эксплуатации, угл.сек Стабильность углов ориентации осей чувствительности за 24 часа при изменении температуры поса- дочного места в пределах 5 С, угл.сек

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Диапазон измеряемой угловой скорости в проекциях на измерительные оси ИК, град/сек, по модулю не менее Масштабный коэффициент:

– паспортизованное значение, угл.сек, в пределах 0,040 0, – отклонение среднего значения за 24 часа по модулю за весь срок эксплуатации, не более – изменение среднего значения в двух любых соседних по модулю, не более – случайная составляющая относительно среднего значения за 24 часа (оценка по 2,7 ), %, не более Нулевой сигнал, не зависящий от ускорения:

– паспортизованное значение, угл.сек/сек, по модулю, не более – отклонение среднего значения за 24 часа от паспортизованного в любом запуске, угл.сек/cек, 0, по модулю, не более – изменение среднего значения в двух любых соседних 24-х часовых интервалах в непрерывном запуске, 0, угл.сек/cек, по модулю, не более – случайная составляющая относительно среднего значения за 24 часа (оценка по 2,7 ), угл.сек/cек, не более Нулевой сигнал, пропорциональный первой степени перегрузки n:

– паспортизованное значение, угл.сек/сек, по модулю, не более – отклонение среднего значения в любом запуске относительно паспортизованного значения, угл.сек/сек, Шумовая составляющая выходного сигнала при времени осреднения 0,1 10 сек (оценка по 1 ), угл.сек, не более Углы рассогласования измерительных осей ИК:

– паспортизованное значение, угл.сек, по модулю, не более – отклонение в любом запуске относительно паспортизованного значения, угл.сек, по модулю, не более

ДАТЧИКИ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Оси чувствительности (измерительные оси) четырех гироблоков ориентированы по образующим конуса вращения вокруг приборной оси ОХ П с углом полураствора при вершине, равным 54 44 08, и распределены по поверхности конуса таким образом, что их проекции на установочную плоскость прибора составляют с приборной осью ОУ П углы, кратные 90 град (см. раздел 3.1).

Прибор позволяет сохранять точностные характеристики определения параметров ориентации при отказе любого одного измерительного канала. Выходная информация с каждого канала, соответствующая приращению интеграла от проекции вектора угловой скорости КА на его измерительную ось за такт опроса, выдается в виде серий импульсов. Преобразование информации к цифровому виду производится в блоке силовой автоматики и по линии МКО передается в БЦВС для дальнейшего использования в алгоритмах определения параметров ориентации.

Точностные характеристики измерительного канала (ИК) приведены в табл. 3.6.

По опубликованным данным, прибор типа КИНД34-020, установленный на КА «Ямал-100», имеет уход порядка 0,001 град/час (после учета систематических составляющих).

Информацию об ориентации визирной оси прибора на Землю можно получить, используя зрительный контраст между Землей и окружающим ее пространством. На этом принципе построено большое количество датчиков ориентации на Землю.

Среди них имеются и датчики, непосредственно определяющие направление на центр Земли в приборной системе координат за счет определения углового расстояния от зрительной оси прибора до контрастного участка изображения. Такие датчики формируют данные об угловом положении визирной оси относительно орбитальной системы координат практически без привлечения дополнительных источников информации. Пример – датчик MiDES-G, Servo Corporation of America (рис. 3.5), имеющий массу 1,5 кг, потребляемую мощность не более 4 Вт и точность 0,025 (3 ).

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Рис. 3.5 Датчик MiDES-G, Servo Corporation of America Имеются также датчики, которые способны только зарегистрировать факт пересечения линией визирования горизонта. Получение информации об ориентации осей приборной системы координат в таком случае возможно лишь при использовании дополнительной информации, в роли источников которой обычно выступают инерциальные системы ориентации. Пример – датчик Dual HCI, Servo Corporation of America (рис. 3.6), имеющий массу 0,8 кг, потребляемую мощность не более 2 Вт и точность 0,02…0,03 (3 ).

Следует заметить, что применение датчиков ориентации на Землю зависит от высоты КА. В первом случае можно говорить о конструктивных различиях между датчиками для низко- и высокоорбитальных КА, обусловленных различным угловым размером Земли при визировании с разной высоты. Во втором случае речь должна идти о необходимости адаптировать программное обеспечение для адекватной обработки сигнала датчика о пересечении горизонта.

Приборы ориентации на Землю предназначены для определения координат геометрического центра Земли, в приборной системе координат и используются в БСУ КА для приведения и удержания в направлении к центру Земли оси КА, номинально совпадающей с направлением визирной оси ПОЗ. Ввиду ограниченности поля зрения

ДАТЧИКИ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Рис. 3.6 Датчик Dual HCI, Servo Corporation of America ПОЗ необходима специальная процедура поиска Земли, осуществляемая БСУ путем целенаправленных разворотов КА вокруг осей его связанной системы координат.

В соответствии с базовой концепцией информационного обеспечения бортовых систем управления КА, принятой в МОКБ «Марс», приборы типа ПОЗ используются на начальном этапе полета КА (до включения астродатчиков и загрузки на борт баллистических данных) для обеспечения устойчивой радиосвязи между КА и наземным комплексом управления при наличии ограничений по диаграммам направленности бортовых антенн, а также в возможных нештатных ситуациях. Это предполагает умеренные требования к точности и ресурсу ПОЗ.

В системе управления, разработанной МОКБ «Марс» для КА «КазСат», использованы приборы ориентации на Землю, созданные НПП «Геофизика-Космос» на основе базовых конструкций.

С помощью одноосного механизма в этих приборах осуществляется одновременное сканирование инфракрасного (ИК) горизонта Земли по двум траекториям с угловой раздвижкой между ними на некоторый фиксированный угол. С целью уменьшения погрешности по

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

координате целесообразно оптимизировать соотношение расстояния между траекториями сканирования и видимым диаметром Земли.

Для повышения точности ПОЗ в качестве рабочего спектра излучения желательно использовать полосу поглощения (излучения) СО в атмосфере Земли – 14 16 мкм. Инфракрасное излучение атмосферы Земли в этом диапазоне спектра существенно меньше по интегральной интенсивности, чем во всем ИК диапазоне излучения Земли, однако намного стабильнее из-за меньшей зависимости от метеорологических условий.

ПОЗ выдает в БЦВС следующую информацию в виде слов данных:

– выходные сигналы N1, N2, N3, N4, несущие информацию о положении Земли в системе угловых координат прибора;

– признак наличия Земли в поле зрения;

– обобщенный признак исправности прибора.

Прием команд из БЦВС и передача информации из ПОЗ в БЦВС производится по МКО.

Включение ПОЗ производится подачей в блок питания напряжения 27 В. Блок питания формирует требуемые вторичные напряжения для составных частей ПОЗ, которые гальванически развязаны с первичным напряжением 27 В.

Информацию о температуре внутри ПОЗ формирует температурный датчик.

Данные, поступающие из ПОЗ в виде чисел N1…N4, обрабатываются в БЦВС по специальным алгоритмам, включающим:

– алгоритм управления работой прибора;

– алгоритм обработки и формирования выходной информации – алгоритм селекции помех от Солнца и Луны;

– алгоритмы определения неисправности прибора.

Инструментальная точность ПОЗ составляет 3-6 угл.мин, частота выдачи измерений – 4,5 Гц. Диапазон измеряемых углов (линейная зона) 2. Амплитуда сканирования выбирается исходя из необходимости уверенного перекрытия углового размера Земли, видимой с высокой или низкой орбиты.

ДАТЧИКИ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Приблизительная масса ПОЗ составляет 2 кг, потребляемая мощность – 10 Вт.

Приборы ориентации на Солнце (ПОС) предназначены для использования в составе систем ориентации и автономной навигации космических аппаратов. ПОС вырабатывает цифровые сигналы, пропорциональные отклонению направления на центр Солнца относительно приборной системы координат и, в паре с прибором ориентации на Землю, позволяет осуществлять трехосную стабилизацию космического аппарата по крену, тангажу и рысканью.

Солнечные датчики применялись и применяются практически на всех космических аппаратах, начиная с первых спутников. Конструкция и принципы их действия достаточно хорошо отработаны. В настоящее время в Российской Федерации ряд организаций производит ПОС, в том числе и МОКБ «Марс». Дальнейшее совершенствование этих приборов производится с целью повышения надежности и срока службы, уменьшения стоимости и массы датчиков.

Приборы ориентации на Солнце (рис. 3.7) имеют аналогичный принцип действия приборам ориентации на Землю.

Рис. 3.7 Солнечный датчик положения разработки МОКБ «Марс»

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Для определения и построения ориентации КА относительно Солнца используется информация от двух приборов ориентации на Солнце – ПОС (солнечный датчик положения – СДП-1) разработки МОКБ «Марс».

СДП-1 представляет собой оптико-электронный прибор, состоящий из двух щелевых оптических камер. Каждая камера состоит из оптического устройства с щелевой маской и фоточувствительного элемента. Размеры щели и расстояние между щелевой маской и чувствительной плоскостью фотоприемника подобраны так, чтобы угловое поле зрения имело размер 95 5.

Поток солнечного излучения, поступающий на вход оптического устройства, ослабляется светофильтрами и, пройдя щелевую маску, падает на фотоприемник. Образующийся в фотоприемнике под воздействием солнечного излучения аналоговый электрический сигнал преобразуется, усиливается и поступает в коммутационно-преобразующее устройство системы управления, сигнализируя о наличии Две щелевые оптические камеры, установленные под углом между нормалями к фоточувствительным плоскостям приемников с перекрытием 5 полей зрения по длине щелей, образуют совместно полную зону обзора размером 185 5 и общую (центральную) зону обзора размером 5 5. Биссектриса угла между нормалями к фоточувствительным плоскостям приемников определяет линию визирования солнечного датчика OZп. Линия OXп, перпендикулярная плоскости нормалей фотоприемников и визирной оси OZп, и направление OYп, дополняющее оси OХп, OZп до правого ортогонального приборного трехгранника OXп Yп Zп, образуют плоскую координатную систему ОХпУп. Информация об угловых координатах центра Солнца определяется по состоянию выходных сигналов фотоприемников и фиксации момента времени их переключения. Направление на центр Солнца определяется в два этапа:

– вращением КА вокруг оси OХп до момента появления хотя бы одного сигнала с фотоприемника;

– вращением КА вокруг оси OУп до момента появления сигнала с двух фотоприемников.

