ТОП 10:

IV. Комплексное использование датчиков ориентации



 

В качестве примера комплексного использования датчиков направления в системе ориентации и стабилизации положения КА ниже описан процесс ориентации экспериментального метеорологического спутника, предназначенного для непрерывного наблюдения облачного покрова Земли с помощью телевизионных камер и инфракрасного радиометра. Средства наблюдения, которыми оборудован спутник, имеют очень высокую разрешающую способность. Этим определяются жесткие требования к системе ориентации и стабилизации. Спутник должен быть стабилизирован с точностью по тангажу и по крену и курсу. В системе ориентации использованы два ИК датчика горизонта, датчики Солнца и гироскопические датчики курса. Исполнительными органами являются три инерциальных диска, по одному на каждую ось, приводимые во вращение миниатюрными электродвигателями. Независимо от ориентации конструкции спутника, которой обеспечивается направленность телевизионных камер и ИК радиометра на Землю, осуществляется ориентация панелей солнечных батарей на Солнце. Система ориентации солнечных батарей управляется сигналами датчиков Солнца, расположенных на одном валу с панелями. В результате работы системы ориентации основание спутника с установленными на нём телевизионными средствами при перемещении спутника по орбите всегда направлено к Земле, т. е. спутник за каждый оборот на орбите совершает разворот на вокруг оси, перпендикулярной плоскости орбиты, в то время как панели с солнечными батареями всё время разворачиваются на Солнце. Оборудование системы ориентации спутника показано на рис. 4.

 

Рис. 4. Оборудование системы ориентации метеорологического спутника:

1 ─ солнечная бленда ИК датчика; 2 ─ панель с солнечными батареями; 3 ─ ИК датчик горизонта; 4 ─ датчик Солнца; 5 ─ контактные кольца вала солнечных панелей; 6 ─ инерциальный диск; 7 ─ солнечный датчик системы ориентации панелей; 8 ─ вал солнечных панелей.

 

 

Система ориентации начинает действовать через 2 сек после отделения спутника от ракеты-носителя. Прежде всего открывается сопло тангажа и в течении 20 сек выпускается струя холодного азота. Спутник начинает разворачиваться. Сигналы с ИК датчиков горизонта, расположенных по оси полёта и развёрнутых относительно друг друга на , поступают через усилитель на вычислительное устройство, которое сравнивает их и выдаёт команду на работу одного из сопл коррекции крена. Одновременно для коррекции тангажа на вычислительное устройство поступает сигнал от ИК датчика горизонта, направленного вперед, регулирующий работу сопл тангажа. В результате спутник принимает заданное положение по осям тангажа и крена с погрешностью до и вращается со скоростью, не превышающей об/сек. После этого газовая система ориентации отключается.

Для приведения спутника в заданное положение по всем трём осям с погрешностью не более сигналы ИК датчиков горизонта с вычислительного устройства поступают на соответствующие приводы инерциальных дисков, которые раскручиваются до некоторой скорости, пропорциональной входному напряжению. Возникающий при этом вращающий момент приложен к конструкции спутника и вызывает его вращение. По мере разворачивания спутника сигнал ошибки уменьшается. Так как масса спутника значительно превышает массу инерциального диска, то скорость разворота спутника очень маленькая, что обеспечивает высокую точность отработки рассогласования. После компенсации сигнала ошибки спутник стабилизируется в откорректированном состоянии. Успокоение инерциального диска производится газовой струей сопла, включаемого пороговым детектором в цепи запуска инерциального диска.

Через сек после отделения спутника вступает в действие грубый датчик Солнца, состоящий из расположенных по периметру спутника восьми солнечных элементов. Он фиксирует положение спутника относительно Солнца, и по его сигналам курсовой угол спутника приводится к заданному значению с погрешностью не более . В течении последующих 180 сек инерциальный диск устройства точного контроля курса приводит спутник к курсовому углу с точностью не хуже . Через 6 мин после отделения от ракеты-носителя спутник оказывается ориентированным. Чувствительный солнечный датчик используется для проверки дрейфа гироскопов оси курса. Он устроен так, что освещается Солнцем только тогда, когда луч падает под прямым углом к местной вертикали. Выходное напряжение с этого датчика через систему телеконтроля посылается на Землю, где оно сравнивается с сигналом калиброванного гироскопического устройства, и в случае расхождения на борт спутника посылается сигнал на коррекцию.

Панели, на которых смонтированы солнечные батареи, развёртываются через сек после отделения спутника от ракеты-носителя. Панели ориентируются относительно Солнца с погрешностью до .

 

 







Последнее изменение этой страницы: 2016-12-14; Нарушение авторского права страницы

infopedia.su Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав. Обратная связь - 54.161.31.247 (0.003 с.)