Обеспечивающая определённое положение осей аппарата относительно некоторых заданных направлений. Необходимость данной системы обусловлена следующими задачами:
Задачи, выполняемые аппаратом, могут требовать как постоянной ориентации, так и кратковременной. Системы ориентации могут обеспечивать одноосную или полную (трёхосную) ориентацию. Системы ориентации, не требующие затрат энергии, называют пассивными, к ним относятся: гравитационная, инерционная, аэродинамическая и др. К активным системам относят: реактивные двигатели ориентации, гиродины , маховики, соленоиды и т. д., они требуют затрат энергии запасаемой на борту аппарата. В пилотируемой космонавтике помимо автоматических систем ориентации применяются системы с ручным управлением.
Датчики [ | ]
В качестве датчиков текущего положения аппарата обычно применяются электронно-оптические датчики, использующие в качестве ориентиров различные небесные светила: , Землю, Луну, звёзды . Используется видимый или инфракрасный спектр , второе удобнее, например для Земли, так как в инфракрасной области спектра дневная и ночная сторона отличаются слабо.
Кроме оптических датчиков могут применяться ионные датчики, датчики магнитного поля Земли, гироскопические датчики.
Система стабилизации [ | ]
При переходе с одной орбиты на другую, переходе на траекторию спуска, когда работает основная двигательная установка, необходимо сохранять неизменным направление осей аппарата. Для решения этой задачи предназначена система стабилизации . При стабилизации величина возмущающих сил и моментов намного выше, для их компенсации требуются значительные затраты энергии. Длительности нахождения в этом режиме относительно мала.
Системы стабилизации и ориентации ввиду близости выполняемых ими задач нередко частично объединяют, например для них используют одни и те же датчики. В таких случаях можно говорить о единой системе ориентации и стабилизации космического аппарата .
Пассивные системы [ | ]
Эти системы отличаются экономичностью, однако им присущ ряд ограничений.
Гравитационная [ | ]
Данная система стабилизации использует гравитационное поле планеты, для Земли её использование эффективно для высот орбит от 200 км до 2000 км.
Аэродинамическая [ | ]
Использование данной системы возможно на низких орбитах, где имеются остатки атмосферы, для Земли это высоты от 200 до 400 км. Для высот более 2500 км возможно использование давления солнечных лучей для создания аналогичной системы.
Электромагнитная [ | ]
Путём установки на борту аппарата постоянных магнитов можно добиться определённого положения аппарата относительно силовых линий магнитного поля Земли . Если вместо постоянных магнитов использовать соленоиды , то становится возможным эффективное управление положением, такая система относится уже к разряду активных. Использование электромагнитных систем для подобных Земле планет возможно на высотах от 600 до 6000 км.
Активные системы [ | ]
Системы данного типа требуют затрат энергии.
Газовые сопла [ | ]
Гироскопы [ | ]
Для ориентации и стабилизации массивных космических аппаратов на стационарных орбитах используются инерционные маховики и гиродины . Вращение маховика обычно обеспечивается электродвигателем.
Размер: px
Начинать показ со страницы:
Транскрипт
1 Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 38 УДК Система ориентации и стабилизации космического аппарата по информации с астродатчиков С.В. Кравчук, М.А. Шатский, П.А. Самус Аннотация В работе предложена структура и алгоритмы системы стабилизации и ориентации (ССО) космического аппарата (КА), использующей в качестве информации об угловом положении информацию астродатчиков (АД). Это дает возможность повысить надежность системы управления КА, позволяя продолжать работу КА как при частичном, так и полном отказе гироскопических измерителей. Предлагаемая система внедрена в состав бортовых комплексов управления КА и успешно прошла летные испытания. Показана возможность использования предлагаемой системы как при модернизации систем управления уже находящихся на орбите КА, так и при создании новых. Ключевые слова Космический аппарат; система стабилизации; астродатчик. Введение Система управления угловым движением космического аппарата (КА) предполагает использование высокоточных гироскопических измерителей периодически корректируемых по показаниям оптикоэлектронных устройств. Несмотря на высокую надёжность приборов, используемых в космической отрасли, существует вероятность их отказов. В предлагаемой ССО информация от гироскопических измерителей углового положения полностью или частично заменяется на информацию от АД. Это дает - 1 -
2 возможность повысить надежность системы управления КА, позволяя продолжать работу КА как при частичном, так и полном отказе гироскопических измерителей. Актуальность работы подтверждается имеющимся в настоящее время опытом эксплуатации КА различного класса. Кроме того, отдельные элементы предлагаемой системы используются в целях контроля и диагностики традиционной ССО. В т.ч. решена задача автономного перехода ССО в режим стабилизации по информации АД, что также позволяет повысить надежность выполнения целевой задачи КА. Основной особенностью построения системы стабилизации на АД (САД) в рассматриваемом случае является то, что используемые астродатчики изначально предназначались не для непосредственного использования в контуре управления, а лишь для периодической коррекции ГИВУС. В рамках поставленной задачи было целесообразно создать максимально надёжный алгоритм получения угловой скорости и ориентации КА, учитывающий характеристики АД. Практическая реализация САД осуществлена в МОКБ Марс при эксплуатации КА ДЗЗ «Монитор Э». В процессе штатной эксплуатации этого КА возникли отказы 2 динамически настраиваемых гироскопов (ДНГ) из трёх, входивших в состав ГИВУС. В результате чего единственный работоспособный ДНГ выдавал информацию только о 2-х составляющих вектора угловой скорости КА. К настоящему времени, алгоритмы САД обеспечивают с довольно высокой вероятностью нахождение КА в штатной ориентации, в частности, непрерывное выполнение съемки по целевому заданию в течение одних-трёх суток. При этом ориентация поддерживается с заданной точностью, что позволяет получать достаточно качественные снимки земной поверхности. По опыту работ с КА «Монитор-Э», предлагаемая система внедрена в состав бортовых комплексов управления КА разработки МОКБ Марс. Например, успешно прошла летные испытания КА Экспресс МД1. Таким образом, показана возможность использования предлагаемой системы как при модернизации систем управления уже находящихся на орбите КА, так и при создании новых КА различного назначения. Алгоритмы управления КА с использованием информации от АД Алгоритмы системы стабилизации КА с использованием АД предназначены для обеспечения выполнения КА целевой функции в случае частичного или полного отказа - 2 -