ДАТЧИКИ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Фиксация во времени моментов переключения сигналов и знание значений угловой скорости вращения КА позволяют вычислить и запомнить угловые координаты центра Солнца в истинной или условной инерциальной системе координат. При этом погрешность определения координат центра Солнца зависит от точности, с которой фиксируются переключения и учитываются угловые скорости. Проведение специальных калибровочных работ с СДП-1 позволяет получить точностные характеристики в несколько угловых минут.

Оптическая камера каждого канала ПОС (СДП-1) состоит из:

– нейтрального фильтра;

– щелевой маски;

– фотоприемника.

Нейтральный фильтр используется для ослабления потока излучения Солнца, поступающего на вход оптической камеры, с целью обеспечения допустимого уровня освещенности фотоприемника. Нейтральный фильтр выполняется методом вакуумного напыления металлической пленки на верхнюю часть кварцевого стекла марки К-208 и слой In2O3, имеющего электрический контакт с корпусом прибора для снятия электрического заряда.

На нижнюю часть кварцевого стекла нанесена непрозрачная металлическая пленка, на которой методом фотолитографии сформирована щелевая маска. Щелевая маска предназначена для формирования освещенности при попадании Солнца в поле зрения камеры.

В качестве фотоприемника в оптической камере используется фотодиод.

Солнечный датчик положения СДП-1 имеет следующие оптические параметры:

• коэффициент пропускания фильтра – 1/2500…1/3000;

• фокусное расстояние (расстояние от фотоприемной поверхности до щелевой маски) – F = 10,5 мм;

• ширина щели – 200 мкм. Форма щели выбрана с учетом обеспечения постоянной ширины поля зрения и освещенности фотодиода.

Усилительный тракт прибора содержит два идентичных канала, усиливающих сигналы с каждого фотодиода. Оба канала фотоприемБОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ ника и усилителя дублированы с холодным резервированием. Сигнал с фотодиода через развязывающие сопротивления поступает на пороговые устройства. При превышении входного напряжения заданного уровня на выходе появляется сигнал высокого уровня (логическая единица). Питание осуществляется постоянным напряжением 12, Основные характеристики СДП-1 приведены в табл. 3.7.

Точность определения ориентации Недостатком датчиков Солнца является невозможность функционирования в тени Земли.

Магнитное поле Земли имеет достаточно высокую напряженность. На магнитных полюсах его силовые линии направлены отвесно и характеризуются напряженностью порядка 60 мкТл, 0,6 Гс. На магнитном экваторе они практически горизонтальны и имеют интенсивность порядка 30 мкТл, 0,3 Гс. Форма магнитного поля Земли и динамика ее изменения достаточно хорошо изучены, что позволяет делать прогноз на несколько лет вперед (например всемирная модель магнитного поля WMM 2005).

Это дает основания для определения ориентации КА на основе измерения составляющих вектора напряженности магнитного поля в осях приборной системы координат. Таким образом, магнитометр – это прибор, предназначенный для измерения параметров магнитного

ДАТЧИКИ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

поля Земли (электромагнитной индукции). В качестве примера может быть приведен датчик магнитного поля, выпускаемый фирмой Meda, США (рис. 3.8).

Рис. 3.8 Датчик магнитного поля, выпускаемый фирмой Meda, США При суммарном весе блока чувствительных элементов и блока электроники около 1,8 кг датчик обладает способностью измерять магнитное поле интенсивностью в диапазоне 0,1…1,0 Гс с точностью порядка 1 %. Это дает возможность определять ориентацию вектора напряженности магнитного поля Земли в приборной системе координат с точностью порядка десятых долей градуса.

Магнитометр разработки НИИЭМ (г. Истра) состоит из первичного датчика геомагнитного поля, располагаемого на внешней стороне корпуса КА, и трехканального электронного преобразователя, реализованного в исполнительных платах коммутационно-преобразующего устройства.

Первичный датчик геомагнитного поля представляет собой датчик ферроиндукционного типа и содержит три феррозонда (ферроиндукционных преобразователя), размещенных параллельно осям ребер куба. Оси феррозондов ориентируются параллельно координатным осям КА.

Каждый феррозонд состоит из сердечника и четырех обмоток:

– обмотки возбуждения;

– сигнальной обмотки;

– компенсационной обмотки;

– калибровочной обмотки.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Сердечник изготовлен из тонкой ленты аморфного пермаллоя (материал с очень узкой петлей гистерезиса).

Обмотка возбуждения предназначена для принудительного перемагничивания сердечника током возбуждения.

Сигнальная обмотка предназначена для получения сигналов, несущих информацию об измеряемом поле.

Компенсационная обмотка предназначена для реализации компенсационного метода измерения. Калибровочная обмотка используется при проведении технологических тестов системы для компенсации индукции геомагнитного поля и задания калибровочных сигналов.

В состав электронного преобразователя входят следующие функциональные узлы:

– генератор импульсов тока возбуждения;

– трехканальный преобразователь сигналов измерения;

– трехканальный формирователь токов калибровки.

Преобразователь включает три одинаковых взаимно ортогональных феррозонда, жестко закрепленных в корпусе. Три крышки вместе с корпусом образуют электрически замкнутый экран, защищающий феррозонды от наводок электромагнитного поля. Электрическое соединение феррозондов с внешними устройствами и их калибровка осуществляются через соединители.

На корпусе преобразователя установлена шпилька металлизации, обеспечивающая электрический контакт с корпусом КА посредством проводного соединения кабельными наконечниками.

Феррозонд состоит из магнитопровода, катушки и колодки с восемью контактами. Магнитопроводом является пермаллоевая лента, вложенная в катушку. На катушке намотаны четыре обмотки: сигнальная, компенсации, калибровки и возбуждения.

Трехканальный формирователь токов калибровки используется в процессе проведения теста магнитометра. Он предназначен для компенсации внешнего поля и задания калибровочного поля.

ДАТЧИКИ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Каждый канал формирователя содержит цифроаналоговый преобразователь (ЦАП), сумматор и усилитель мощности.

Технические характеристики магнитометра приведены в табл. 3.8.

Технические характеристики преобразователя геомагнитного поля приведены в табл. 3.9.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

4. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ СИСТЕМ СТАБИЛИЗАЦИИ

И ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

В настоящее время в качестве исполнительных органов для систем стабилизации и ориентации космических аппаратов (КА) используются следующие электромеханические устройства: силовые гироскопические комплексы (СГК), комплексы управляющих двигателей-маховиков (КУДМ), комплексы магнитных исполнительных органов (КМИО), а также газореактивные и стационарные плазменные двигатели.

Однако функции их ограничиваются кратковременной работой для обеспечения особо точной ориентации или коррекции положения КА, подверженного внешним возмущениям.

Основным достоинством СГК, КУДМ и КМИО является способность создавать управляющие моменты лишь за счет затрат электроэнергии без затрат, подобно жидкостным или газореактивным двигателям, специального рабочего тела – топлива или газа. Для современных КА наблюдения за объектами в космосе или на Земле и работающих на орбите несколько лет необходимые запасы топлива могут исчисляться десятками тонн, если программные повороты КА осуществлять только с помощью реактивных двигателей. Использование же для этой цели электромеханических исполнительных органов позволяет создавать практически безрасходные системы ориентации.

4.1. Силовые гироскопические комплексы Силовые гироскопические комплексы предназначены для использования в качестве исполнительных органов систем стабилизации и ориентации тяжелых и средних КА. СГК создают управляющие моменты в режимах стабилизации и программных поворотов КА относительно опорной системы координат.

По сравнению с двигателями-маховиками СГК обладают тем преимуществом, что позволяют создавать управляющие моменты высокого уровня при значительно меньшей мощности потребляемой электроэнергии. Для современных высокодинамичных систем ориентации КА это отличие может составлять несколько порядков.

ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ

СИСТЕМ СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Другим важным для КА достоинством СГК является их способность реализовывать линейное, широкодиапазонное и высокоточное управление моментом, благодаря чему могут быть получены точности стабилизации КА, измеряемые единицами угловых секунд. Применение СГК в системах ориентации КА способствует также достижению более высокой надежности работы систем ориентации – чрезвычайно важного требования в космической технике. Это достигается как комплексированием исполнительных устройств различного типа и принципа действия, так и за счет достаточно просто осуществляемого резервирования элементов самого СГК. По этим причинам в состав практически всех современных прецизионных, высокодинамичных систем ориентации КА включаются СГК. В силу специфики решаемых ими задач, особенностей функционирования и конструкторских решений они представляют собой самостоятельный класс гироскопических устройств.

Ведущим в России в области разработки СГК для различного рода КА является ФГУП «НИИ командных приборов». В течение последних 30 лет предприятием разработано несколько поколений СГК, изготовлено более 500 комплексов, которые наработали в условиях космического пространства более 33 лет, а при наземных испытаниях – около 50 лет. Отдельные образцы при испытаниях непрерывно работали до 15 лет. При этом полностью подтверждены как высокая надежность разработанных СГК, так и эффективность их применения.

Основным типом СГК, разрабатываемых в настоящее время, являются гиродины – двухстепенные управляющие силовые гироскопы. Первый комплекс этого типа с кинетическим моментом гироскопа 100 Н.м.с был спроектирован для космической астрофизической лаборатории «Гамма» [33], созданной РКК «Энергия». В системе ориентации данного КА использовалось шесть гироскопов. Они обеспечили безотказную ориентацию КА в течение 1,5 лет при угловых скоростях программного поворота до 1 град/сек, точности стабилизации КА до 0,003 град/сек по угловой скорости и 10 – 15 угл.сек по углу (рис. 4.1).

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Рис. 4.1 Двухстепенный управляющий силовой гироскоп На основе гироскопов с кинетическим моментом 250 Н.м.с разработаны гиродины для серии астрофизических КА типа «Спектр», создаваемых НПО им. С.А. Лавочкина [28] (рис. 4.2).

Рис. 4.2 Гиродины для астрофизических КА типа «Спектр»

Для международной космической станции «Альфа» разработаны и изготовлены гиродины, гироскопы которых имеют кинетический момент 5000 Н.м.с (рис. 4.3).

