II. Управление непилотируемым полётом

Оглавление

Сокращения................................................................................................. 3

Введение..................................................................................................... 4

I. Управление непилотируемым полётом................................................... 5

Блок-схема системы управления АМС............................................ 6

II. Датчики направления................................................................................. 7

Датчики горизонта............................................................................ 7

Датчики астроориентации............................................................. 11

Датчики Солнца.............................................................................. 12

III. Гироскопические датчики........................................................................ 13

Гироскопические датчики угловых скоростей............................. 14

Свободные гироскопы.................................................................... 15

IV. Комплексное использование датчиков ориентации............................. 17

V. Бортовой вычислительный комплекс малых КА.................................... 20

Архитектура зарубежных бортовых компьютеров...................... 20

Структура унифицированного БВК МКА....................................... 23

VI. Двигательная установка космического аппарата................................... 27

Маршевый двигатель..................................................................... 27

Вспомогательные космические РДТТ........................................... 31

VII. Наземная сеть слежения за дальними КА.............................................. 34

VIII. Список используемой литературы.......................................................... 36

 

 

Сокращения

 

КА ─ космический аппарат

АМС ─ автоматическая межпланетная станция

ИК ─ инфракрасный

БВК ─ бортовой вычислительный комплекс

МКА ─ малый космический аппарат

БА ─ бортовая аппаратура

НКУ ─ наземный комплекс управления

БК ─ бортовой компьютер

КТС ─ командно-телеметрическая система

СК ─ системный контроллер

ЛК ─ локальный контроллер

ЖРД ─ жидкостный ракетный двигатель

РДТТ ─ ракетный двигатель твёрдого топлива

ЦУП ─ центр управления полётом

БЦ ─ баллистический центр

НКУ ДКА ─ наземный комплекс управления дальними КА

ДСК ─ дальняя космическая связь

 

 

 

 

"Поехали..." Ю. А. Гагарин

Введение

Космическая эра, начавшаяся запуском в Советском Союзе первого искусственного спутника земли, характеризуется не только выдающимися достижениями человечества в деле изучения и освоения космического пространства, но и возникновением и развитием новых разделов науки и техники, без которых эти успехи были бы не возможны. Одним из таких разделов является теория управления движением космических аппаратов. Проблема управления движением космического аппарата может изучаться в двух направлениях: во-первых, как задача получения заданной траектории полёта, и во-вторых, как задача управления угловым положением космического аппарата, т.е. управления его ориентацией.

Основная особенность условий, в которых работают КА заключается в отсутствии силы тяжести и в быстрой смене ориентиров при полёте на орбите. Ориентация КА в пространстве и поддержание их в ориентированном состоянии, т.е. стабилизация их положения, осуществляется по сигналам многочисленных датчиков направления, использующие самые различные принципы определения направления. Сигналы датчиков направления преобразуются бортовыми вычислительными устройствами в управляющие сигналы, задающие режимы работы исполнительным устройствам системы ориентации и стабилизации.

Кроме информации о положении КА, бортовые вычислительные устройства обрабатывают также обширную информацию навигационного назначения о дальности, скорости, направлении перемещения и манёвра КА, которая поступает от измерительных, радиолокационных и других средств, а также командную информацию от наземных станций слежения.

На основе всей этой информации вырабатываются соответствующие сигналы управления на двигатели КА и осуществляется коррекция программ работы КА. Бортовым вычислительным устройством осуществляется также предварительная обработка информации для системы телеконтроля за работой устройств и агрегатов КА. Таким образом, бортовое вычислительное устройство является основным связующим звеном в комплексе радиоэлектронных средств, обеспечивающих полёт космического аппарата.