3 ГИВУС. При реализации режима САД информация об ориентации, поступавшая ранее от ГИВУС, заменяется информацией от АД, в отсутствие которой используется нелинейная математическая модель. Математическая модель корректируется по информации от АД в момент ее получения. Угловая скорость корректируется по фильтрованной информации от АД. Угловая скорость, получаемая от алгоритма опознавания, фильтруется. По результатам исследования различных вариантов был применен фильтр, который реализует алгоритм скользящего среднего по 8 измерениям (только при наличии 8 последовательных измерений). Фильтр отключается на разворотах при разгоне и торможении с целью минимизации влияния запаздывания. Управление включением и выключением АД СУД производит автономно по заранее заложенной циклограмме. При этом в логику работы заложена возможность одновременного включения любого количества АД. Выбор количества одновременно работающих АД определяется с одной стороны, ресурсом работы АД, а с другой требуемой точностью стабилизации. Так, для КА телекоммуникационного типа, функционирующего на геостационарной орбите, требования по точности не высоки, поэтому возможна работа с одним АД. Для спутников ДЗЗ требования по точности стабилизации выше, поэтому необходимо одновременно использовать 2 АД. Особенности режима контроля и диагностики ГИВУС Одной из важнейших задач СУ является контроль и диагностика бортовой аппаратуры. Применительно к рассматриваемой задачи это контроль правильности работы ГИВУС, диагностика и, при обнаружении неисправности, плавный переход в режим САД, в автоматическом режиме и без потери целевой функции КА. Для обеспечения этого условия алгоритмами СУ реализует набор процедур контроля и диагностики ГИВУС, включая астроконтроль, обеспечивающий постоянную готовность параллельного, независящего от ГИВУС, информационного канала, способного в любой момент продолжить информационное обеспечение контура стабилизации сигналами угловых скоростей и кватернионом текущей ориентации. Алгоритмами СУ реализованы два варианта перехода в режим САД: 1) автономный (при автоматическом обнаружении 2-го отказа ГИВУС). Автономный переход в режим САД считается основным и предусмотрен в случае обнаружения отказа второго ИК ГИВУС средствами функционального контроля ГИВУС
4 2) по команде с НКУ как без потери ориентации, так и с восстановлением штатной ориентации. При этом переходе предусматриваются следующие этапы. Демпфирование угловой скорости с помощью КУДМ (при необходимости задействуются реактивные двигатели). Демпфирование осуществляется с использованием имеющейся информации от ГИВУС по двум осям, угловая скорость по третьей оси уменьшается за счет перекрестных связей (перекрестные моменты инерции КА не нулевые). На этом этапе угловая скорость КА уменьшается до уровня, обеспечивающего работу АД (рис. 1). Рис. 1. Угловые скорости на участке демпфирования. КА «Монитор - Э». 2. Стабилизация в условной ИСК. После начала устойчивого процесса опознавания, КА переходит на работу по ММ с коррекцией по информации от АД до определения ориентации в ИСК. После определения ориентации в ИСК становится возможным проведение разворота в штатную ориентацию в ОСК
5 Рис. 2. Угловые скорости на участке программного разворота. КА «Монитор - Э». Разворот КА в штатную ориентацию в ОСК (рис. 2). Этот разворот может производиться как автоматически, так под управлением НКУ с расчетом программы разворота в ОСК средствами НКУ. Заключение В работе представлена структура и алгоритмы системы стабилизации и ориентации КА с использованием АД, предназначенные для обеспечения выполнения КА целевой функции в случае частичного или полного отказа ГИВУС. Предлагаемый подход позволяет повысить надежность системы управления КА и, как следствие, вероятность безотказного выполнения целевой задачи. Входящие в состав СУ алгоритмы контроля и диагностики ГИВУС позволяют осуществлять автоматический плавный переход в режим САД без потери ориентации. Предлагаемая система внедрена в состав бортовых комплексов управления КА и успешно прошла летные испытания. Показана возможность использования предлагаемой системы как при модернизации систем управления уже находящихся на орбите КА, так и при создании новых систем управления КА различного назначения. Библиографический список 1. Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. Управление космическими летательными аппаратами. 2-е изд., перераб. и доп. М.: Машиностроение,
6 2. Разыграев А.П. Основы управления полетом космических аппаратов: Учеб. пособие для втузов. 2-е изд., перераб. и доп. М.: Машиностроение, Е.А.Микрин Бортовые комплексы управления космическими аппаратами и проектирование их программного обеспечения. М.: Издательство МГТУ им. Н.Э.Баумана, Сведения об авторах Кравчук Сергей Валентинович ФГУП Московское опытно-конструкторское бюро Марс, начальник направления, к.т.н., Шатский Михаил Александрович ФГУП Московское опытно-конструкторское бюро Марс, начальник отдела, к.т.н., Самус Петр Александрович ФГУП Московское опытно-конструкторское бюро Марс, инженер,
2. Вибрация в технике. Справочник в 6 томах. Т.3 Колебания машин, конструкций и их элементов. М.: Машиностроение, 1980. 3. Все о T-FLEX CAD (http://www.tflexcad.ru/t-flexcad/functionality). КОМБИНИРОВАННАЯ
КОНТРОЛЬ И ДИАГНОСТИРОВАНИЕ СОСТОЯНИЯ МАЛЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ УДК 681.3 А. М. БАРАНОВСКИЙ, А. Е. ПРИВАЛОВ СИСТЕМА КОНТРОЛЯ И ДИАГНОСТИРОВАНИЯ БОРТОВОГО ОБОРУДОВАНИЯ МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА Рассматривается