Специфической особенностью СГК является построение их на базе гироскопов с бесконтактным подвесом чувствительного элемента в потоке газа или жидкости. Некоторые СГК оснащены приборами астрокоррекции, для чего разработаны звездные каталоги, методы

ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ

СИСТЕМ СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

предпусковой калибровки командных приборов и автономного определения начальной ориентации гироплатформы.

Проектирование всех современных СГК базируется на технических решениях, унифицированных по принципу построения. У силового гироскопа – это ротор из специально обработанной высокопрочной стали, шарикоподшипниковые опоры ротора с узлами подпитки маслом, вакуумированный корпус из алюминиевых сплавов, в части электропривода – низкоскоростные бесконтактные двигатели постоянного тока с высокоэффективными магнитами и широкодиапазонной системой управления скоростью. Электроника комплексов обеспечивает тестирование, самоконтроль и глубокую диагностику работы СГК.

Разработанные технические решения позволяют реализовать современные технические требования, предъявленные к СГК создателями КА, в частности ресурс работы комплекса до 10-15 лет, уровни максимального управляющего момента до 1000 Н.м, диапазон регулирования управляющего момента 1 : 2000, точность реализации управляющего момента 1-2 %, точность формирования информации об угловом положении гироскопа до 3-5 угл.мин. При этом в зависимости от объекта применения может быть реализовано конструктивное исполнение как для герметичных, так и негерметичных приборных

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

отсеков КА. Возможность достижения указанных характеристик базируется на многолетних испытаниях элементов, узлов, систем и приборов по подтверждению их технических характеристик в течение длительного ресурса, а также на результатах их эксплуатации в натурных условиях.

4.2. Комплексы управляющих двигателей-маховиков Наряду с силовыми гироскопическими комплексами в системах ориентации и управления КА по-прежнему широко используется другой тип электромеханических исполнительных устройств – управляющие двигатели-маховики. Двигатели-маховики изготавливаются на основе управляемого моментного бесконтактного двигателя постоянного тока и предназначены для использования в качестве исполнительного органа систем стабилизации и ориентации средних и малых КА с длительным сроком службы (рис. 4.4).

Функции маховой массы выполняет ротор с постоянными магнитами, расположенными на максимально возможном диаметре. В двигателях-маховиках максимально снижены тормозные моменты.

Электродвигатель обеспечивает реверсивное вращение ротора-маховика, его торможение, а величина создаваемого им вращающего (управляющего) момента при этом может плавно меняться в заданном диапазоне в соответ- Рис. 4.4 Общий вид двигателя-маховика

ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ

СИСТЕМ СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

ствии с сигналом управления, подаваемым на вход двигателя-маховика. Двигатели-маховики для управления КА объединяются в комплекс из трех, четырех или шести управляющих двигателей-маховиков. Внешний вид одного из управляющих двигателей-маховиков показан на рис. 4.4.

В состав КУДМ (разработки ФГУП «НИИ командных приборов») для КА «Монитор-Э», например, входят четыре двигателя-маховика (ДМ), предназначенные для создания управляющих моментов по осям, параллельным осям вращения роторов ДМ, и электронный прибор (ЭП), предназначенный для управления четырьмя ДМ и сопряжения КУДМ с системами управления и телеметрической информации. Двигатели-маховики устанавливаются по схеме «пирамида» (см. раздел 6).

В состав ЭП входят один резервированный контроллер (резервирование горячее) и восемь блоков управления двигателями (БУД). С каждым ДМ связаны два БУД (основной и резервный), которые формируют канал управления (КУ) соответствующего ДМ. Двигательмаховик вместе с каналом управления является оборудованием «горячего резерва» и называется управляющим двигателем-маховиком (УДМ).

Схема КУДМ предусматривает возможность управления (включения/отключения) резервами в каждом канале управления по командам бортовой системы управления (БСУ).

ДМ на основе бесконтактного двигателя постоянного тока (БДПТ) может работать в режимах разгона, торможения и выбега. При разгоне (торможении) на КА действует управляющий момент в соответствии с управляющим сигналом, заданным бортовой цифровой вычислительной системой (БЦВС). При выбеге на КА действует момент, определяемый сопротивлением вращению ротора. Напряжение питания подается на КУДМ непосредственно от системы электроснабжения (СЭС) без коммутации на отдельный разъем.

Включение КУДМ осуществляется в два этапа. Сначала при подаче напряжения питания включаются модули оконечного устройства (ОУ) в ЭП, после чего КУДМ готов к приему управляющих кодовых сигналов из БЦВС. Включение и отключение модулей ОУ осущестБОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ вляется одновременно через коммутатор по команде БЦВС. На втором этапе производится выбор и включение КУ по командам из БЦВС.

При этом включается либо основной, либо резервный БУД выбранного КУ. Затем в соответствии с выдаваемыми БЦВС управляющими кодами задается требуемое значение управляющего момента для всех включенных КУ. Управляющий момент, действующий на корпус КА, создается не позднее чем через 0,3 сек после получения КУДМ управляющего кода. При нулевых значениях управляющего кода роторы ДМ переходят в режим выбега.

Обмен информацией между КУДМ и БЦВС осуществляется с использованием магистрального последовательного интерфейса по ГОСТ Р 52070-2003 [8] в соответствии с протоколом электрического и информационного взаимодействия между КУДМ и БЦВС. Основные технические характеристики КУДМ приведены в табл. 4.1.

Кинетический момент ДМ, в пределах Максимальный управляющий момент Минимальный управляющий момент Максимальный момент сопротивления Потребляемая мощность одного КУ при частоте вращения ротора 4000 об/мин и упра- 83 Вт вляющем моменте 0,1 Н.м, не более Потребляемая мощность одного КУ при частоте вращения ротора 0 об/мин и управляю- 8 Вт щем моменте 0 Н.м, не более Двигатель-маховик предназначен для создания управляющих моментов по оси ротора. ДМ выполнен из унифицированных модульных

ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ

СИСТЕМ СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

– корпуса с крепежным фланцем;

– защитного кожуха;

– двух радиально-упорных шарикоподшипников (ШП);

– бесконтактного двигателя постоянного тока с датчиком положения ротора (ДПР);

– двух динамических узлов подпитки ШП маслом;

– датчика температуры ШП;

– кабеля с вилкой.

ДМ представляет собой ротор (маховик) с жестко закрепленной осью вращения. ДМ приводится в движение БДПТ, обеспечивающим наилучшие энергетические характеристики прибора в широком диапазоне частот вращения и высокую надежность. Изменение кинетического момента ДМ производится путем изменения частоты вращения ротора. Прибор выполнен реверсивным, чтобы иметь возможность создавать моменты как положительного, так и отрицательного знаков.

В собранном виде ДМ, БДПТ и ДПР представляют собой единую электромеханическую систему, регулировка которой обеспечивает максимальный вращающий момент при заданном энергопотреблении, а также симметричность характеристик при вращении влево и вправо.

Ротор двигателя-маховика установлен на оси, консольно закрепленной в корпусе на скоростных радиально-упорных подшипниках, и приводится во вращение БДПТ, установленным по оси ротора маховика. Для показанного на рис. 4.4 бесконтактного двигателя постоянного тока обмотка статора является трехфазной с соединением фаз в «звезду» без вывода нулевой точки. Для работы с резервным БУД статор имеет резервную обмотку. ДПР предназначен для съема информации об угловом положении ротора, используемой для коммутации фаз двигателя. В качестве датчика положения ротора используется индукционный датчик типа «микросин».

Информация об угловой скорости ротора представляет собой последовательность импульсов, частота следования которых пропорциональна скорости. За один оборот ротора с ДПР снимается 48 импульсов.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Подвод электрического питания на двигатель, съем информации о скорости вращения ротора и температуре ШП-узлов осуществляется через разъем, который устанавливается на корпусе ДМ.

Электронный прибор обеспечивает:

– управление четырьмя ДМ по кодовым сигналам, передаваемым из БЦВС по мультиплексному каналу обмена (МКО);

– передачу в БЦВС по МКО информации о скорости и токе двигателей ДМ и об исправности УДМ;

– формирование телеметрической информации и передачу ее в систему телеметрической информации (СТИ).

Электронный прибор состоит из контроллера и четырех каналов управления ДМ, каждый из которых состоит из основного и резервного блока управления двигателем. Контроллер содержит два дублированных приемопередающих устройства (ППУ), два модуля резервированного ОУ (ОУ1 и ОУ2), включающего кодер/декодер, три выполненных на базе микропроцессоров адаптера обмена (АО1…АО3) (троированный канал), обеспечивающих выдачу и прием информации из КУ, восемь контроллеров БУД (по количеству БУД), производящих необходимую обработку информации, поступающей в блоки БУД и выдаваемой из них.

Блок управления двигателем предназначен для:

– приема из контроллера команд на включение (отключение) двигателя-маховика и кода заданного управляющего момента;

– выдачи в контроллер кода и знака средней скорости, кода тока двигателя, признака неисправности канала УДМ по несоответствию фактического значения момента заданному;

– формирования в обмотках двигателя тока, соответствующего заданному моменту с определенной дискретностью;

– коррекции тока ДМ с целью учета влияния на суммарный момент момента сопротивления двигателя, изменения сдвига угла коммутации фаз и других факторов, влияющих на управляющий момент;

– контроля соответствия фактического значения управляющего момента заданному по информации о скорости вращения и выработки признака неисправности УДМ по управляющему моменту;

ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ

СИСТЕМ СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

– контроля соответствия фактического значения тока двигателя заданному с учетом поправок и выработки признака неисправности УДМ по току.

Функциональная схема блока БУД приведена на рис. 4.5. В состав БУД входят счетчик импульсов (СЧИ), цифроаналоговый преобразователь (ЦАП), усилитель обратной связи (УОС), широтно-импульсный модулятор (ШИМ), датчик тока (ДТ), коммутатор (К), формирователь импульсов (ФИ), двигатель-маховик (ДМ), вторичный источник питания (ВИП).

Каждый БУД обеспечивает регулирование тока в диапазоне от до максимума (3,2 А). Предусмотрена одновременная работа основного и резервного каналов одного УДМ. При этом суммарный ток двигателя изменяется от 0 до 6,4 А.

БУД обеспечивает выдачу в контроллер БУД аналоговой информации (в виде напряжения постоянного тока) о токе двигателя с выхода УОС и информации о скорости вращения ротора в виде последовательности импульсов, формируемых по сигналам с ДПР с помощью ФИ.