 

II. Датчики направления

 

Решение задач ориентации и навигации космических аппаратов всех классов основывается на применении элементов, позволяющих тем или иным способом контролировать ориентацию КА в пространстве ─ так называемых датчиков направления. Чаще всего это элементы, чувствительные к направлению на источник излучения энергии в некотором участке спектра. Однако используются и элементы, чувствительные к направлению силовых линий магнитного поля, к направлению потока ионизированных частиц и другие. Выбор принципа определения направления и типа датчика определяется общим назначение КА и конкретными условиями работы системы ориентации, в которой используется датчик. Так, для ориентации орбитальных КА относительно планеты, вокруг которой расположена орбита, обычно используются инфракрасные датчики горизонта, работающие по принципу температурного контраста между планетой и космическим пространством. Система таких датчиков обеспечивает получение бортовым вычислительным устройством информации, достаточной для точного определения направления на центр диска планеты. Для ориентации панелей солнечных батарей на Солнце используются датчики, чувствительные к его излучению ─ датчики Солнца. Для привязки направления осей АМС в космическом пространстве с целью определения параметров траектории и проведения манёвров используются астродатчики, датчики Солнца и другие датчики направления. Некоторые из них рассмотрены ниже.

Датчики горизонта

Принцип работы датчиков горизонта основан на границе температур космического пространства (примерно 4°К) и диска планеты (около 260°К для Земли), являющейся источником излучения инфракрасной энергии. При этом скачок температуры отмечается, когда ось датчика пересекает линию горизонта.

В качестве чувствительного к ИК излучению элемента часто применяют терморезисторы. Для того чтобы с большей точностью определить момент, когда датчик пересекает линию горизонта, в его состав входит оптическая система, ограничивающая угол зрения датчика, и механическое, оптическое или электрическое сканирующее устройство для осуществления поиска линии горизонта. Выбор типа сканирующего устройства определяется в первую очередь способом стабилизации спутника в пространстве и методами последующего использования информации о горизонте. При стабилизации спутника вращением сканирующее устройство вообще может отсутствовать.

Рассмотрим простейший импульсный датчик горизонта, устанавливаемый на спутниках, ось вращения которых перпендикулярна плоскости орбиты. Здесь сканирование пространства осуществляется за счёт вращения спутника, как показано на рис. 2,а.

 

 

Рис. 2. Схемы сканирования датчиков горизонта:

а ─ для спутников с наклонной орбитой; б ─ для стационарных спутников.

 

 

Датчик состоит из германиевого терморезистора, оптического фильтра и линзы, обеспечивающей угол зрения 1,3°. Масса датчика вместе с транзисторным усилителем составляет 226 г. Его назначение заключается в выработке в момент пересечения осью оптической системы линии горизонта сигналов, позволяющих определить угол между направлением на линию горизонта и местной вертикалью. Датчик реагирует на перепад температур между Землей и космосом.

 

 

Датчик горизонта устанавливается на спутнике так, что его оптическая ось перпендикулярна оси вращения спутника. При вращении спутника вырабатывается положительный импульс напряжения в течении времени, когда объектив направлен на Землю. В усилителе этот импульс дифференцируется и на выходе усилителя получается короткий положительный всплеск в момент пересечения полем зрения оптической системы линии горизонта в направлении "космос ─ Земля" и отрицательный всплеск при пересечении горизонта в направлении "Земля ─ космос". Положение оси вращения спутника относительно местной вертикали может быть вычислено, если известно время между двумя пересечениями линии горизонта, период вращения спутника, высота его орбиты и диаметр планеты.

На рис. 3 приведена телеметрическая запись сигнала такого датчика. Пересечения линии горизонта отмечены здесь положительными и отрицательными импульсами для каждого оборота спутника.

 

 

 

Рис. 3. Телеметрическая запись сигналов датчика горизонта.

 

 

Для устранения ошибок из-за таких помех, как холодные облака циклонного происхождения на больших высотах, перед объективом установлен фильтр, исключающий участок спектра, характерный для таких облаков.

В наиболее совершенных датчиках, применяемых, например, для стабилизации остронаправленных антенн связных спутников, расположенных на стационарной орбите, используется тот же принцип. Однако в этом случае применяются сложные сканирующие устройства с вибрационным или магнитострикционным механизмом качания зеркала, направляющего излучение на ИК элемент в вертикальной плоскости для поиска горизонта и с круговым вращением этого качающегося зеркала в горизонтальной плоскости для непрерывного отслеживания горизонта. Так как осуществляется непрерывное отслеживание линии горизонта в пределах 360°, то направление на горизонт определяется по результатам большого количества измерений, что исключает случайные ошибки, возникающие при однократных измерениях за счёт неровности линии горизонта, изменений температуры горизонта и других факторов.