НЕТРАДИЦИОННОЕ ПРИМЕНЕНИЕ ТРЕХСТЕПЕННОГО ПОПЛАВКОВОГО ГИРОСКОПА Мартыненко Ю.Г., Рябиков В.С., Щеглова Н.Н. Нестандартное использование трехстепенного поплавкового гироскопа ГПА-Л было осуществлено в тяжелые
ПРИЦЕЛЬНО-НАВИГАЦИОННЫЕ КОМПЛЕКСЫ С ПОВЫШЕННЫМИ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ ТОЧНОСТИ, УПРАВЛЯЕМОСТИ И ОТКАЗОУСТОЙЧИВОСТИ Акционерное общество «Раменское приборостроительное конструкторское бюро» Авторский коллектив:
Аннотация проекта (ПНИЭР), выполняемого в рамках ФЦП «Исследования и разработки по приоритетным направлениям развития научно-технологического комплекса России на 2014 2020 годы» Номер Соглашения о предоставлении
Лекция 4 4.. Методы резервирования Резервирование способ обеспечения надежности объекта за счет использования дополнительных средств и (или) возможностей, избыточных по отношению к минимально необходимым
122 УДК 629.7.03 А.С. КУЛИК 1, В.Ф. СИМОНОВ 1, А.В. КОМКОВ 1, Б.В. ОСТРОУМОВ 2, И.Е. КИТАЙЧУК 2 1 Национальный аэрокосмический университет им. Н. Е. Жуковского ХАИ, Украина 2 НТ СКБ Полисвит ГНПО Коммунар,
ДВИГАТЕЛЬ-МАХОВИК НА БАЗЕ МЕХАНИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ «ЭЛЕКТРОДВИГАТЕЛЬ-РЕДУКТОР-МАХОВИК» ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА Поляков М.В., Полякова А.В. Национальный исследовательский Томский
ОЦЕНКА ДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА ПО ИНФОРМАЦИИ БОРТОВЫХ УСТРОЙСТВ РЕГИСТРАЦИИ В СПОКОЙНОЙ АТМОСФЕРЕ А.Б. Сивашко, старший научный сотрудник Военной академии Республики Беларусь Основными критериями
История разработок Первые результаты работы аппаратуры и ККВО на борту космического аппарата «Метеор-М» 1 АНО «Космос-НТ» Институт космических исследований РАН 2009 Около 30 лет в ИКИ РАН ведутся работы
Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 49 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 681.2 Влияние параметров прямой цепи компенсационных акселерометров на их точностные характеристики В.Е. Мельников Аннотация: Рассмотрены
Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 38 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.78.783 Решение задачи выбора параметров орбитальной структуры многоцелевой космической системы А.С. Кийко Аннотация Рассматривается
АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО «ИНФОРМАЦИОННЫЕ СПУТНИКОВЫЕ СИСТЕМЫ» ИМЕНИ АКАДЕМИКА М.Ф. РЕШЕТНЁВА» ГОСУДАРСТВЕННОЙ КОРПОРАЦИИ ПО КОСМИЧЕСКОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ «РОСКОСМОС» СОЗДАНИЕ МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫХ ГЕОСТАЦИОНАРНЫХ
НАДЕЖНОСТЬ ТЕХНИЧЕСКИХ СИСТЕМ И ТЕХНОГЕННЫЙ РИСК ПОКАЗАТЕЛИ НАДЕЖНОСТИ Это количественные характеристики одного или нескольких свойств объекта, определяющих его надежность. Значения показателей получают
ВЕСТНИК ТОМСКОГО ГОСУДАРСТВЕННОГО УНИВЕРСИТЕТА 213 Математика и механика 3(23) УДК 629.78.1 Н.Н. Севастьянов ПОСТРОЕНИЕ РЕЖИМОВ ОРИЕНТАЦИИ БЕЗ ДАТЧИКОВ УГЛОВОЙ СКОРОСТИ НА СС «ЯМАЛ-2» Рассматривается возможность
7676 УДК 62-50 ТЕХНИЧЕСКАЯ ДИАГНОСТИКА ЭЛЕКТРОРАДИОИЗДЕЛИЙ Е.А. Чжан Сибирский федеральный университет Россия, 660041, Красноярск, пр. Свободный, 79 E-al: [email protected] В.И. Орлов Открытое акционерное общество
Московский государственный технический университет имени Н. Э. Баумана Калужский филиал Ф. Л. Чубаров НАДЕЖНОСТЬ И ДИАГНОСТИКА ГИДРОПРИВОДОВ Методические указания (часть третья) УДК 621.2 ББК 30.123 Ч81
Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 44 www.mai.ru/siene/trudy/ УДК 68.587 Иерархическая оптимизация в задачах проектирования систем автоматического управления. Ю.А. Синявская, В.А. Корнилов Аннотация.
УДК 629.78 А. В. К р ы л о в, С. А. Ч у р и л и н МОДЕЛИРОВАНИЕ РАСКРЫТИЯ СОЛНЕЧНЫХ БАТАРЕЙ РАЗЛИЧНЫХ КОНФИГУРАЦИЙ Проведено моделирование процесса раскрытия крупногабаритных космических конструкций с
Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 60 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 621.455.32 Повышение надежности и удельных характеристик аппаратуры управления стационарными плазменными двигателями А.С. Викторов,
Труды МАИ. Выпуск 83 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 681.5.015.44 Система логического управления обхода препятствий беспилотным летательным аппаратом при маршрутном полете Лебедев Г.Н.*, Румакина А.В.**
Надежность систем и устройств Лекция 4. Методы повышения надежности, методы структурного резервирования Глухих Михаил Игоревич, к.т.н., доц. mailto: [email protected] Из чего мы исходим? Требования к надежности
УДК 681.3 А.И. Рыженко, Е.И. Рыженко, Д.В. Колесниченко Определение надежности невосстанавливаемых резервированных технических изделий Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»
1 ЛЕКЦИЯ 3. Задачи надёжности электроснабжения Теория надежности служит научной основой деятельности лабораторий, отделов, бюро и групп надежности на предприятиях, в проектных, научно-исследовательских
3407 УДК 629.7.05 АЛГОРИТМЫ МОДЕРНИЗИРОВАННОГО КООРДИНИРОВАННОГО УПРАВЛЕНИЯ БЕСПИЛОТНЫМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ А.С. Сыров Московское опытно-конструкторское бюро «МАРС» Россия, 127473, Москва, Щемиловский
СИСТЕМА ОБНАРУЖЕНИЯ ОБЪЕКТА В ЗОНЕ ДВИЖЕНИЯ АВТОМОБИЛЯ, С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ЦИФРОВОЙ ОБРАБОТКИ ИЗОБРАЖЕНИЯ к.т.н. Девочкин О.В., Сегеда С.В. МГТУ «МАМИ» Для снижения числа аварий на дорогах очень важно, что
60 лет со дня запуска первого искусственного спутника Земли Наступит и то время, когда космический корабль с людьми покинет Землю и направится в путешествие. Надежный мост с Земли в космос уже перекинут
Новое поколение новые возможности ОАО «ИСС» предлагает полный набор услуг по созданию и эксплуатации геостационарных спутников связи на базе новых семейств платформ «Экспресс-1000К»,«Экспресс-1000Н», «Экспресс-2000»
Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 46 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.136 Развитие средств математического моделирования двигательных установок ракет космического назначения И.С. Партола Аннотация.