В табл. 4.2 приведены основные характеристики и габаритные размеры двигателей-маховиков, разрабатываемых НПП ВНИИЭМ [35].

В табл. 4.2 обозначены: * – проектные данные; напряжение питания – 24…34 В постоянного тока (для ДМ-3 –12…14 В).

управляющем моменте Му, Вт, Модель

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

СИСТЕМ СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Все двигатели-маховики предназначены для эксплуатации электромеханических блоков вне герметичного контейнера КА. ДМ и ДМ- имеют конструктивно обособленный электронный блок управления, размещаемый в герметичном приборном контейнере КА. В двигателях-маховиках, предназначенных для малых КА, электромеханический и электронный блоки конструктивно совмещены.

Эти двигатели-маховики имеют цифровой интерфейс (интерфейс сигналов управления ДМ и ДМ-1 – аналоговый). Все двигателимаховики имеют встроенный датчик частоты вращения ротора, вырабатывающий N импульсов на один оборот ротора маховика. Электронные блоки ДМ, ДМ-1 и ДМ-2 построены по схеме холодного резерва каналов управления. Двигатели-маховики модели ДМ в течение ряда лет успешно эксплуатировались на космических аппаратах «МЕТЕОР-3», «РЕСУРС», «ЭЛЕКТРО» (GOMS) [23,27].

На рис. 4.6 (а, б) показаны комплекты блоков двигателей-маховиков ДМ и ДМ-1.

Двигатель-маховик для космических аппаратов малой массы имеет вид, показанный на рис. 4.7.

На рис. 4.6 и рис. 4.7 введены следующие обозначения:

1 – защитный кожух;

3 – электрический соединитель;

4 – монтажная поверхность;

– направление вектора кинетического момента.

Двигатели-маховики входят в состав систем ориентации и стабилизации спутников типа ГЛОНАСС. Спутник ГЛОНАСС конструктивно состоит из цилиндрического гермоконтейнера с приборным блоком, рамы антенно-фидерных устройств, приборов системы ориентации, панелей солнечных батарей с приводами, блока двигательной установки и жалюзи системы терморегулирования с приводами.

Система ориентации и стабилизации обеспечивает успокоение спутника после отделения от средств выведения, начальную ориентацию солнечных батарей на Солнце и продольной оси спутника на Землю, затем ориентацию продольной оси спутника на центр Земли и нацеБОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ Рис. 4.6 Комплект блоков двигателей-маховиков Рис. 4.7 Двигатель-маховик для КА малой массы

ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ

СИСТЕМ СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

ливание солнечных батарей на Солнце, а также стабилизацию спутника в процессе коррекции орбиты. Для минимизации возмущений на движение центра масс спутника разгрузка двигателей-маховиков производится с помощью магнитопровода.

В режиме начальной ориентации на Солнце с помощью управляющих двигателей-маховиков осуществляется разворот спутника относительно его продольной оси до появления Солнца в поле зрения прибора ориентации на Солнце, который установлен на панели солнечных батарей. Режим ориентации на Землю начинается из положения ориентации на Солнце путем разворота спутника с помощью двигателей-маховиков вокруг оси, ориентированной на Солнце, до появления Земли в поле зрения прибора ориентации на центр Земли. В штатном режиме с помощью управляющих двигателей-маховиков по сигналам с приборов обеспечивается ориентация оси спутника вместе с антеннами на центр Земли. Ориентация солнечных батарей на Солнце осуществляется по одному каналу путем разворота спутника вместе с солнечными батареями с помощью управляющего двигателямаховика и разворотов панелей батарей относительно корпуса спутника по другому каналу с помощью привода вращения солнечных батарей в соответствии с сигналами приборов ориентации на Солнце.

управляющих двигателей-маховиков Для разгрузки управляющих двигателей-маховиков, установленных на низкоорбитальных КА, могут применяться электромагниты, создающие при соответствующем управлении ими магнитные моменты, приводящие при взаимодействии с магнитным полем Земли к механическим моментам, действующим на КА.

Выбор магнитов для включения с целью разгрузки КУДМ осуществляет система стабилизации и ориентации (см. раздел 7). При этом учитывается ориентация магнитов (ориентация КА) относительно силовых линий магнитного поля Земли.

Вектор магнитной индукции в проекциях на оси связанной системы координат (ССК) КА может быть определен путем непосредБОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ ственного измерения с помощью магнитометра (см. раздел 3.5) или расчетным путем с использованием модели магнитного поля Земли, а также текущих координат подспутниковой точки и параметров ориентации КА относительно орбитальной системы координат (ОСК), рассчитываемых на борту, как это реализовано в интегрированной системе управления КА «Монитор-Э ».

Комплекс магнитных исполнительных органов разработки НИИ КП (г. Санкт-Петербург) включает в себя три электромагнита, каждый из которых имеет основную и резервную обмотки, намотанные на один общий сердечник, и электронный прибор управления магнитами.

Управление КМИО осуществляется из БЦВС через блок силовой автоматики. Командный сигнал на каждый электромагнит может иметь знак «+» или « ».

КМИО, примененный на КА «Монитор-Э», имеет магнитный момент 50 А.м 2. Для других КА при необходимости он может быть увеличен до 300-400 А.м 2 (КА «RAMOS»).

Программное обеспечение управления КМИО размещается в БЦВС и в вычислительном ядре (ВЯ) коммутационно-преобразующего устройства (КПУ). Алгоритмы системы управления движением выдают признак разрешения разгрузки в алгоритмы системы стабилизации и ориентации. Алгоритм разгрузки с помощью КМИО передает в алгоритм управления КМИО в БЦВС управляющие сигналы по осям X, Y и Z. Алгоритм управления КМИО также принимает признак включения (выключения) КМИО, формирует управляющее слово КМИО и передает это слово в вычислительную систему (ВС) КПУ.

Алгоритм управления КМИО в КПУ формирует три управляющих слова (по осям X, Y и Z) и передает их в ЭП КМИО. КМИО включается, отрабатывает заданные командные сигналы и передает в КПУ информацию о состоянии блоков X, Y и Z.

Алгоритм управления КМИО в БЦВС принимает и анализирует ответные слова КМИО из КПУ для идентификации отказавших блоков комплектов А и Б, оценки готовности и работоспособности КМИО, формирует и передает в алгоритмы ССО и СУД информацию о состоянии КМИО в виде слова исправности. Также алгоритм управИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ

СИСТЕМ СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

ления КМИО в БЦВС формирует и передает в ПО интегрированной системы управления телеметрические параметры.

Для комплекса магнитных исполнительных органов с магнитным моментом ± 300 А.м2 габаритно-массовые характеристики имеют следующие значения:

• длина магнитов – 1м;

• масса каждого магнита – 4 кг;

• электронный прибор имеет габариты 290 180 65;

• общая масса КМИО – 14 кг.

Другим средством магнитной разгрузки УДМ может служить система сброса кинетического момента (ССКМ) разработки НИИ ЭМ (г. Истра). ССКМ включает в себя как магнитные исполнительные органы, так и средства измерения параметров магнитного поля.

Выбор средства магнитной разгрузки (ССКМ, КМИО + магнитометр) для каждого конкретного КА осуществляется исходя из баланса потребных и располагаемых магнитных моментов, возможных ограничений по массе и габаритам, ценовых показателей.

Газореактивные двигатели применяются в системах ориентации больших КА [2, 4]. Однако функции их ограничиваются кратковременной работой для обеспечения особо точной ориентации или коррекции положения КА, подверженного внешним возмущениям. Так, в проекте спутника «АУОС-СМ-КФ» (ГКБ «Южное») [27] для осуществления прецизионной ориентации на Солнце предусмотрена работа специальной газореактивной системы.

В проекте «РЕЗОНАНС» управление угловым движением КА может осуществляться с применением либо реактивных двигателей, работающих на выбросе из сопла азота или аргона, либо реактивных однокомпонентных двигателей, работающих на выбросе из сопла продуктов разложения гидразина, либо электромаховичных исполнительных органов, либо магнитных исполнительных органов, работающих на принципе взаимодействия собственного электромагнитного

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

поля с магнитным полем Земли. В состав газореактивной системы входят двигатель коррекции траектории и системы (основная и резервная) микродвигателей стабилизации, каждая из которых состоит из 4-х двигателей стабилизации КА в канале крена (моментная схема) и 4-х двигателей стабилизации в каналах тангажа и рыскания (силовая схема).

Каждый двигатель коррекции траектории обеспечивает:

– выдачу удельного импульса, – взаимное фазирование траекторий нескольких КА относительно друг друга и требуемой силовой линии путем выдачи до 20 м/с характеристической скорости на каждом КА, – выдачу импульсов коррекции траекторий до 3 м/с ежемесячно для каждого КА (в сумме за 3 года существования до 110 м/с).

Двигатель имеет следующие характеристики:

• угловое отклонение вектора тяги от геометрической оси двигателя – 0,5 град, • точность установки двигателя на корпусе КА – 1 мм, • расстояние от точки приложения тяги до центра масс КА – 0,5 м.

При массе КА 350 кг данный двигатель будет создавать линейное ускорение в направлении продольной оси 0,0714 ± 0,014 м/с2.

Микродвигатели стабилизации предназначены для:

– стабилизации углового положения КА, – создания и ликвидации угловой скорости переориентации, – «разгрузки» электромаховичных исполнительных органов.

С точки зрения управляемости КА, управляющий момент, создаваемый двигателями стабилизации, по крайней мере, должен превышать возмущающий момент от работы двигателя коррекции с разумным запасом в пределах 1,5…2. То есть управляющий момент

ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ

СИСТЕМ СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

должен составить 1…1,32 Н.м в каналах тангажа и рыскания и не менее 0,01 Н.м в канале крена.

Двигатели такой тяги будут создавать управляющие моменты и соответствующее угловое ускорение • в канале тангажа – M z = 1,2 Н.м и Az = 0,34 град/с2, • в канале рыскания – M y = 1,2 Н.м и Ay = 0,275 град/с2, • в канале крена – M x = 0,0096 Н.м и Ax = 0,00122 град/c2.

Полученные значения угловых ускорений в каналах тангажа и рыскания потребуют повышенного расхода рабочего тела на стабилизацию КА, а в канале крена будет ощущаться недостаточная управляемость КА при переориентациях. Для достижения определенного компромисса между управляемостью и расходом рабочего тела ужесточают технологические требования к точности изготовления КА и двигателей стабилизации:

• при отклонении вектора тяги двигателя коррекции от центра посадочных отверстий – 0,5 мм (вместо 1 мм), • при точности установки двигателя коррекции на корпусе КА – 0,5 мм (вместо 1 мм), • при отклонении положения центра масс КА от продольной оси – 5 мм (вместо 20 мм).