Для ориентации КА, находящихся на значительном удалении от планеты, применяются датчики направления, в которых используется полученное оптическим путём полное изображение диска планеты. Такие датчики, например, позволяли получить управляющие сигналы для ориентации на Землю остронаправленных антенн АМС, находящихся на поверхности Луны, а также АМС, посланных в сторону Венеры и Марса. Изображение диска планеты проектируется на два или четыре сектора, в каждом из которых помещён свой чувствительный элемент, и с помощью коммутатора производится сравнение количеств ИК энергии, принимаемых каждым из элементов. Разностный сигнал, получаемый в результате сравнения, используется для целей ориентации. Помимо ориентации сигналы таких датчиков могут быть использованы и для решения других задач, например для навигации и стабилизации КА.

Например, такой датчик был использован в системе стабилизации скорости вращения АМС, запущенной в сторону Луны. Датчик расположен в той части КА, которая при полёте обращена к Земле. Он состоит из системы линз и двух фотоэлементов, сигналы которых подаются на логическую схему.

После отделения КА от ракеты-носителя с оптической системы сбрасываются предохранительные крышки, и в её поле зрения попадает диск Земли. Космический аппарат закручивается вокруг продольной оси и поэтому изображение Земли попадает попеременно то на один, то на другой фотоэлемент. Возникающие в них импульсы тока используются для переключения триггера, выходной сигнал которого в виде последовательности прямоугольных импульсов, следующих с частотой, соответствующей скорости вращения КА вокруг своей оси, подаётся на генератор поднесущей телеметрической системы. Одновременно этот сигнал поступает в решающую систему, где его частота повторения сравнивается с эталонной частотой, соответствующей заданной скорости вращения КА. Если частота повторения импульсов с триггера отличается от эталонной, вырабатывается управляющий сигнал на коррекцию скорости вращения КА.

 

Датчики астроориентации

Для ориентации КА в пространстве широко используются датчики астроориентации, позволяющие зафиксировать направление на выбранную звезду. При использовании астроориентации обеспечивается очень высокая точность, что особенно существенно для АМС, находящихся в автономном полёте длительное время, иногда многие годы. В качестве чувствительных элементов в датчиках астроориентации применяются фотоумножители, видиконы и другие электронные приборы, изображение на которых формируется с помощью длиннофокусной оптической системы. Сигнал ошибки для системы ориентации вырабатывается при отклонении изображения выбранной в качестве ориентира опорной звезды от центра поля зрения. Системой ориентации осуществляется коррекция траектории КА в пространстве до тех пор, пока сигнал ошибки не станет нулевым. Процесс первоначальной ориентации КА на звезду происходит по командам с Земли или от программно-командного прибора в следующей последовательности: КА ориентируется системой солнечной ориентации на Солнце и затем вращается вокруг направления на Солнце до тех пор, пока в поле зрения датчика астроориентации не попадет выбранная заранее звезда, например Канопус. В качестве опорной выбирают такую звезду, которую легко опознать по яркости, спектру или которая находится на участке неба, свободном от других подобных звёзд. После захвата системой ориентации опорной звезды положение всех трёх осей КА в пространстве может быть определено с точностью до 0,005 углового градуса.

Для опознавания опорной звезды при ориентации используется информация о яркости звезды и спектральном составе её излучения. Для опознавания звезды картина участка звёздного неба, наблюдаемая в поле зрения датчика астроориентации, сравнивается бортовым вычислительным устройством с заложенной в его память картой звёздного неба.

Разработаны также датчики астроориентации, основанные на использовании цифровых вычислительных устройств с большим объёмом памяти. Чувствительным элементом является фотоумножитель с вращающейся маской, в которой прорезаны радиальные щели. Свет звезды, прошедший через щель и объектив, регистрируется фотоумножителем. Таким образом, наблюдаемый участок звёздного неба с характерным для него расположением и количеством звёзд преобразуется после щелей в поток импульсов, имеющий определённый и неповторимый закон распределения. В память вычислительного устройства перед стартом заложены выраженные в двоичном коде характеристики импульсного потока, соответствующего картине звёздного неба при правильной ориентации. Для определения необходимой ориентации КА поток импульсов от фотоумножителя сравнивается с заложенной в память информацией. Путём вращения космического аппарата осуществляется поиск картины звёздного неба, при которой достигается наибольшая идентичность импульсных потоков.