УДК 6.3.054 И.Н. ЧИКОВ, студент (ТПУ) А.Э. ЕВСТРАТОВ, ассистент (ТПУ) г. Томск ТРЕБОВАНИЕ ПРЕДЬЯВЛЯЕМЫЕ К ЭЛЕКТРОМЕХАНИЧЕСКИМ МОДУЛЯМ РОБОТИЗИРОВАННЫХ КОМПЛЕКСОВ Применение роботизированных комплексов
Кафедра ИУ2 Приборы и системы ориентации, стабилизации и навигации структура и лаборатории Кафедра готовит специалистов по специальности «Системы управления летательными аппаратами» по специализациям:
Тест по теме "Надежность ИС" #num 1 Безотказность - это: 1) свойство объекта непрерывно сохранять работоспособное состояние в течение всего времени работы; 2) свойство объекта непрерывно сохранять работоспособное
А.Д. Беленький, В.Н. Васильев, А.С. Семёнов и др. Режим поиска Земли УДК 69.7 РЕЖИМ ПОИСКА ЗЕМЛИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА «МЕТЕОР-М» А.Д. Беленький, В.Н. Васильев, А.С. Семёнов, М.Е. Семёнов (ОАО «Корпорация
УДК 681.511.26 Создание системы управления зенитной ракеты методом логарифмических амплитудных характеристик. С.Н. Илюхин кафедра «Динамика и управление полётом ракет и космических аппаратов» [email protected]
ДЕЛОВАЯ АВИАЦИЯ ДОРАБОТКИ И ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ Организация по ТО компонентов ВС FLIGHT CONTROL SYSTEMS создана в 2006г. с целью освоения одного из направлений технического обслуживания модернизация
3 ВВЕДЕНИЕ Настоящее пособие по изучению дисциплины «Авиационные информационно-измерительные системы» содержит перечень целей и задач дисциплины, последовательность изучения материала, перечень лабораторных
Труды МАИ. Выпуск 85 УДК 69.96 www.mi.ru/sciece/trud/ Прогнозирование технического состояния бортового радиоэлектронного оборудования Закиров Р.Г. Ташкентский государственный технический университет им.
Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 44 www.ai.u/science/udy/ УДК 69.7.5 Идентификация аэродинамического коэффициента момента тангажа многоцелевого маневренного самолета по результатам летных испытаний
МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ (НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ) МАИ ПРОГРАММА ВСТУПИТЕЛЬНЫХ ЭКЗАМЕНОВ В МАГИСТРАТУРУ ПО НАПРАВЛЕНИЮ 161700 «БАЛЛИСТИКА И ГИДРОАЭРОДИНАМИКА» Программа вступительного
Структурная надежность. Теория и практика Шишкин В.В., Романов Ю.В., Стенюшкин Д.И. РАЗРАБОТКА СИСТЕМ FRACAS ДЛЯ БОРТОВОГО ОБОРУДОВАНИЯ С АВТОМАТИЗИРОВАННЫМ ОПРЕДЕЛЕНИЕМ ИСТОЧНИКОВ СИСТЕМАТИЧЕСКИХ ОТКАЗОВ
Оценка надежности при одиночных сбоях в кэш-памяти в маршруте проектирования системы на кристалле Ольга Мамутова Санкт-Петербургский политехнический университет Петра Великого Кафедра компьютерных систем
УДК 629.78 А.В.Соллогуб, д.т.н. Г.н.с. ГНП РКЦ «ЦСКБ Прогресс» e-mail: [email protected] П.О. Скобелев, д.т.н. В.н.с. Института проблем управления сложными системами РАН Президент / Генеральный конструктор
С. 2 из 6 Настоящие вопросы кандидатского экзамена по специальности составлены в соответствии с программой кандидатского экзамена по специальности 05.11.16 - Информационно-измерительные и управляющие системы,
Престижно - стабильно - перспективно г. Королев Московской области www.tsniimash.ru О предприятии Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный научно-исследовательский институт машиностроения»
УДК 681.513 А.В. Пролетарский, К.А. Неусыпин СПОСОБЫ КОРРЕКЦИИ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ И КОМПЛЕКСОВ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Приведены типы исследуемых летательных аппаратов и их навигационные системы. Рассмотрены
УДК 621.391.26 К.М. Другов, Л.А. Подколзина СИСТЕМЫ НАВИГАЦИИ НАЗЕМНЫХ ПОДВИЖНЫХ ОБЪЕКТОВ Современный технический прогресс в области информационных технологий существенно расширяет тактико-технические
Акционерное общество «Научно-производственная корпорация «Космические системы мониторинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы» имени А.Г. Иосифьяна» (АО «Корпорация «ВНИИЭМ») РЕФЕРАТ
Создание новейшей навигационной системы БИНС для самолетов Су-35, Су-35С, МиГ-35 Коллективом Московского института электромеханики и автоматики разработана бесплатформенная инерциальная навигационная система
О о ДЛЯ ВУ308 основы ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ (ТРАНСПОРТНЫЕ СИСТЕМЫ) Под редащнеit aкaдeмiiiii РАН А.М. Матвеенко и члеиа-корреспондеиrа РАН О.М. Алвфаиова Второе издание, переработаиное и
Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 54 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.7.054.07 Сильносвязанная многоантенная интегрированная инерциальноспутниковая навигационная система Б. С. Алешин,Д.А. Антонов,
ОЦЕНКА ТОЧНОСТИ ПОЗИЦИОНИРОВАНИЯ С ПРИМЕНЕНИЕМ ОБОРУДОВАНИЯ ГНСС КОМПАНИИ JAVAD GNSS М.О. Любич («УГТ-Холдинг», Екатеринбург) В 2011 г. окончил Уральский федеральный университет им. первого Президента
УДК 681. С.Ф. Тюрин, О.А. Громов, А.В. Сулейманов Пермскийнациональныйисследовательский политехнический университет А.В. Греков Пермский военный институт внутренних войск МВД Ф АНАЛИЗ МЕТОДОВ ОБЕСПЕЧЕНИЯ
УДК 004.021 Д.В. Вавилов, К.А. Дворников Исследование взаимодействия математических моделей на стенде моделирования РадиоЭлектронного Вооружения Вавилов Дмитрий Викторович, главный инженер директор по
Бортовая распределенная вычислительная система для обработки гиперспектральных данных А.А. Белов 1, А.П. Калинин 2, А.Г. Орлов 1, Е.Ю. Федунин 1 1 ЗАО НТЦ «Реагент» 125190 Москва, ул. Балтийская, 14 E-mail:
ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА ФЕДЕРАЛЬНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (МГТУ ГА)
Моделирование старта ракеты в программном комплексе EULER Цель данного примера показать основные особенности моделирования старта ракеты с учётом аэродинамических сил, помехи от бортового разъемного соединения
Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 44 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 608 К вопросу испытаний бортовых гидравлических систем и их значение при разработке современных видов воздушных судов. Д.И.Смагин,
П Р О Г Р А М М А вступительного экзамена в аспирантуру ГКНПЦ им. М.В. Хруничева по специальности «05.07.07 Контроль и испытание летательных аппаратов и их систем» 2 Ι. Общие положения Данная программа
Публичное акционерное общество «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П.Королёва» Реферат-презентация работы Разработка алгоритмов для баллистиконавигационного обеспечения космических экспериментов
УДК 629.7 Махненко Ю.Ю. МОНИТОРИНГ КОЛЛОКАЦИИ ГЕОСТАЦИОНАРНЫХ СПУТНИКОВ С ПОМОЩЬЮ МАЛОБАЗОВЫХ РАДИОИНТЕРФЕРОМЕТРОВ Федеральное унитарное государственное предприятие «Космическая связь» В данном докладе
Бахвалов Ю.О. Испытания ракетно-космической техники. Введение в специальность Учебное пособие Москва 2015 УДК 629.7(075.8) ББК 39/62я73 Б51 Рецензенты Родченко В. В., д.т.н., профессор, зам. заведующего