Выбранная таким образом тяга двигателей стабилизации обеспечивает несколько повышенный расход рабочего тела, но достаточную управляемость КА при работе двигателя коррекции и хорошую управляемость КА в режиме переориентаций и поисковых движений при восстановлении трехосной ориентации.

4.5. Магнитные исполнительные органы Как указывалось выше, наиболее предпочтительная для малого спутника система ориентации определяется требованиями к его угловому движению и к его массово-габаритным параметрам и энергетическим возможностями. Если возможности установки активных исполнительных органов и датчиков ориентации наряду с вычислителем и запасом энергии отсутствуют, то наиболее подходящим претенБОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ дентом является пассивная магнитная система ориентации. Одним из возможных вариантов такой системы является система, состоящая из постоянного магнита, обеспечивающего восстанавливающий момент, и гистерезисных стержней, установка которых решает проблему рассеяния энергии возмущенного движения спутника относительно его центра масс.

При размещении элементов системы в теле спутника необходимо учитывать взаимное размагничивание гистерезисных стержней и влияние поля постоянного магнита, из-за которого возможен сдвиг рабочей точки стержня, и, как следствие, ухудшение его демпфирующих свойств. В отличие от постоянного магнита, эффективность работы которого практически пропорциональна величине его дипольного момента, эффективность стержней (способность демпфировать начальное движение и вносить минимальные возмущения в установившееся движение спутника) определяется их объемом, используемым материалом, схемой размещения, способом термообработки и в значительной мере их удлинением.

Одной из тенденций совершенствования исполнительных органов систем стабилизации и ориентации КА является применение комплексных систем ориентации. Так, ориентацию обитаемого модулькорабля для экспедиции на Марс планируется производить (для надежности) двумя способами: с помощью гиродинов или с использованием ионных двигателяей.

Для микро- и наноспутников перспективным является использование систем гравитационной стабилизации, где в качестве стабилизаторов вместо жесткой гравитационной штанги применяются гибкие протяженные элементы: тросы, ленты. Введение таких элементов позволяет снизить стоимость системы стабилизации и уменьшить массу КА, что особенно важно для малых КА.

Еще одним перспективным направлением, способным обеспечить точную стабилизацию концевых тел космических тросовых систем, является разработка активной системы стабилизации с использованием реактивных микродвигателей. Предполагается, что реактивные микродвигатели найдут широкое применение также при создании средств ориентации малогабаритных спутников.

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОРИЕНТАЦИИ

КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПО ИНФОРМАЦИИ ОТ АСТРОДАТЧИКОВ

5. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

ПО ИНФОРМАЦИИ ОТ АСТРОДАТЧИКОВ

Методы определения местоположения по звездам известны с древнейших времен. Наблюдая известные звезды с помощью секстанта, ориентированного известным образом относительно местного горизонта и Севера (отвес, магнитный компас), и зная текущее время по часам, наши предки умели определять широту и долготу местонахождения своего корабля в открытом море.

В течение последних десятилетий методы астроопределений широко распространились в сфере не только морской, но и авиационной навигации. Созданы астроинерциальные системы навигации, позволяющие осуществлять высокоточную астрокоррекцию навигационных параметров, определяемых с помощью инерциальных средств.

В ракетно-космической технике получили широкое применение астроприборы, используемые для коррекции параметров текущей ориентации космического аппарата, определяемых инерциальными приборами.

В бортовых системах управления (БСУ), создаваемых МОКБ «Марс», активно используются астродатчики типа АД-1 собственной разработки. Чувствительным элементом АД является ПЗС-матрица. В состав АД входят оптическая система, блоки электроники, включающие цифровой вычислитель, а также защитная бленда, предотвращающая попадание в объектив прямых и отраженных солнечных лучей в конусе, охватывающем угловое поле зрения АД с необходимым запасом.

Выходными параметрами прибора являются координаты световых точек («энергетических центров»), фиксируемые на фоточувствительной матрице и пересчитываемые к приборной системе координат (ПСК) АД, материализуемой установочными плоскостями его корпуса.

Поле зрения АД-1 составляет 12о 12о, его чувствительность позволяет индицировать звезды до 6-й звездной величины. Периодичность обновления данных – 2 сек.

Дальнейшая обработка информации АД производится в бортовой цифровой вычислительной системе (БЦВС) системы управления.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Важнейшей функцией соответствующего фрагмента программного обеспечения (ПО) БЦВС является опознавание звезд (часть энергетических центров может оказаться ложными звездами – бликами от посторонних частиц, «пузырьками» в стекле объектива и т.п.), неразрывно связанная с функцией определения ориентации по данным АД. Фундаментом для выполнения этих функций является каталог звезд, хранимый в памяти БЦВС. Каталог содержит координаты (направляющие косинусы) звезд и ограничен по объему звездной величиной, определяемой чувствительностью АД.

Задача определения ориентации КА в инерциальном пространстве сводится к определению взаимного положения двух ортогональных трехгранников: связанного с КА (связанная система координат – ССК) и определяющего базовую инерциальную систему координат (ИСК) (см. приложение I).

Взаимное положение двух трехгранников может быть определено с помощью трех углов поворота (углы Эйлера, Эйлера – Крылова).

Они, однако, обладают существенным недостатком: для одного из углов, равного 90, два других теряют смысл и становятся неопределенными.

В качестве параметров ориентации можно взять девять элементов матрицы направляющих косинусов ортов (единичных векторов) одного трехгранника относительно системы координат, связанных с другим трехгранником. Такая матрица не имеет особенностей и может быть посчитана для любых взаимных ориентаций двух трехгранников. Из девяти элементов независимыми будут только три, поскольку в силу ортогональности матрицы имеют место шесть известных уравнений связи между этими элементами. Однако в вычислительных процедурах в БЦВС необходимо помнить и использовать все девять элементов, что требует значительного расхода ресурсов (памяти, времени).

Наиболее удобным при машинной реализации является математический объект, называемый кватернионом (см. Приложение I), характеризующий вектор поворота одного трехгранника относительно другого и включающий четыре элемента. Первый из них определяет модуль вектора поворота, а три других – ориентацию этого вектора относительно базового трехгранника.

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОРИЕНТАЦИИ

КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПО ИНФОРМАЦИИ ОТ АСТРОДАТЧИКОВ

В качестве базовой инерциальной системы координат, в которой, в частности, зафиксированы координаты звезд в астрономических каталогах, используется инерциальная геоцентрическая система координат (ИГСК). Точное определение ИГСК содержится в документе «ПЗ-90» (ПЗ – параметры Земли), выпущенном топографическим управлением МО РФ и имеющем статус государственного стандарта.

Одна из осей ИГСК направлена по оси вращения Земли в сторону Северного полюса, вторая лежит в плоскости земного экватора и направлена в точку весеннего равноденствия, третья дополняет систему координат до правой (рис. 5.1).

Рис. 5.1 Ориентация ИГСК относительно Солнца в полночь 21/22 марта (весеннее равноденствие) Поскольку ось вращения Земли не сохраняет во времени свою ориентацию в инерциальном пространстве, а процессы прецессии и нутации земной оси описываются известными соотношениями, за основу принимается положение этой системы координат на конкретный момент времени. Этот момент называется «эпохой». В настоящее время за «эпоху» принимается положение, имевшее место в полночь на 1 января 2000 года, и называется «эпохой 2000 года» (международное обозначение – J2000).

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Задачи опознавания звезд и определения ориентации по данным АД в разработках МОКБ «Марс» решаются в четырех вариантах.

1. Вариант «Коррекция параметров ориентации КА, полученных интегрированием показаний гироскопического измерителя вектора угловой скорости (ГИВУС)».

В этом случае алгоритмы обработки информации АД, располагая априорной информацией об ориентации КА (а следовательно, и ПСК АД), обращаются к фрагменту звездного каталога, соответствующему тому участку звездного неба, который может попасть в зону наблюдения АД.

Далее сопоставляются угловые расстояния между энергетическими центрами, индицируемыми АД, и угловые расстояния между звездами, попавшими в выбранный фрагмент каталога (с допуском на инструментальную погрешность АД). Тем самым идентифицируются наблюдаемые звезды и отсеиваются объекты, не являющиеся звездами.

После этого находятся угловые расстояния между координатами звезд, наблюдаемых АД и зафиксированных в «априорной» инерциальной системе координат с одной стороны, и соответствующих звезд из каталога в ИГСК с другой стороны, и по методу наименьших квадратов находится вектор малого поворота от априорной ИСК к ИГСК, то есть вектор коррекции (поправок к априорным, полученным по данным ГИВУС, параметрам ориентации).

Это наиболее «быстрый» вариант, обеспечивающий обновление данных для коррекции параметров ориентации (с учетом располагаемых вычислительных ресурсов БЦВС) с периодичностью 4 сек.

2. Вариант «Астрокоррекция против Солнца».

В этом случае в БЦВС закладывается кодовой командой из наземного комплекса управления (НКУ) вектор направления на Солнце в ИГСК, а алгоритмы управления, определив с помощью солнечных датчиков направление на «реальное» Солнце, разворачивают КА таким образом, чтобы визирная ось включенного для этой цели АД была направлена «против реального Солнца».

В результате алгоритмы обработки информации АД также располагают априорной информацией, но не о полной пространственной

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОРИЕНТАЦИИ

КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПО ИНФОРМАЦИИ ОТ АСТРОДАТЧИКОВ

ориентации АД, а лишь об одном направлении в ИСК. В результате работы с выбранным фрагментом каталога производится опознавание звезд и определение матрицы (кватерниона) ориентации КА в ИГСК.

Ввиду недостаточности априорной информации по сравнению с первым вариантом процесс оказывается более длительным.

3. Вариант «Определение ориентации из неизвестного положения».

Здесь априорная информация об ориентации отсутствует вовсе и алгоритмы обработки информации АД вынуждены производить поиск по всему звездному каталогу. С учетом располагаемых вычислительных ресурсов БЦВК определение ориентации занимает еще большее время.

4. Вариант 3 с поддержкой наземного комплекса управления.