 

Рис. 4. Принцип работы дифференциального датчика Солнца:

1 ─ светочувствительные пластины; 2 ─ область тени; 3 ─ экран; 4 ─ поток солнечных лучей; 5 ─ Солнце.

 

 

Датчики Солнца

В связи с относительно большими угловыми размерами Солнца датчики направления на Солнце обычно состоят из двух чувствительных элементов, электрически соединённых в мостовую схему. Конструкция датчика Солнца, как это видно из рис. 4, обеспечивает получение разностного сигнала в следствие различных световых потоков для пары чувствительных элементов. Одновременно в систему солнечной ориентации входит датчик с круговым полем зрения, вырабатывающий информацию о направлении на Солнце с небольшой точностью, достаточной, однако, для ориентации на него поля зрения более точных датчиков.

Свободные гироскопы

Датчики углов (позиционные датчики) играют чрезвычайно важную роль при управлении ориентацией, поскольку, как уже указывалось в начале настоящей главы, задачей системы ориентации является выполнение соотношения (1), связывающего между собой текущее и допустимое значения углов ориентации.

Типичным датчиком такого рода является свободный (обладающий тремя степенями свободы) гироскоп. На рис. 6 приведена одна из возможных схем его конструктивного исполнения. Ротор гироскопа с осью вращения, направленной вдоль оси , создаёт кинетический момент . Этот ротор укреплён во внутренней рамке , способной вращаться вокруг оси , конструктивно закреплённой на внешней рамке , в свою очередь имеющей возможность вращаться вокруг оси относительно корпуса космического аппарата.

 

 

 

Рис. 6. Свободный гироскоп:

1─ внутренняя рамка; 2 ─ внешняя рамка; 3 ─ моментный датчик; 4 ─ преобразующее устройство; 5 ─ гироскоп.

 

 

Как известно из механики, ротор гироскопа обладает свойством сохранять неизменным своё положение в инерциальном пространстве, причём с увеличением кинетического момента уменьшается влияние всякого рода возмущений, нарушающих эту идеализированную картину. Если временно отвлечься от всего, что может нарушить неизменность направления вектора кинетического момента , то очевидно, что вместе с осью ротора неизменным будет сохраняться и положение внутренней рамки подвеса гироскопа. Если корпус КА (на рис. 6 он условно показан в виде заштрихованных подшипников, несущих ось внешней рамки ) будет совершать повороты вокруг оси , то это будет приводить к изменению угла между рамками и , который можно измерить (на рисунке измерительное устройство не показано), а если повороты КА будут происходить вокруг оси , то будет изменяться угол между внешней рамкой и корпусом космического аппарата (на рисунке условно изображена стрелка, измеряющая этот угол).

 

Таким образом, свободный гироскоп даёт возможность измерять два угла поворота КА (этого может быть достаточно для одноосной ориентации, если вектор направить параллельно заданной оси ориентации). В общем случае, если возникает потребность в измерении всех трёх углов, характеризующих угловое положение КА относительно поступательно движущихся осей ориентации, то необходимо использовать комплекс гироскопов, включающий как минимум два свободных гироскопа.

 

Космических аппаратов

 

К малым космическим аппаратам обычно относят аппараты с массой в пределах - кг. Для них характерна низкая стоимость вывода на орбиту, основные области применения ─ дистанционное зондирование Земли и телекоммуникация. Бортовая аппаратура МКА должна отвечать следующим особым эксплуатационным и функциональным требованиям:

· размещение в аппаратном негерметизированном отсеке объёмом - м³ с толщиной стенок отсека - мм;

· отвод тепла от приборов БА через металлические узлы на термоплиты с температурой ;

· большое число запусков в течении длительного периода базовой платформы МКА с разной комплектацией полезной нагрузки на орбиты, существенно отличающиеся по радиационным условиям;

· срок активного существования ─ до - лет;

· двойное назначение платформы ─ для хозяйственных и оборонных целей;

· автономное функционирование, минимальное использование средств наземного комплекса управления;

· использование ресурсов БВК для наземных предстартовых проверок, минимизация функций наземного контрольно-испытательного комплекса.

 

Наиболее тяжёлая проблема ─ обеспечение радиационной стойкости на длительный срок активного существования.