Тулеушова Р.Ж. Преподаватель, Каспийский университет, г. Алматы; Руководитель проекта «Система мониторинга моста по шоссе Алаш в г. Астана с элементами высокоточной спутниковой навигации» ДЕМПФИРОВАНИЕ
Сер. 2. 2008. Вып. 4. Ч. II ВЕСТНИК САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКОГО УНИВЕРСИТЕТА А. Н. Щерба, А. И. Вайнтрауб, Е. Н. Шаповалов ЭТАПЫ РАЗВИТИЯ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ (ВТОРАЯ ПОЛОВИНА ХХ в.) Целью пуска
ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ
КОСМИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ, 214, том 52, 5, с. 399 47 УДК 52.6.5,52-323.2 РАБОТА СИСТЕМЫ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА СПЕКТР-Р 214 г. М. М. Лисаков 1, С. М. Войнаков 3, А. С. Сыров 2, В. Н. Соколов 2,
УДК 69.78:68.5. УПРАВЛЕНИЕ КИНЕТИЧЕСКИМ МОМЕНТОМ АВТОМАТИЧЕСКИХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ С ГИРОСИЛОВЫМИ ИСПОЛНИТЕЛЬНЫМИ ОРГАНАМИ А.В. Богачев ОАО РКК «Энергия» им. С.П. Королева г. Королев Введение Рассматриваются
УДК 681.313 Обеспечение надежности шагового двигателя на стадии проектирования В.Н.КИТАЕВ, Е.Н.КИТАЕВА, Н.А.ИКОННИКОВА ФГУП «Российский Федеральный ядерный центр Всероссийский научноисследовательский институт
Научно-исследовательский центр и диагностики технических систем ОАО НИЦ КД ПРАВИЛА ВЫБОРА СРЕДСТВ КОНТРОЛЯ Р 50-609-39-01 Нижний Новгород 2001 г. жакет схема Предисловие 1. РАЗРАБОТАНЫ ОАО НИЦ КД (Научно-исследовательский
ПРИС Приложение 2 к протоколу НТС ПАО «ОАК» «08» февраля 2017 г. Публичное акционерное общество «Объединенная авиастроительная корпорация» Перечень перспективных технологий (запрос на инновации) (ред.
С. П. Королѐв родился 12 января 1907 г. в г. Житомире в семье учителя русской словесности П. Я. Королѐва. Еще в школьные годы Сергей отличался исключительными способностями и неукротимой тягой к новой
Использование: в ракетно-космической технике. Сущность: система стабилизации космического аппарата содержит каналы управления по тангажу и рысканью из последовательно соединенных датчика отклонения углового ускорения и угловой скорости, суммирующего усилителя и рулевой машинки, датчика отклонения линейного ускорения и линейной скорости, двигательной установки, камера сгорания которой установлена с возможностью линейного перемещения вдоль поперечных осей космического аппарата. 4 ил.
Предлагаемое изобретение относится к области ракетно-космической техники по разделу системы управления космическими аппаратами (КА). Особенности рассматриваемого класса КА состоит в том, что по условиям компоновки:
1. Плечо управляющего момента мало из-за близости точки опоры двигательной установки (ДУ) к центру масс КА. 2. Кроме возмущения в виде момента, возмущение в виде силы также имеет значительную величину. Известна система стабилизации (СС) рассматриваемого класса КА, состоящая из датчика угла, корректирующего контура, усилителя, пулевого привода. Указанная система имеет следующие недостатки:
1. Она неэффективна при стабилизации КА с малым плечом управления. 2. Не обеспечиваются малые погрешности стабилизации поперечных скоростей центра масс КА, т.к. кроме возмущающего момента, возмущающая сила имеет значительную величину (по причине малого плеча угла поворота двигателя требуются большие и дающие соответственно большие составляющие поперечных сил). Наиболее близким техническим решением для предлагаемой системы является автомат стабилизации (АС), состоящий из корректирующего контура, акселерометра, интегратора, суммирующего усилителя, рулевой машинки, отрицательной обратной связи. Однако этот АС по указанным выше причинам также не может быть использован для точной стабилизации поперечных скоростей на участках коррекции траектории при действии возмущающей силы и при малом плече управляющего момента. Общим принципиальным недостатком вышеуказанных систем стабилизации является то, что в качестве исполнительного органа используется поворотная двигательная установка в кардановом подвесе. При малом плече управления, определяемом расстояние между центром тяжести КА и точкой приложения силы от ДУ, для получения управляющего момента с целью парирования возмущения требуются значительные углы и угловые скорости поворота камеры сгорания ДУ. Это неизбежно вызывает большую составляющую боковой (поперечной) возмущающей силы. В предлагаемом изобретении этот недостаток устраняется тем, что камера сгорания (КС) перемещается линейно вдоль осей стабилизации КА, что создает только управляющий момент без большой поперечной силы. Сущность изобретения заключается в том, что в систему стабилизации КА, содержащую двигательную установку с камерой сгорания, точка опоры которой расположена вблизи центра масс КА, каналы управления по тангажу и рысканию, каждый из которых выполнен в виде последовательно соединенных суммирующего усилителя и рулевой машинки, дополнительно введены в каждый канал датчик отклонения углового ускорения и угловой скорости относительно центра масс КА и датчик отклонения линейной скорости центра масс КА, выходы которых соединены со входами суммирующего усилителя, а камера сгорания двигательной установки установлена с возможностью линейного перемещения вдоль поперечных осей КА. Техническим результатом является повышение точности стабилизации и режиме коррекции траектории путем повышения точности стабилизации поперечных скоростей центра масс КА.2 На фиг. 1 приведена блок-схема предлагаемой СС центра масс в направлении оси Y. Она состоит для канала Т из датчика отклонения линейных ускорений и скорости 1, датчика отклонения угловых ускорения и скорости 2, соединенных с суммирующим усилителем 3, выход которого подсоединен ко входу рулевой машинки 4 (РМ). Шток РМ линейно перемещает камеру сгорания (КС) ДУ 5 по направляющим и прижимным роликам и промежуточной плате. На фиг. 2 приведена схема датчика отклонения угловых ускорения и скорости КА. Он содержит последовательно соединенные гироскопический измеритель угловой скорости и дифференцирующий операционный усилитель. Он содержит гироскоп 1, пружину 2, демпфер 3, рамки 4, потенциометр 5. На фиг. 3 представлена схема датчика отклонения линейных ускорения и скорости КА. Он содержит последовательно соединенные акселерометр (А) и интегрирующий операционный усилитель (ИСУ). Он содержит корпус 1, инерционную массу 2, направляющие 3, датчик сигнала 4, пружину 5, демпфер 6. На фиг. 4 показана схематическая конструкция ДУ. Линейное перемещение КС обеспечивается поступательным перемещением в двух независимых ортогональных направлениях вдоль осей КА по оси Y для канала Т и по оси Z для канала Р. Система стабилизации работает следующим образом. Ввиду идентичности каналов СС по тангажу (Т) и рысканию (Р) и для упрощения описания рассматривается канал Т. Предлагаемая СС работает по каналу Т (аналогично по каналу Р) следующим образом: с выходов блоков 1 и 2 сигналы поступают на блок 3, с которого управляющий сигнал поступает на блок 4, перемещающий КС (блок 5) и создающий управляющий момент относительно центра масс КА. Характерной и принципиальной особенностью предлагаемой системы в отличие от прототипа является то, что на вход блока 3 не подаются:
Сигнал обратной связи с рулевой машинки;
Сигнал, пропорциональный угловому отклонению КА;
Сигнал, пропорциональный линейному отклонению КА. Предлагаемая СС является авторским приближением системы к инвариантной. Для системы уравнений, описывающей динамику движения для канала Т
Условие полной инвариантности
По возмущающему моменту M в
По возмущающей силе F в
(1) уравнение моментов;
(2) уравнение сил;
(3) уравнение управления;
V угловое отклонение КА по Т;
Y линейное перемещение КА вдоль оси Y;
Перемещение исполнительного органа;
A об, a yv , a yv коэффициенты уравнения;
W сс передаточная функция системы стабилизации;
F упр функционал управления, содержащий функционал F 1 по Y, функционал F 2 по v и коэффициент обратной связи привода Кос,
P оператор Лампласа и К сх крутизна скоростной характеристики привода. Добиться в реальной системе выполнения полной инвариантности (нулевого отклонения) сложно. Предлагаемая СС позволяет минимизировать динамическое отклонение по линейной скорости центра масс при ограниченном времени, присущем режиму коррекции траектории КА путем частичного удовлетворения условий инвариантности, т.е. приближение к нулевым значениям условий (4) и (5). Это достигается:
Отключением обратной связи K со =0),
Формированием алгоритма управления таким образом, чтобы при P _ 0 передаточная функция СС W сс _ 0 за счет отключения позиционных составляющих по v и y в функционалах управления F 1 и F 2 . Датчик отклонения угловых ускорения и скорости КА представлен на фиг. 3. Здесь ГИУС измеряет значения угловой скорости вокруг оси чувствительности Y. Пружина 2 служит для баланса гироскопического момента гироскопа, а демпфер 3 для сглаживания колебаний собственной частоты. Установившееся положение соответствует равенству гироскопического момента и момента пружины, оно регистрируется потенциометром 5 и электрический сигнал поступает на выход "а", пропорциональный угловой скорости около центра масс, а также на вход дифференцирующего операционного усилителя, передаточная функция которого
,
T д =R ос C постоянная времени дифференцирования;
T а =R в C постоянная времени фильтрации высоких частот помехи. Таким образом на выход "б" датчика поступает отфильтрованный электрический сигнал, пропорциональный угловому ускорению около центра масс КА. Схема датчика отклонения линейных ускорения и скорости КА (блок 1) приведена на фиг. 3. Акселерометр измеряет линейное ускорение КА вдоль оси чувствительности прибора. Инерционная сила массы 2, пропорциональная ускорению, уравновешивается силой пружин 5 при перемещении массы вдоль направляющей 3. Собственные колебания сглаживаются демпфером 6. В результате смещенное равновесное состояние фиксируется потенциометром 4 и в виде электрического сигнала, пропорционального линейному ускорению центра масс КА, поступает на выход "а", а также на вход интегрирующего операционного усилителя. Передаточная функция ПОУ
,
T п =R вх C постоянная времени интегрирования. Таким образом, на выход "б" датчика поступает электрический сигнал, пропорциональный линейной скорости центра масс КА. Ролики направляющие 1, 3 и прижимные 2, 4 выполнены в виде цилиндрических элементов, катящихся по направляющим, причем прижимные ролики 2, 4 прижимаются пружинами для исключения люфта. Промежуточное основание 5 конструктивно выполнено в виде платы, вдоль которой по направляющей на роликах 1, 2 линейно перемещается КС вдоль оси Y, а сама плата линейно перемещается на роликах 3, 4.
ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
Система стабилизации космического аппарата (КА), содержащая двигательную установку с камерой сгорания, точка опоры которой расположена вблизи центра масс КА, каналы управления по тангажу и рысканью, каждый из которых выполнен в виде последовательно соединенных суммирующего усилителя и рулевой машинки, отличающаяся тем, что в каждый канал дополнительно введены датчик отклонения углового ускорения и угловой скорости относительно центра масс КА и датчик отклонения линейного ускорения и линейной скорости центра масс КА, выходы которых соединены с входами суммирующего усилителя, а камера сгорания двигательной установки установлена с возможностью линейного перемещения вдоль поперечных осей КА.Система ориентации космического аппарата - одна из бортовых систем космического аппарата обеспечивающая определённое положение осей аппарата относительно некоторых заданных направлений. Необходимость данной системы обусловлена следующими задачами:
- ориентирование солнечных батарей на Солнце;
- для навигационных измерений;
- для проведения различных исследований;
- при передачи информации с помощью остронаправленной антенны ;
- перед включением тормозного или разгонного двигателя с целью изменения траектории полёта.
Задачи выполняемые аппаратом могут требовать как постоянной ориентации, так и кратковременной. Системы ориентации могут обеспечивать одноосную или полную (трёхосную) ориентацию. Системы ориентации не требующие затрат энергии называют пассивными, к ним относятся: гравитационная, инерционная, аэродинамическая и др. К активным системам относят: реактивные двигатели ориентации, гиродины , маховики, соленоиды и т. д., они требуют затрат энергии запасаемой на борту аппарата. В пилотируемой космонавтике помимо автоматических систем ориентации применяются системы с ручным управлением.
Датчики
В качестве датчиков текущего положения аппарата обычно применяются электронно-оптические датчики использующие в качестве ориентиров различные небесные светила: Солнце, Землю, Луну, звёзды . Используется видимый или инфракрасный спектр , второе удобнее, например для Земли, так как в инфракрасной области спектра дневная и ночная сторона отличаются слабо.
Кроме оптических датчиков могут применяться: ионные датчики, датчики магнитного поля Земли, гироскопические датчики.
Система стабилизации
При переходе с одной орбиты на другую, переходе на траекторию спуска, когда работает основная двигательная установка необходимо сохранять неизменным направление осей аппарата. Для решения этой задачи предназначена система стабилизации . При стабилизации величина возмущающих сил и моментов намного выше, для их компенсации требуются значительные затраты энергии. Длительности нахождения в этом режиме относительно мала.
Системы стабилизации и ориентации ввиду близости выполняемых ими задач нередко частично объединяют, например, используют одни и те же датчики. В таких случаях можно говорить о единой системе ориентации и стабилизации космического аппарата .
Пассивные системы
Эти системы отличаются экономичностью, однако им присущ ряд ограничений.
Гравитационная
Данная система стабилизации использует гравитационное поле планеты, для Земли её использование эффективно для высот орбит от 200 км до 2000 км.
Аэродинамическая
Использование данной системы возможно на низких орбитах, где имеются остатки атмосферы, для Земли это высоты от 200 до 400 км. Для высот более 2500 км возможно использование давления солнечных лучей для создания аналогичной системы.
Электромагнитная
Путём установки на борту аппарата постоянных магнитов можно добиться определённого положения аппарата относительно силовых линий магнитного поля Земли . Если вместо постоянных магнитов использовать соленоиды , то становится возможным эффективное управление положением, такая система относится уже к разряду активных. Использование электромагнитных систем для подобных Земле планет возможно на высотах от 600 до 6000 км.
Активные системы
Системы данного типа требуют затрат энергии.
Газовые сопла
Гироскопы
Для ориентации и стабилизации массивных космических аппаратов на стационарных орбитах используются инерционные маховики и гиродины . Вращение маховика обычно обеспечивается электродвигателем.
Система на базе инерционных маховиков особенно эффективна при знакопеременных возмущениях, если же возмущения однонаправлены, то через некоторое время достигается предел управляемости и необходимо вмешательство с помощью какой-либо ещё системы стабилизации, например, включение ракетного двигателя («разгрузка»).
Примечания
Литература
- Гущин В. Н. Системы ориентации и стабилизации // Основы устройства космических аппаратов: Учебник для вузов. - М .: Машиностроение, 2003. - С. 241-257. - 272 с. - 1000 экз. - ISBN 5-217-01301-X
Wikimedia Foundation . 2010 .
Смотреть что такое "Система ориентации космического аппарата" в других словарях:
- (система обеспечения температурного режима) служебная система космического аппарата обеспечивает поддержание баланса между получаемой тепловой энергией и её отдачей, перераспределением тепловой энергией между конструкциями аппарата и таким… … Википедия
Спутник связи Молния 1. Хорошо видны 6 панелей солнечных батарей, жёстко закреплённых на корпусе. Для максимизации мощности такой установки необходима постоянная ориентация корпуса аппарата на Солнце, что потребовало разработки оригинальной… … Википедия
Система передачи информации космического аппарата совокупность программных и аппаратных средств, позволяющих передавать информацию между космическим аппаратом (КА) и центром управления полётом этого космического аппарата. Передаваемую… … Википедия
Стиль этой статьи неэнциклопедичен или нарушает нормы русского языка. Статью следует исправить согласно стилистическим правилам Википедии … Википедия
Или полезный груз космического аппарата это количество, тип или масса полезного оборудования, ради которого создается или запускается данный космический аппарат. В технической литературе обычно используются сокращения этого термина: «ПГ»… … Википедия
система - 4.48 система (system): Комбинация взаимодействующих элементов, организованных для достижения одной или нескольких поставленных целей. Примечание 1 Система может рассматриваться как продукт или предоставляемые им услуги. Примечание 2 На практике… …
Система ГЛОНАСС - Глобальная навигационная спутниковая система ГЛОНАСС (GLONASS) является российским аналогом американской Системы глобального позиционирования (GPS) и предназначена для определения местоположения, скорости движения, а также точного времени морских … Энциклопедия ньюсмейкеров
Система цифрового управления космического корабля "Прогресс" - Впервые к МКС отправится российский грузовой космический корабль "Прогресс", оборудованный цифровым управлением. Бортовая электронно‑вычислительная машина (БЦВМ) ‑ комплекс цифровых устройств, предназначенных для быстрого расчета… … Энциклопедия ньюсмейкеров
ГОСТ Р 53864-2010: Глобальная навигационная спутниковая система. Сети геодезические спутниковые. Термины и определения - Терминология ГОСТ Р 53864 2010: Глобальная навигационная спутниковая система. Сети геодезические спутниковые. Термины и определения оригинал документа: 27 абсолютный метод определения координат пункта спутниковой геодезической сети по… … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации
Координаты … Википедия
Пространственные системы ориентации содержали гироплатформы, физически реализующие (с точностью до погрешностей) опорные системы координат, относительно которых определяется текущая угловая ориентация ЛА. Задача ориентации в этих системах решалась геометрически путем непосредственного измерения угловых отклонений, характеризующих взаимное положение корпуса прибора, связанного с ЛА, и гироплаформы.
Эта задача может быть решена аналитически на основе измерений отдельных угловых параметров движения ЛА при последующем преобразовании полученных сигналов или их интегрировании. Системы ориентации, чувствительные элементы которых (гироскопы, угловые акселерометры и др.) установлены на корпусе ЛА, а его положение относительно осей опорной системы координат вычисляется, называются безплатформенными или бескарданными(БСО). Обычно БСО входят в состав безплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС) и обеспечивают решение задачи ориентации, заменяя собой инерциальную курсовертикаль (ИКВ) или гиростабилизированную платформу (ГПС). Они могут быть использованы и самостоятельно для определения угловой ориентации ЛА относительно какой-либо системы координат, неизменно ориентированной в инерциальном пространстве. Эта особенность обусловлена тем обстоятельством, что применяемые в качестве измерительных устройств гироскопы или угловые акселерометры способны измерять абсолютные угловые параметры движения, а не относительные.
Для определения ориентации ЛА относительно какой-либо вращающейся опорной системы координат (например, горизонтальной) необходимо знать угловую скорость ее вращения в инерциальном пространстве и учитывать эту скорость при вычислениях. При этом решение задачи относительно вращающейся опорной системы координат реализуется в схеме, когда БСО входит в состав БИНС, определяющий координаты местоположения ЛА и его линейную скорость полета в системе координат, связанной с Землей.
Основными достоинствами БСО и БИНС по сравнению с платформенными системами являются меньшие размеры и массы элементов и системы в целом; большая надежность системы; меньшее потребление электроэнергии; меньшая стоимость; простота эксплуатации и ремонта.
Вместе с тем на пути создания БСО и БИНС имеются серьезные технические трудности, главными из которых являются необходимость разработки гироскопов и акселерометров, обеспечивающих требуемую точность измерений в значительно более широком диапозоне изменения входных параметров и в более тяжелых условиях эксплуатации (на корпусе ЛА); значительно больший объем вычислений, вызванный необходимостью аналитического моделирования опорной системы координат и преобразования сигналов акселерометров и гироскопов; необходимость разработки совершенных методов начальной ориентации (выставки) и калибровки БСО и некоторые другие.
Следует также иметь в виду, что разработка БСО и БИНС ведется одновременно с совершенствованием принципов построения и конструкцией элементов ИНС платформенного типа. К настоящему времени получены достаточно высокие результаты в процессе производства гиростабилизированных платформ. Наряду с увеличением точности и повышением надежности здесь достигнуто снижение массовых и габаритных характеристики упрощение обслуживания.
Сравнительный анализ платформенных и безплатформенных систем ориентации и навигации показывает, что платформенные ИНС менее критичны к общим источникам ошибок, так как гироскопы и акселерометры, установленные на платформу, в значительной степени изолированы от действия различных возмущений, их надежность достаточно высока, а достигнутый уровень точности навигации характеризуется погрешностями порядка единиц километров за час полета.
Однако, несмотря на отмеченные выше трудности, БСО и БИНС интенсивно разрабатываются и успешно реализуются на объектах самого различного назначения, конкурируя по ряду показателей с системами платформенного типа.
В качестве измерителей угловых параметров движения в БСО могут быть использованы трехстепенные астатические гироскопы (например, на электростатическом подвесе), одноосные гиростабилизаторы, датчики угловых скоростей (в том числе лазарные), угловые и линейные акселерометры, приборы, выполненные на основе виброционных гироскопов, и некоторые другие.
Вырабатываемые этими приборами сигналы поступают на вход вычислительного устройства (ВУ), где они соответствующим образом преобразуются и интегрируются.
Бесплатформенные системы ориентации, основанные на применении датчиковугловых скоростей.
Обычно в составе БСО используется блок чувствительных элементов, состоящих из трех ДУС, оси чувствительности которых взаимно перпендикулярны. Так же разрабатываются системы с избыточным количеством измерителей (четыре, шесть и более), что позволяет увеличить точность и надежность получения информации о параметрах движения объекта.
Принципиальная схема БСО с тремя гироскопическими ДУС приведена на рисунке. В блоке чувствительных элементов смонтированы ДУС, оси чувствительности которых ориентированы вдоль осей прямоугольной системы координат. Реагируя на угловые скорости вращения основания, представляющие собой проекции вектора абсолютной угловой скорости вращения ЛА на оси, эти приборы вырабатывают соответствующие сигналы, являющиеся первичными для решения задачи ориентации в БСО.
Аналогично строится БСО при использовании в качестве ДУС трех лазерных гироскопов (ЛГ), каждый из которых имеет ось чувствительности, ориентированную вдоль осей прямоугольной системы координат, связанной с ЛА. Сигналы с выходов отдельных ЛГ поступают в систему предварительной обработки информации (СПОИ), а затем на вход БЦВМ, где они соответствующим образом преобразуются и интегрируются.
Независимость показаний этих датчиков от смежных угловых скоростей обеспечивается высокой точностью монтажа отдельных измерителей или точностью изготовления монолитного трехкомпонентного блока лазерных гироскопов,смонтированного в корпусе блока чувствительных элементов БСО.
Конструкция блока демпфирующих гироскопов.
Блок демпфирующих гироскопов предназначен для работы в контуре обратной связи по угловой скорости инерциальной системы навигации и стабилизации. Блок демпфирующих гироскопов трехканальный- по числу каналов ИНС. С каждым каналом стабилизации работает один канал блока демпфирующих гироскопов. Все три канала идентичны ивключают в себя ДУС и усилитель обратной связи ДУС. Оси чувствительности ДУС направлены в трех взаимоперпендикулярных направлениях по осям стабилизации ракеты. Кроме того в блок ДГ входит блок контроля скорости вращения гиромоторов, который выдает сигнал о готовности блока к работе (в БЦВМ).
Конструктивно блок ДГ состоит из корпуса, крышки, трех ДУСов и электронной части. Корпус блока литой из алюминиевого сплава. На корпусе имеются три посадочных места для установки ДУСов. Перпендикулярность осей ДУСов обеспечивается штифтами на корпусе блока, входящего в пазы на корпусе моментного датчика ДУС.
Под крышкой, изготовленной из алюминиевого сплава находится электронная часть блока, включающая трехканальный усилитель обратной связи ДУС и блок контроля скорости вращения гиромоторов. Электронная часть изготовлена методом печатного монтажа; усилительно-преобразующие элементы электронной части собраны на микросхемах средней и малой интеграции.
Герметичность блока демпфирующих гироскопов обеспечивается резиновым уплотнением между корпусом и крышкой.
Электрическое соединение блока ДГ с аппаратурой ИНСН осуществляется через малогабаритный разъем типа "вилка".
Крышка,разъем,печатные платы электронной части и ДУС крепятся на корпусе блока ДГ винтами.
Основным измерительным элементом блока ДГ является ДУС.
ДУС предназначен для выдачи сигнала, пропорционального угловой скорости относительно осей связанной системы координат ракеты.
ДУС работает совместно с усилительным контуром обратной связи. Блок состоит из гиромотора, индукционного датчика и моментного датчика.
ДУС представляет собой гироскоп с двумя степенями свободы, охваченный обратной связью. Принцип его действия основан на сравнении гироскопического момента Мг с моментом электрической пружины Мпр. При вращении блока вокруг оси ОУ с угловой скоростью относительно оси ОХ гироузла возникает гироскопический момент Мг=
Под действием гироскопического момента ось ротора гиромотора стремится повернуться вокруг оси ОХ таким образом, чтобы совместить вектор кинематического момента Н с вектором угловой скорости кратчайшим путем. Ротор индукционного датчика, связанный с гироузлом, повернется, и с выхода индукционного датчика в схему контура обратной связи поступает сигнал. Усиленный и преобразованный в схеме контура сигнал поступает в обмотку моментного датчика и в последовательно соединенный с ней резистор. При взаимодействии тока в катушке датчика с магнитным полем постоянного магнита возникает момент вокруг оси ОХ, препятствующий отклонению гироузла.
Дифференцирование сигнала для создания демпфирующего момента осуществляется в усилительном контуре обратной связи.
Сигнал, пропорциональный угловой скорости, с индукционного датчика поступает на вход фазового детектора, выполненного на транзисторной матрице 1НТ251 и микросхеме 143КТ1.
Преобразованный выходной сигнал фазового детектора усиливается трехкаскадным усилителем, выполненным на 153УДЗ и 550УП1. В обратной связи первого каскада усилителя реализована корректирующая ячейка, которая совместно с коэффициентом усиления второго каскада обеспечивает необходимое демпфирование ДУС.
Обмотка моментного датчика последовательно с нагрузкой подключена к выходу усилителя.