Процесс может быть существенно ускорен, если обработка информации производится на мощных вычислительных средствах НКУ по телеметрической информации БЦВС, содержащей данные наблюдений АД (при сохранении при этом стабильной ориентации КА в ИСК).

Полученный путем наземной обработки кватернион ориентации передается на борт КА по кодовой команде. В результате знание ориентации на борту КА восстанавливается.

Все перечисленные варианты использования астроизмерений предполагают наличие в БСУ достоверной информации ГИВУС, имеющего в своем составе четыре измерительных канала. Если же в силу множественных (два и более) отказов измерительных каналов ГИВУС определение полной (трехосной) ориентации КА в ИСК по его данным становится невозможным, возникает необходимость перехода к определению и поддержанию ориентации только по данным АД (режим стабилизации на АД, сокращенно – САД).

Такая задача решается в два этапа:

1. Режим «астроудержания». Используется в случае потери информации о текущей ориентации КА (например после аварийного отключения бортовой аппаратуры) после демпфирования угловой скорости КА с использованием располагаемых данных ГИВУС.

В этом случае фиксируются данные АД, полученные в «первом кадре», а далее путем сравнения с ними данных последующих измеБОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ рений (без опознавания звезд!) вычисляется отклонение в ориентации КА от первоначального положения, которое поступает в систему стабилизации для непосредственной отработки (приведения к нулю).

2. Полноценное определение ориентации в ИГСК по данным АД – переход в режим САД. При нахождении КА в рабочей ориентации угловые скорости КА невелики, что позволяет системе стабилизации поддерживать заданное положение КА с приемлемой точностью, несмотря на существенно более редкое обновление текущих данных (0, 25 Гц против 10 Гц при штатном функционировании с использованием ГИВУС).

Переход в режим САД может быть относительно мягким, если отказ ГИВУС зафиксирован своевременно. Если же процесс идентификации отказа ГИВУС затянулся, возможна потеря ориентации.

Именно в этом случае требуется восстановление знания ориентации.

Отдельной задачей является приведение КА в рабочую (орбитальную) ориентацию с использованием только информации АД с непременным учетом возможных засветок АД Солнцем и Луной, затенением их Землей. Эта задача решается во взаимодействии должным образом модифицированного бортового ПО БЦВС и наземного Все описанные выше варианты использования астроизмерений внедрены в разработки МОКБ «Марс» и апробированы на действующих КА «Монитор - Э », «KазСат», «Экспресс-МД1», «KазСат-2», «Электро-Л» и «Спектр-Р».

СТРУКТУРА И ТИПОВЫЕ РЕЖИМЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

6. СТРУКТУРА И ТИПОВЫЕ РЕЖИМЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ

КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Система управления движением (СУД) космического аппарата представляет собой программно-аппаратный комплекс и предназначена для управления движением центра масс. СУД входит в состав функционального программного обеспечения бортовой системы управления (БСУ) и осуществляет управление и координацию подсистем БСУ, а также управляет ориентацией солнечных батарей и остронаправленной антенны. В настоящем разделе основное внимание уделено алгоритмам и программам управления.

6.1. Структура системы управления движением.

Основные задачи системы управления движением Управление режимами функционирования космического аппарата на различных участках полета производится системой управления движением, реализованной в бортовой цифровой вычислительной системе (БЦВС).

СУД решает следующие задачи:

– управление ориентацией КА путем формирования кватерниона заданной ориентации КА в инерциальной системе координат (ИСК) (см. приложение I) для системы стабилизации и ориентации (ССО);

– управление ориентацией остронаправленной антенны (ОНА) путем формирования целеуказания (ЦУ) и признаков режимов для системы управления смежными системами (СУСС);

– управление ориентацией солнечных батарей (СБ) путем формирования целеуказания для СУСС;

– формирование цифровой телеметрической информации (ЦТМИ);

– формирование настраиваемых параметров (НП), используемых алгоритмами СУД;

– контроль состояния КА по информации от смежных подсистем и парирование нештатной ситуации (НШС).

Группы алгоритмов, реализованные в соответствии с задачами СУД, представлены на рис. 6.1.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Управление

КА СБ ОНА

Рис. 6.1 Структура СУД КА. Верхний уровень деления При выполнении задач СУД взаимодействует с другими подсистемами (рис. 6.2).

На рисунке 6.2 обозначено:

СУД – система управления движением;

СУ ЦА – система управления целевой аппаратурой;

СИО – система информационного обеспечения;

СУСС – системы управления смежными системами;

ССО – системы стабилизации и ориентации;

СОВП – система организации вычислительного процесса;

БАКИС – бортовая аппаратура командно-измерительной системы.

СИО ССО

СУ ЦА СОВП

Рис. 6.2 Взаимодействие СУД с другими подсистемами

СТРУКТУРА И ТИПОВЫЕ РЕЖИМЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Система информационного обеспечения (СИО) обеспечивает СУД информацией об ориентации КА с помощью гироскопического измерителя вектора угловой скорости (ГИВУС), астродатчика (АД), солнечного датчика положения (СДП) и информацией, необходимой для управления СБ и ОНА. Текущая ориентация КА описывается кватернионом текущей ориентации визирной системы координат КА относительно условной инерциальной системы координат с помощью матрицы преобразования mort:

ZВ УИСК

При работе с АД возможна реализация следующих режимов:

– Астрокоррекция параметров ориентации (АКР) одним или двумя АД по совокупности звездных кадров на заданном интервале времени (длительность ~1530 мин, выполняется в режиме стабилизации КА в ОСК).

– Промежуточная астрокоррекция параметров ориентации (АКП) одним или двумя АД по совокупности звездных кадров на заданном интервале времени (длительность ~1530 мин, выполняется в режиме стабилизации КА в ОСК).

– Астрокоррекция параметров ориентации, а также калибровка дрейфов ГИВУС (АКД) по результатам текущей и предыдущей астрокоррекций (длительность ~1530 мин, выполняется в режиме стабилизации КА в орбитальной системе координат (ОСК).

– Астрокоррекция против Солнца (АКС) по одному звездному кадру, полученному от АД, визирная ось которого направлена против Солнца, измеренного с помощью СДП (длительность ~1520 мин, выполняется в режиме стабилизации КА в ИСК). Режим используется при построении орбитальной ориентации на начальном участке полета.

– Астрокоррекция из неопределенной ориентации (АКН) – проведение опознавания звезд при отсутствии априорной информации об ориентации КА и определение ориентации КА по результатам опознавания одного из звездных кадров, полученных от включенных АД

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

(длительность ~52104 мин без «форсажа» опознавания, выполняется в режиме стабилизации КА в ИСК).

– Астроудержание (АУД) – определение ориентации КА относительно некоторого начального положения по данным от включенных АД (выполняется с шагом ~24 сек без опознавания звезд в каждом кадре в режиме стабилизации КА в ИСК или ОСК, а также на фоне медленных разворотов КА ~ | | < 0,1 град/сек).

– Стабилизация с использованием АД (САД) – определение ориентации КА по данным от включенного АД в условиях, когда априорная информация об ориентации КА известна с точностью не хуже 1 град (выполняется с шагом ~24 сек в режиме стабилизации КА в ИСК или ОСК, а также на фоне медленных разворотов КА – Астродиагностика ГИВУС (АДГ) – внеплановый сеанс астроопределения параметров ориентации двумя или одним АД по совокупности звездных кадров на заданном интервале времени для проверки информационной исправности рабочего базиса ориентации СИО (длительность ~50 мин, выполняется в режиме стабилизации КА в орбитальной системе координат (ОСК)).

На этапе штатного функционирования при выполнении целевой задачи по полетному заданию (ПЗ) должно быть выполнено не менее 4-х сеансов АКП и 2-х АКД в сутки. Режимы АКП и АКД выполняются на фоне режима инерциальной ориентации (ИНО).

Система стабилизации и ориентации обеспечивает стабилизацию КА в ИСК. Система управления движением в течение всего полета выдает в ССО набор признаков (табл. 6.1), определяющий состояние sptpo1/6...11 угловым скоростям

СТРУКТУРА И ТИПОВЫЕ РЕЖИМЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

демпфирование Динамический режим системы стабилизации и ориентации (признак nrsso) характеризуется структурой и параметрами контура ССО.

ССО реализует следующие динамические режимы:

1. Режим программного разворота (nrsso = 1) – в этом режиме ССО отрабатывает программные развороты, задаваемые СУД через программную скорость и программный кватернион ориентации.

2. Режим стабилизации (nrsso = 2) – в этом режиме ССО осуществляет стабилизацию ориентации в ИСК, задаваемой СУД с помощью кватерниона заданной ориентации. Перевод ССО из режима программного разворота в режим стабилизации производит СУД после отработки программы разворота и успокоения в конечной ориентации.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

3. Режим демпфирования (nrsso = 3) – используется ССО при демпфировании угловых скоростей по всем трем осям связанной системы координат (ССК) до значений, обеспечивающих нормативное начало режима построения солнечной ориентации (ПСО).

4. Режим закрутки (nrsso = 4) – в этом режиме ССО обеспечивает заданную СУД угловую скорость КА.

5. Режим отключения управления (nrsso = 5) – в этом режиме ССО не управляет угловым положением КА и производит выключение органов управления (комплекс управляющих двигателей маховиков (КУДМ), двигатель стабилизации (ДС)). Режим используется на начальном этапе при ожидании готовности ГИВУС и ДС, а также в нештатной ситуации, например режим неориентированного полета.

6. Режим стабилизации оборотов КУДМ (nrsso = 6) – используется на начальном этапе парирования НШС «Интегральный отказ ГИВУС» при полном отсутствии информации об угловом положении и угловой скорости.

Признак режима САД reg_sad_sso формируется СУД в соответствии с циклограммой режима САД после успешного проведения режима астроопределения без априорной информации. При получении признака режима САД система стабилизации и ориентации переходит на использование соответствующих алгоритмов управления.

Используются следующие режимы управления системой стабилизации и ориентации (признак nusso):

1. Стабилизация и развороты с использованием КУДМ (nusso = 1).

2. Стабилизация и развороты с использованием ДС (nusso = 2).

3. Стабилизация с использованием ДС в режиме выдачи координирующего импульса (ВКИ) 2 (nusso = 3). В этом режиме стабилизация по оси OX1 осуществляется отключением одного из ДС, используемых при ВКИ, по осям OY1 и OZ1 – включением необходимых ДС.