 

Маршевый двигатель

Жидкостный ракетный двигатель ─ химический ракетный двигатель, использующий в качестве ракетного топлива жидкости, в том числе сжиженные газы. По количеству используемых компонентов различаются одно-, двух- и трёхкомпонентные ЖРД. Ракеты-носители и двигательные установки различных космических аппаратов являются преимущественной областью применения ЖРД.

 

Преимущества ЖРД:

 

· Самый высокий удельный импульс в классе химических ракетных двигателей (свыше м/с для пары кислород ─ водород, для пары керосин ─ кислород м/с).

 

· Управляемость по тяге: регулируя расход топлива, можно изменять величину тяги в большом диапазоне и полностью прекращать работу двигателя с последующим повторным запуском. Это необходимо при маневрировании аппарата в космическом пространстве.

 

 

· При создании больших ракет, например, носителей, выводящих на околоземную орбиту многотонные грузы, использование ЖРД позволяет добиться весового преимущества по сравнению с твёрдотопливными двигателями. Во-первых, за счёт более высокого удельного импульса, а во-вторых за счёт того, что жидкое топливо на ракете содержится в отдельных баках, из которых оно подаётся в камеру сгорания с помощью насосов. За счёт этого давление в баках существенно (в десятки раз) ниже, чем в камере сгорания, а сами баки выполняются тонкостенными и относительно лёгкими. В РДТТ контейнер топлива является одновременно и камерой сгорания, и должен выдерживать высокое давление (десятки атмосфер), а это влечёт за собой увеличение веса. Чем больше объём топлива на ракете, тем больше размер контейнеров для его хранения, и тем больше сказывается весовое преимущество ЖРД по сравнению с РДТТ, и наоборот: для малых ракет наличие турбонасосного агрегата сводит на нет это преимущество.

 

В настоящее время для химических ракетных двигателей достигнут предел энергетических возможностей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса, а это ограничивает возможности ракетной техники, базирующейся на использовании химических двигателей, уже освоенными двумя направлениями:

1. Космические полёты в околоземном пространстве.

2. Исследование космоса в пределах Солнечной системы с помощью автоматических межпланетных станций.

 

Существует довольно большое разнообразие схем устройства ЖРД, при единстве главного принципа их действия. Рассмотрим устройство и принцип действия ЖРД на примере двухкомпонентного двигателя с насосной подачей топлива, как наиболее распространённого, схема которого стала классической. Другие типы ЖРД (кроме трёхкомпонентного) являются упрощёнными вариантами рассматриваемого, и при их описании достаточно будет указать упрощения.

 

 

 

Рис. 7. Схема двухкомпонентного ЖРД:

1 ─ магистраль окислителя; 2 ─ магистраль горючего; 3 ─ насос окислителя; 4 ─ насос горючего; 5 ─ турбина; 6 ─ газогенератор; 7 ─ клапан газогенератора (окислитель); 8 ─ клапан газогенератора (горючее); 9 ─ главный клапан окислителя; 10 ─ главный клапан горючего; 11 ─ выхлоп турбины; 12 ─ смесительная головка; 13 ─ камера сгорания; 14 ─ сопло.

 

На рис. 7 схематически представлено устройство ЖРД. Компоненты топлива ─ горючее (1) и окислитель (2) поступают из баков на центробежные насосы (3, 4), приводимые в движение газовой турбиной (5). Под высоким давлением компоненты топлива поступают на форсуночную головку (12) ─ узел, в котором размещены форсунки, через которые компоненты нагнетаются в камеру сгорания (13), перемешиваются и сгорают, образуя нагретое до высокой температуры газообразное рабочее тело, которое, расширяясь в сопле, совершает работу и преобразует внутреннюю энергию газа в кинетическую энергию его направленного движения. Через сопло (14) газ истекает с большой скоростью, сообщая двигателю реактивную тягу.

 

Современный ЖРД снабжается довольно сложной автоматикой, которая должна выполнять следующие задачи:

· Безопасный пуск двигателя и вывод его на основной режим.

· Поддержание стабильного режима работы.

· Изменение тяги в соответствии с программой полёта или по команде внешних систем управления.

· Отключение двигателя по достижении космическим аппаратом заданной орбиты (траектории).