4. Стабилизация с использованием ДС и ДК в режиме ВКИ (nusso = 4). В этом режиме по осям OY1 и OZ1 стабилизация осуществляется отключением одного из ДК, по оси OX1 – включением необходимых ДС).

СТРУКТУРА И ТИПОВЫЕ РЕЖИМЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

вание чение точности 1 (КУДМ) 2 (ДС)

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Программная точность выполнения соответствующих конкретной типовой полетной операции – ТПО (за исключением операции «демпфирование угловых скоростей») ориентации ( СПУi) и угловой скорости ( СПУi) определяется признаками, формируемыми СУД (см. табл. 6.2).

Коды точности, соответствующие конкретной комбинации признаков управления ССО, приведены в табл. 6.3.

Разгрузка КУДМ задается СУД по запросу ССО при наличии разрешения в текущем режиме. Например, при выполнении ПЗ признак разрешения разгрузки содержится в составе параметров ПЗ. Запрос на разгрузку формируется по достижении порогового значения угловой скорости двигателя-маховика (ДМ). Разгрузка КУДМ производится ССО в режиме стабилизации с помощью ДС (nrsso=2, nusso=2), при этом на ДМ подается управляющий сигнал, уменьшающий их угловую скорость.

После успешного завершения разгрузки ССО снимает запрос на разгрузку. Далее СУД возвращает ССО в режим стабилизации с помощью КУДМ. Разгрузка может быть прервана СУД в любой момент путем обнуления признака запроса на разгрузку и переводом ССО в режим стабилизации на КУДМ (nusso=1). Также разгрузка может быть проведена принудительно при получении соответствующей кодовой команды (КК).

Система управления смежными системами (СУСС) предназначена для осуществления непосредственного управления бортовыми устройствами (измерительными и исполнительными), а также для обеспечения взаимодействия со смежными системами, такими, как система энергоснабжения (СЭС), система обеспечения тепловых режимов (СОТР) и т.д.

Управление основной частью исполнительных и измерительных приборов производится СУСС по указаниям СИО и ССО. Со стороны СУД задается только соответствующий режим работы. Непосредственное взаимодействие СУД и СУСС включает в себя:

– формирование для СУСС целеуказания (заданного угла установки) для солнечных батарей;

СТРУКТУРА И ТИПОВЫЕ РЕЖИМЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

– формирование для СУСС команд для управления двигательной установкой (ДУ) в режимах выдачи корректирующего импульса;

– формирование для СУСС параметров управления ОНА (целеуказаний, режимов работы);

– получение от СУСС признаков состояния части аппаратуры бортовой системы управления, в т.ч. признаков состояния ДУ, отказов СОСБ, СЭС с целью обеспечения работы КА в нештатной ситуации.

Взаимодействие с бортовой аппаратурой командно-измерительной системы (БАКИС) осуществляется при помощи передачи командной (ПЗ, КК) информации, полученной от наземного комплекса управления (НКУ), потребителям и передачей телеметрической информации от подсистем БСУ через БАКИС в НКУ.

Система управления движением через БАКИС получает от НКУ массив данных полетного задания, который записывается в специально выделенную область оперативного запоминающего устройства (ОЗУ), одновременно формируя соответствующий признак. Второй вид командной информации, получаемой СУД от БАКИС, – кодовые команды. Они реализуются в виде переменных ОЗУ, которым БАКИС присваивает определенные значения в заданный с НКУ момент времени. По получении кодовой команды СУД должна начать выполнение предписываемых действий. Телеметрическая информация в части СУД формируется системой взаимодействия БАКИС в соответствии с перечнем и передается в НКУ. Она включает в себя признаковые массивы (формируются при обновлении информации), разовые срезы (формируются под управлением СУД в определенные моменты времени), массивы, формируемые с заданной частотой.

Система обеспечения вычислительного процесса (СОВП) предназначена для реализации циклограммы вычислений БЦВС, контроля работоспособности БЦВС и при необходимости проведения операций по восстановлению рабочей конфигурации БЦВС, в частности проведения реконфигурации. В процессе реконфигурации СОВП производит перевод граней бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) или блока управления и контроля (БУК) в/из состояния активных или резервных, что может потребовать определенного времени и в некоторых случаях привести к кратковременному прерыванию вычислительного

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

процесса. В связи с этим процедура реконфигурации производится только на тех участках полета, когда она минимально влияет на процессы управления, например вне участков разворота. Таким образом, взаимодействие СУД и СОВП заключается в формировании запретов на реконфигурацию на определенных участках полета.

6.2. Управление движением космического аппарата Структура системы управления движением КА является иерархической (рис. 6.4). Для разработки и анализа соответствующих алгоритмов используются элементы языка графического моделирования Элементарными операциями, которые могут быть реализованы СУД, являются типовые полетные операции, определяющие способ задания ориентации КА, например разворот вокруг заданной оси на заданный угол. ТПО реализуются подсистемой СУД – системой программного управления (СПУ). Последовательности ТПО, реализуемые с целью выполнения какой-либо функциональной задачи, определяют режим работы СУД, например режим построения солнечной ориентации. Все режимы работы СУД реализуются группой алгоритмов-диспетчеров режимов через имеющийся набор ТПО.

Управление переходами СУД в различные режимы осуществляется алгоритмами-диспетчерами управления режимами в зависимости от текущего способа управления режимами СУД, например по циклограмме начального участка или по ПЗ.

Универсальным элементарным способом задания ориентации КА являются типовые полетные операции системы программного управления. С помощью последовательностей ТПО реализуются все режимы управления, кроме режимов демпфирования и закрутки, подготовительного режима и режима неориентированного полета.

ТПО определяет способ задания конечной ориентации КА и способ перехода из начальной ориентации в конечную.

Система программного управления ориентацией КА, являясь подсистемой СУД КА, обеспечивает во взаимодействии с СУД, системой Управление на начальном участке Демпфирование угловых скоростей АК против Солнца Рис. 6.4 Структура СУД КА. Управление ориентацией КА

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

стабилизации и ориентации, системой информационного обеспечения выработку программной (задающей) информации для управления ориентацией КА.

Такое построение системы управления ориентацией КА основано на широко распространенном в теории и практике управления динамическими объектами [1, 2, 14, 15] способе декомпозиции общей задачи управления сложными, в общем случае нелинейными и нестационарными, реальными объектами на иерархически организованный ряд существенно более простых частных задач. При этом частные задачи уже могут быть поставлены и решены достаточно строго, с учетом специфических для них критериев и ограничений. В случае адекватного учета вышестоящими в иерархии системы управления звеньями основных динамических и ресурсных характеристик нижестоящих такой подход к формированию системы управления обеспечивает хорошее качество системы в целом.

В рассматриваемом случае управления ориентацией КА решение общей задачи обеспечивается разделением на задачу программного разворота и задачу слежения-стабилизации.

Целью программного управления ориентацией является формирование программной, привязанной ко времени траектории перевода ориентации КА из начальной ориентации в заданную, с учетом начального и заданного конечного вектора угловой скорости. При этом должны соблюдаться заданные ограничения как на программную ориентацию (сформулированные, в случае необходимости, в виде двух конусов относительно некоторой оси ССК), так и на скорость ее изменения. Кроме этого, ограничения распространяются на управление (угловое ускорение) в полученной редуцированной динамической системе, описываемой системой трех скалярных дифференциальных уравнений второго порядка. Основным критерием оптимальности формируемой траектории является минимум времени маневра. Основной выходной программной информацией СПУ для отработки этого маневра посредством ССО являются кватернион программной ориентации в ИСК и вектор программной угловой скорости в ССК.

СПУ реализует следующие «элементарные» типовые полетные операции, характеризуемые кодом:

СТРУКТУРА И ТИПОВЫЕ РЕЖИМЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

ТПО-0 – стабилизация начальной ориентации.

ТПО-1 – торможение (программное демпфирование).

ТПО-2 – нацеливание по вектору (обеспечение ориентации целевой оси, заданной в ВСК), по целевому направлению, заданному в целевой (ИСК или ВСК в зависимости от признака ncsk) системе координат. Начальная и конечная угловые скорости должны быть равны нулю. Формируется один пространственный разворот с постоянной осью вращения.

ТПО-3 – ориентация по фиксированному кватерниону (заданному в ИСК, начальная и конечная угловые скорости должны быть равны нулю). Формируется один пространственный разворот с постоянной осью вращения.

ТПО-4 – ориентация в соответствии с полиномиальными зависимостями по углам Эйлера.

ТПО-5 – ориентация по произвольному (фиксированному или переменному) кватерниону, заданному в ИСК. Начальная скорость произвольная. Целевая – постоянная по величине и направлению. Целевая скорость задана в ИСК. Реализуется посредством от одного до трех пространственных разворотов с постоянной (для каждого) осью вращения.

ТПО-6 – ориентация по кватерниону (фиксированному или незначительно изменяющемуся), заданному в OСК. Начальная скорость произвольная, конечная (целевая) – постоянная по величине и направлению (или незначительно изменяющаяся), но близкая к орбитальной.

Реализуется посредством от одного до трех пространственных разворотов с постоянной (для каждого) осью вращения. Данная ТПО используется для организации режима ИНО со стабилизацией в ОСК.

ТПО-7 – поворот на заданный угол вокруг оси, заданной в целевой системе координат (ИСК или ВСК). Поворот осуществляется в соответствии со знаком заданного угла. Величина заданного угла не должна превышать трех оборотов. Начальная угловая скорость должна быть равна нулю. Формируется один пространственный разворот с постоянной осью вращения.

ТПО-8 – корректировка кватерниона целевой ориентации в режиме стабилизации с учетом недопустимости засветки радиатора холодильника. Задается автоматически после отработки программного

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

разворота в ТПО-6 в случае наличия соответствующего признака. Номинальный целевой кватернион задается в ОСК, ограничение целевой ориентации задается значениями синуса и косинуса максимально допустимого угла между осью OY1 и направлением на Солнце.

ТПО-9 – нацеливание целевой оси КА (заданной в ССК) по переменному целевому направлению в ИСК (определяемому, например, нацеливанием на заданную (фиксированную) точку поверхности Земли) при дополнительном условии (например принадлежность или минимальное отклонение оси OY1 ССК плоскости экватора с направлением в сторону линейной скорости либо максимизация освещенности солнечных батарей).