· Регулирование соотношения расхода компонентов.

 

Система автоматического управления двигательной установкой включает в себя датчики давления и расхода в разных точках топливной системы, а исполнительными органами её являются главные клапаны ЖРД и клапаны управления турбиной (на рис. 7 ─ позиции 7, 8, 9 и 10).

ЖРД часто помимо основной функции ─ создание тяги, выполняют также роль органов управления полётом. В современных системах управления ракетами используются поворотные камеры ЖРД, которые крепятся к несущим элементам корпуса ракеты с помощью шарниров, позволяющих поворачивать камеру в одной или двух плоскостях. Компоненты топлива подводятся к камере с помощью гибких трубопроводов ─ сильфонов. При отклонении камеры от оси, параллельной оси ракеты, тяга камеры создаёт требуемый управляющий момент. Поворачиваются камеры гидравлическими или пневматическими рулевыми машинками, которые исполняют команды, вырабатываемые системой управления ракетой.

 

Помимо поворотных камер, иногда используются двигатели, служащие только для целей управления и стабилизации космического аппарата. Две камеры с противоположно направленными соплами жёстко закрепляются на корпусе аппарата таким образом, чтобы тяга этих камер создавала момент силы вокруг одной из главных осей аппарата. Соответственно, для управления по двум другим осям также устанавливаются свои пары управляющих двигателей. Эти двигатели включаются и выключаются по команде системы управления аппаратом, разворачивая его в требуемом направлении. Такие системы управления обычно используются для ориентации летательных аппаратов в космическом пространстве.

 

Космическими аппаратами

 

Средства наземной сети слежения за КА, как правило, выполняют следующие задачи:

· угловое сопровождение КА, находящихся в полёте;

· формирование и передачу на КА командной информации для управления бортовой аппаратурой;

· проведение траекторных измерений и определение траектории полёта;

· приём с борта КА, выделение, обработку и представление телеметрической информации о работе бортовой аппаратуры;

· получение научной информации с борта КА;

· обмен всеми видами информации, необходимой для управления КА, между станциями слежения, центром управления полётом и баллистическим центром;

· контроль работы технических средств сети слежения.

 

 

Рис. 11. Структура наземной сети слежения за КА дальнего космоса.

Состав основных средств НКУ ДКА, обеспечивающих решение этих задач, приведён на рис. 11. Станции сети слежения расположены в Крыму, вблизи г.Евпатории ─ Западный центр ДСК, и на Дальнем Востоке, в г.Уссурийске ─ Восточный центр ДСК. Расположение станций в сравнительно в низких широтах и значительное разнесение их по долготе обеспечивает максимальную зону видимости КА с территории нашей страны и повышенную точность определения траектории полёта по результатам навигационных измерений.

Полётом КА поочерёдно управляют из двух дублирующих друг друга центров управления полётом ─ основного, расположенного в подмосковном г.Калининграде, и регионального, территориально совмещенного с Западным центром ДКС.

В состав НКУ входят также два баллистических центра: один в составе подмосковного Центра управления полётом и второй ─ в Институте Прикладной Математики АН РФ.

С помощью спутниковых и наземных каналов связи телеметрическая информация, принятая станциями слежения с КА, доставляется в ЦУП, а информация, необходимая для управления КА, ─ из ЦУП на станции слежения, откуда она передается на борт КА.

 

 

VIII. Список используемой литературы

 

Сонин Е. К.

С 62 Радиоэлектронное оборудование космических

аппаратов. М., "Энергия", 1972.

96 с. с ил. (Массовая радиобиблиотека. Вып. 807).

 

Управление ориентацией космических аппаратов. Б. В. Рау-

шенбах, Е. Н. Токарев, Изд-во "Наука", Главная редакция

физико-математической литературы, М., 1974, 600 стр.

 

Радиосистемы межпланетных космических аппаратов / Р. В. Бакитько,

М. Б. Васильев, А. С. Виницкий и др.; Под ред. А. С. Виницкого. ─ М.;

Радио и связь, 1993. ─ 328 стр.; ил. ─ ISBN 5-256-01054-9.

 

Олег Гобчанский. Проблемы создания бортовых вычислительных

комплексов малых космических аппаратов // СТА. ─ 2001. ─ №4.

 

http://jg154.org/goxaisaistoe/Двигательная_установка_космического_аппарата

 

http://science.mirtesen.ru/pedia/Жидкостный_ракетный_двигатель

 

http://www.litmir.net/br/?b=115979&p=1

 

http://coollib.com/b/91236/read

 

 

Оглавление

Сокращения................................................................................................. 3

Введение..................................................................................................... 4

I. Управление непилотируемым полётом................................................... 5

Блок-схема системы управления АМС............................................ 6

II. Датчики направления................................................................................. 7

Датчики горизонта............................................................................ 7

Датчики астроориентации............................................................. 11

Датчики Солнца.............................................................................. 12

III. Гироскопические датчики........................................................................ 13

Гироскопические датчики угловых скоростей............................. 14

Свободные гироскопы.................................................................... 15

IV. Комплексное использование датчиков ориентации............................. 17

V. Бортовой вычислительный комплекс малых КА.................................... 20

Архитектура зарубежных бортовых компьютеров...................... 20

Структура унифицированного БВК МКА....................................... 23

VI. Двигательная установка космического аппарата................................... 27

Маршевый двигатель..................................................................... 27

Вспомогательные космические РДТТ........................................... 31

VII. Наземная сеть слежения за дальними КА.............................................. 34

VIII. Список используемой литературы.......................................................... 36

 

 

Сокращения

 

КА ─ космический аппарат

АМС ─ автоматическая межпланетная станция

ИК ─ инфракрасный

БВК ─ бортовой вычислительный комплекс

МКА ─ малый космический аппарат

БА ─ бортовая аппаратура

НКУ ─ наземный комплекс управления

БК ─ бортовой компьютер

КТС ─ командно-телеметрическая система

СК ─ системный контроллер

ЛК ─ локальный контроллер

ЖРД ─ жидкостный ракетный двигатель

РДТТ ─ ракетный двигатель твёрдого топлива

ЦУП ─ центр управления полётом

БЦ ─ баллистический центр

НКУ ДКА ─ наземный комплекс управления дальними КА

ДСК ─ дальняя космическая связь

 

 

 

 

"Поехали..." Ю. А. Гагарин

Введение

Космическая эра, начавшаяся запуском в Советском Союзе первого искусственного спутника земли, характеризуется не только выдающимися достижениями человечества в деле изучения и освоения космического пространства, но и возникновением и развитием новых разделов науки и техники, без которых эти успехи были бы не возможны. Одним из таких разделов является теория управления движением космических аппаратов. Проблема управления движением космического аппарата может изучаться в двух направлениях: во-первых, как задача получения заданной траектории полёта, и во-вторых, как задача управления угловым положением космического аппарата, т.е. управления его ориентацией.

Основная особенность условий, в которых работают КА заключается в отсутствии силы тяжести и в быстрой смене ориентиров при полёте на орбите. Ориентация КА в пространстве и поддержание их в ориентированном состоянии, т.е. стабилизация их положения, осуществляется по сигналам многочисленных датчиков направления, использующие самые различные принципы определения направления. Сигналы датчиков направления преобразуются бортовыми вычислительными устройствами в управляющие сигналы, задающие режимы работы исполнительным устройствам системы ориентации и стабилизации.

Кроме информации о положении КА, бортовые вычислительные устройства обрабатывают также обширную информацию навигационного назначения о дальности, скорости, направлении перемещения и манёвра КА, которая поступает от измерительных, радиолокационных и других средств, а также командную информацию от наземных станций слежения.

На основе всей этой информации вырабатываются соответствующие сигналы управления на двигатели КА и осуществляется коррекция программ работы КА. Бортовым вычислительным устройством осуществляется также предварительная обработка информации для системы телеконтроля за работой устройств и агрегатов КА. Таким образом, бортовое вычислительное устройство является основным связующим звеном в комплексе радиоэлектронных средств, обеспечивающих полёт космического аппарата.

 

II. Управление непилотируемым полётом

 

Все задачи управления полётом КА решаются системой управления. В число этих задач входят как ориентация и стабилизация положения КА в пространстве, так и наведение и навигация КА при его перемещении в космическом пространстве, выходе на околопланетные орбиты, при маневрировании КА с целью сближения с другим аппаратом или при посадке на поверхность планет.