ТПО-10 – разгон до заданной скорости – формирование переменной программной ориентации, соответствующей изменению ориентации от начальной (текущей или прошлой программной). При этом программная угловая скорость равномерно изменяется от проекции вектора начальной скорости (текущей или прошлой программной) на вектор заданной до заданной в целевой (ИСК или ССК) системе координат. Условием корректного использования является малость отклонения орта начальной скорости от орта заданной скорости.

Все программные развороты, кроме ТПО-4, формируются как оптимальные по быстродействию с учетом следующих ограничений:

1) ограничений на величину угловой скорости;

2) ограничений на величину углового ускорения, определяемого эллипсоидом располагаемых ускорений.

3) ограничений на угол между осью OY1 и вектором, направленным на Солнце.

Реализуются два способа соблюдения этих ограничений: ограничение угла при развороте (коррекция траектории разворота путем выполнения промежуточного разворота) и ограничение угла в конечной ориентации (коррекция кватерниона конечной ориентации). При этом как начальная, так и конечная ориентации КА должны удовлетворять указанным ограничениям.

Необходимость соблюдения ограничения в развороте определяется признаком, формирующимся в зависимости от текущего способа

СТРУКТУРА И ТИПОВЫЕ РЕЖИМЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

управления режимами СУД и реализованным в виде НП. Ограничения для разворота соблюдаются в режиме автономного управления и при работе по ПЗ.

Необходимость соблюдения ограничения в конечной ориентации определяется признаком, задаваемым в ПЗ, или – при отсутствии ПЗ – признаком из НП в зависимости от способа управления режимами.

Ограничение соблюдается в режиме автономного управления.

При отсутствии этого признака предполагается, что начальное и конечное состояния являются допустимыми.

Набор ТПО может быть различен для разных КА в зависимости от требований технического задания на систему управления КА.

Некоторые варианты использования ТПО СПУ в СУД:

– ТПО-1 может быть альтернативой демпфированию (средствами ССО) в случае ненулевой текущей скорости перед задействованием ТПО-2, 3, 7;

– ТПО-2 используется при проведении режима АКС;

– ТПО-5 используется в режиме ПСО на этапе «приведения Солнца» в центр СДП. Кроме этого, ТПО-5 может являться альтернативой связке ТПО-1 – ТПО-3 в случае ненулевой начальной (текущей) скорости.

– ТПО-6 предназначена для реализации штатного режима работы – поддержания ориентации, заданной в ОСК.

– ТПО-7 используется в ПСО на этапе поиска Солнца, также может использоваться, например, для проведения юстировки целевой аппаратуры.

Вследствие зависимости в рассматриваемой системе располагаемых (предельно реализуемых) угловых ускорений, в частности от мгновенной ориентации в ССК оси поворота, что обусловлено различием развиваемых управляющих моментов и моментов инерции по связанным осям КА, получение близкого к оптимальному по быстродействию решения даже в редуцированной системе является в общем случае нетривиальной задачей. Поэтому в качестве следующего этапа упрощения исходной задачи принято ограничение множества решений классом последовательных, оптимальных по быстродействию разБОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ воротов с постоянной для каждого ориентацией оси поворота. В этом случае произвольная переориентация с учетом ограничений на ориентацию может быть осуществлена не более чем за четыре последовательных разворота, каждый из которых описывается скалярным дифференциальным уравнением второго порядка с постоянным ограничением на управление. При этом ограничение углового ускорения для каждого разворота определяется эллипсоидом располагаемых в ССК ускорений и ориентацией оси вращения. Специфической особенностью решения этих уравнений является необходимость учета периодического характера вращательного движения и, в общем случае, ненулевых краевых условий по угловой скорости. Предварительно должна быть решена задача определения краевых условий для каждого из последовательных разворотов, включая, в случае неполного задания, доопределение целевой ориентации, а в некоторых согласованных случаях – и переопределение целевой ориентации, не удовлетворяющей заданным ограничениям.

Решение перечисленных задач осуществляется с использованием аппарата и методов векторной алгебры, алгебры кватернионов, элементов функционального анализа [22].

Система программного управления, например для КА «Электро», выдает программную (задающую) информацию для управления ориентацией спутника, а также для управления солнечными батареями и остронаправленной антенной.

6.2.2. Режимы работы системы управления движением Режим работы СУД определяется функциональной задачей, решаемой в текущий момент времени (рис. 6.5) [6]. СУД реализует следующие функциональные режимы:

1. Подготовительный режим. В этом режиме СУД ожидает готовности ГИВУС и ДС перед началом демпфирования. Управление ориентацией КА не производится.

2. Демпфирование угловых скоростей. В этом режиме ССО производит демпфирование угловой скорости КА до величины, обеспечивающей нормативное начало режима ПСО.

Рис. 6.5 Диаграмма состояния космического аппарата

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

3. Построение солнечной ориентации. В этом режиме СУД производит построение и поддержание солнечной ориентации по показаниям СДП путем последовательности программных разворотов.

4. Инерциальная ориентация. В этом режиме производятся стабилизация и программные развороты КА в инерциальной или в орбитальной системе координат. Режим реализуется с помощью одной из описанных выше типовых полетных операций СПУ и позволяет задавать различные способы задания ориентации КА. Режим ИНО реализуется при автономном управлении режимами СУД или по ПЗ. При реализации режима по ПЗ возможно задание следующих модификаций:

• ИНО-0: стабилизация ориентации КА, имеющейся на момент начала режима (ИСК). ТПО предназначена для использования в НШС.

Реализуется через ТПО – 0.

• ИНО-1: торможение – программное уменьшение угловой скорости от текущего значения до нуля. Реализуется через ТПО-1.

• ИНО-2: нацеливание по вектору – обеспечение ориентации целевой оси, заданной в ВСК, по целевому направлению, заданному в целевой (ИСК или ВСК) системе координат. Начальная угловая скорость должна быть равна нулю. Формируется один пространственный разворот с постоянной осью вращения. Реализуется через ТПО-2.

• ИНО-3: ориентация по фиксированному кватерниону, заданному в ИСК или ОСК. Значение кватерниона задается в ПЗ. Переход в заданную ориентацию осуществляется путем программного разворота. В случае если задана ориентация в ИСК, режим реализуется через ТПО-3. Если ориентация задана в ОСК, то через ТПО-6.

С помощью задания соответствующего признака в слове параметров режима возможна замена кватерниона штатной ориентации (см.

ИНО-8) на кватернион, заданный в ПЗ (операция используется при выполнении сезонного разворота).

При осуществлении стабилизации в ОСК возможно задание признака соблюдения ограничения на угол между осью Y и направлением на Солнце. В этом случае СУД производит коррекцию заданного кватерниона ориентации с целью соблюдения ограничения по засветке

СТРУКТУРА И ТИПОВЫЕ РЕЖИМЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

радиационного холодильника. Программные развороты не проводятся.

Режим реализуется через ТПО-6 и ТПО-8.

• ИНО-4: ориентация в соответствии с полиномиальными зависимостями по углам Эйлера. Режим может использоваться при необходимости осуществления разворота по определенной траектории.

Реализуется через ТПО– 4.

• ИНО-5: ориентация по кватерниону, заданному в ИСК на момент начала режима. Начальная скорость произвольная, целевая – постоянная по величине и направлению. Целевая скорость задана в ИСК или ОСК.

Реализуется посредством от одного до трех пространственных разворотов с постоянной (для каждого) осью вращения через ТПО-5.

• ИНО-7: поворот на заданный угол вокруг заданной оси. Ось поворота задается в ИСК или ВСК. Поворот осуществляется в соответствии со знаком заданного угла. Величина заданного угла не превышает трех оборотов. Начальная угловая скорость должна быть равна нулю. Формируется один пространственный разворот с постоянной осью вращения. Реализуется через ТПО СПУ-7.

• ИНО-8: ориентация по штатному кватерниону. В этом режиме в качестве заданного используется кватернион штатной ориентации, значение которого заложено в виде настраиваемого параметра. Изменение значения кватерниона штатной ориентации возможно с помощью задания в ПЗ ИНО-3 (см. выше).

В остальном режим аналогичен режиму ИНО-3. Возможно задание ограничения на угол между осью ОY1 и направлением на Солнце в конечной ориентации.

На фоне режима ИНО реализуются режимы работы с АД (АКР, АКД, АКН).

Выдача корректирующего импульса (ВКИ) – в этом режиме СУД реализует циклограмму выдачи корректирующего импульса в соответствии с циклограммой режима и информацией из ПЗ. Режим является расширением режима ИНО.

Астрокоррекция против Солнца (АКС) – режим предназначен для построения режима ИНО с использованием АД. В этом режиме проводится сеанс астрокоррекции с предварительным разворотом КА в

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

положение, в котором визирная ось используемого АД направлена в противоположное от Солнца направление.

Астрокоррекция из неориентированного положения (АКН) – режим астрокоррекции из неопределенного положения, предназначенный для использования в НШС при построении ИНО. Для успешного проведения этого режима требуется больше времени, чем для штатного режима АКC.

Неориентированный полет (НОП) – режим работы в НШС, в котором производится отключение контура управления ССО и всех измерительных приборов, за исключением ГИВУС.

Астродиагностика ГИВУС (АДГ) – режим работы с АД, используемый при диагностике ГИВУС.

Гиростабилизация (ГС) – режим закрутки КА вокруг заданной оси используется в НШС и задействуется по кодовой команде. По достижении заданной скорости КА переводится в режим НОП с выключением ГИВУС.

Режим стабилизации на АД (САД) – режим работы при НШС «Интегральный отказ ГИВУС». В этом режиме для определения текущей ориентации КА используется только информация АД.

Режим ИНО в НШС – модификация режима ИНО, используемая в НШС. В этом режиме производится стабилизация КА в ИСК. Способ задания ориентации (стабилизация текущего или заданного положения) и исполнительные органы (КУДМ или ДС) определяются Режим ИНО с обеспечением максимального энергопритока (Eсб max) – модификация режима ИНО, используемая при отказе СБ.

В этом режиме производится стабилизация в ИСК.

Способ управления режимами СУД зависит от текущего состояния системы и командно-программной информации (КПИ), поступающей с наземного комплекса управления. СУД реализует следующие способы управления режимами:

СТРУКТУРА И ТИПОВЫЕ РЕЖИМЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА