Способ определения скоростного напора набегающего потока на борту космического аппарата с системой силовых гироскопов

 

Использование: область космической техники, в частности средства для определения скоростного напора набегающего потока (C_н) на борту космического аппарата (КА) с системой силовых гироскопов (СГ). Сущность изобретения: при построении ориентации КА относительно потока и ее поддержании на участке определения C_н измеряют в виде интегральной оценки момент силы давления потока, действующей на КА, причем в качестве измерителя используют СГ, дающие вектор H(t) накопленного КА кинетического момента. При первом прохождении мерного участка поддерживают конфигурацию и ориентацию КА с минимальным возмущающим внешним моментом, а при последующих прохождениях данного участка создают максимальный аэродинамический момент на КА, поддерживая прочие компоненты возмущающего момента неизменными. Способ позволяет повысить точность определения C_н без использования специального инструментария. 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для определения скоростного напора набегающего потока на космических аппаратах, управляемых силовыми гироскопами.

Измерение скоростного напора в полете непосредственно на борту космического аппарата (КА) является одной из задач, решение которой необходимо для осуществления автономного управления объектом. Значение скоростного напора (C_Н=ρv²/2) определяет, во-первых, аэродинамические силы F_i и моменты, действующие на КА: (C_i соответствующие аэродинамические коэффициенты, S_m площадь миделя объекта), во-вторых, по значению скоростного напора (при известной скорости объекта V) можно судить о плотности атмосферы ρ В свою очередь, зная плотность и используя зависимость плотности от высоты, можно определить высоту полета H=f(ρ) Таким образом, измерение скоростного напора позволит получить информацию о силах, действующих на объект, и о высоте полета. Что касается получаемых данных о распределении плотности, то они представляют значительный самостоятельный интерес в связи с изучением параметров верхней атмосферы, прогнозированием времени существования КА и определением необходимых запасов топлива.

Известен способ определения скоростного напора по данным торможения КА (см. Космические исследования, т. Х, вып.3. М. Наука, 1972, с. 452 453). В нем, зная зависимость ΔH=f(C_Н, t) определяется посредством радиоконтроля орбиты изменение высоты полета ΔH за время t, далее вычисляется C_н.

Использование данного способа ведет к грубым оценкам значения C_н. Это связано с большим порядком малости величины ΔH за время пролета участка, на котором производятся измерения C_н.

Известен способ определения скоростного напора набегающего потока на борту КА с помощью мембранного датчика наиболее близкий по технической сущности к предлагаемому изобретению и принимаемый авторами за прототип (см. труды ЦАГИ, вып. 2103, М. 1980, с. 3 -14). Данная методика заключается в использовании свойства мембраны прогибаться под действием силы со стороны набегающего потока. Таким образом, скоростной напор ρv²/2 воспринимается мембраной датчика.

Для этого на борту КА устанавливается комплект аппаратуры с чувствительным элементом; ориентируют КА относительно набегающего потока таким образом, чтобы угол между плоскостью пластины датчика и направлением потока был 90^oC; поддерживают данную ориентацию КА на участке орбиты, на котором проводится измерение C_н, и измеряют внешнее возмущающее аэродинамическое воздействие на КА, регистрируя прогиб мембраны Δ пропорциональный силе F, действующей на нее в свободномолекулярном потоке; далее определяют по измеренным значениям D скоростной напор набегающего потока (C_н), который пропорционален D где C_X(α, Θ) коэффициент сопротивления, зависящий от коэффициента аккомодации α нормального импульса и угла атаки q пластины, А площадь пластины) (см. Труды ЦАГИ, вып. 2103. М. 1980, с. 4).

Главным недостатком данного способа является большая погрешность (10 - 20% ), что является следствием работы с величинами большого порядка малости, определяемыми малой площадью мембраны А.

Кроме того, вышеизложенный способ позволяет измерить C_н при большой неоднородности среды лишь в узкой "трубке" набегающего потока (в сечении площадью А), когда на практике необходима "трубка" в сечении площадью S_m.

Техническим результатом является повышение точности определения C_н.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе, включающем ориентацию КА относительно набегающего потока, поддерживание ориентации КА на участке орбиты, на котором проводится измерение скоростного напора набегающего потока, измерение внешних аэродинамических воздействий, действующих на КА, определение по измеренным значениям скоростного напора набегающего по измеренным значениям скоростного напора набегающего потока, перед достижением мерного участка орбиты определяют ориентацию КА, при которой значение главного вектора возмущающего момента минимально, строят данную ориентацию КА, с момента достижения участка и до его конца измеряют текущие значения вектора кинетического момента в системе перед достижением указанного участка орбиты определяют ориентацию КА, при которой значение вектора аэродинамического момента максимально, а остальные составляющие главного вектора возмущающего момента неизменны, строят данную ориентацию КА, с момента достижения указанного участка и до его конца измеряют текущее значение вектора кинетического момента в системе определяют изменение вектор функции накопленного кинетического момента по выражению соответственно приведенные к нулевым условиям начала участка), определяют значение скоростного напора набегающего потока ([C_н(t)] по выражению: где К_a обобщенный аэродинамический коэффициент КА).

Как указывалось, изобретение направлено на повышение точности в определении скоростного напора. Для обоснования достижения указанной цели предлагаемым способом сравним факторы, определяющие погрешность в прототипе и предлагаемом изобретении.

Из выражения для скоростного напора, данного вместе с формулой изобретения, следует, что погрешность определения складывается из погрешности измерения значений и погрешности в определении обобщенного аэродинамического параметра КА. Погрешность в измерении согласно техническим характеристикам системы СГ модуля "Гамма" (см. Система управления движением модуля "Гамма". Контроль режимов, П25092-118 НПО "Энергия", г. Калининград, 1987) не более 2,5% Погрешность в определении коэффициента K_a (см. Пакет прикладных программ "Высота"; ОФАП, САПР, 1983, НПО "Энергия", г. Калининград) не хуже 1,5% Таким образом, если пренебречь погрешность дифференцирования, то суммарная погрешность предложенного авторами способа определения скоростного напора не превышает 4% У прототипа указанная погрешность 10% Сущность изобретения поясняется графически: на чертеже представлен космический аппарат (КА), управляемый по углам Ψ, ν и γ и снабженный средством регулирования аэродинамического момента, например, панелями 1 солнечных батарей.

Панели 1 могут отклоняться на угол v относительно корпуса КА.

Разворотами корпуса КА в различные положения ориентации на орбите, а также поворотами панелей солнечных батарей (или иных аналогичных элементов) могут создаваться различные возмущающие моменты на корпус КА. Для современных КА характерно широкое применение в системах ориентации инерционных исполнительных органов, например силовых гироскопов, обладающих свойством накапливать кинетический момент под действием внешнего возмущающего момента (см. Б.В.Раушенбах, Е.Н.Токарь. Управление ориентацией КА. М. Наука, 1974, с. 125 -126).

Работает КА, при определении C_н, следующим образом.

Перед достижением участка орбиты, на котором необходимо установить величину C_н, определяют ориентацию КА, при которой значение главного вектора возмущающего момента минимально. Пусть, например, КА обращается на орбитах высотой 150.450 км, на которых чаще всего ставятся задачи определения C_н. На этих высотах значение главного вектора возмущающего момента определяют аэродинамический и гравитационный моменты, остальные же составляющие незначительны по отношению к ним и не учитываются в расчетах движения КА (см. Механика космического полета. М: Машиностроение, 1989, с. 107). Необходимо определить ориентацию КА, при которой Гравитационный момент по осям орбитальной системы координат равен (см. А.П.Разыграев. Основы управления полетом космических аппаратов. М. Машиностроение, 1990, с. 26): где J_x, J_y, J_z моменты инерции КА; ν, γ углы тангажа и крена; w орбитальная частота. Таким образом при условии γ=ν _→ 0. Аэродинамический момент: где C_i коэффициент аэродинамической силы, l_x характеристическое расстояние, S_м площадь миделя, при условии C_i _→ 0 соответственно C_i _→ 0 при условии γ=ν=Ψ=ϕ _→ 0 где Ψ угол рыскания, v угол атаки больших элементов конструкции (например солнечных батарей; см. фиг. 1, поз. 1). Следовательно, в орбитальной системе координат условие выполняется при γ=ν=Ψ=ϕ _→ 0 (В случае солнечных батарей (СБ): ϕ _→ 0 означает, что СБ ориентированы "флюгером" по отношению к набегающему потоку).

Далее КА строит ориентацию: углы γ, ν, Ψ приводятся к нулю исполнительными органами КА, угол v системой ориентации солнечных батарей.

С момента достижения участка, на котором определяется C_н, и до его конца измеряют текущие значения вектора кинетического момента в системе На данном участке, ограниченном временным интервалом (0, τ ): где значение в начале участка. Накопленный кинетический момент в системе СГ на донном участке (приведенный к нулевым условиям начала участка):
поскольку то
Измерения необходимы для "установки нуля" измерительного прибора, которым является система СГ (учет погрешности от принятых допущений: КА магнитоуравновешен и т.д.).

Далее до достижения данного участка на следующем витке строят такую ориентацию КА, при которой значение вектора аэродинамического момента максимально, а остальные составляющие неизменны по отношению к предшествующей ориентации КА, т.е. стремятся к нулю: очевидно, если то γ=ν=Ψ=0, ϕ ≠ 0. В случае солнечных батарей максимальный аэродинамический момент при ориентации СБ "пропеллер" (в этом случае M_A=C_iρv²l_XS_Мsin2ϕ) и ϕ=45°
С момента достижения КА участка, на котором определяется C_н, и до его конца измеряют текущие значения вектора кинетического момента в системе СГ
где
значение в начале участка. В этом случае
Далее определяют изменение вектора функции накопленного кинетического момента:
В заключение определяется C_н согласно выражению:
где -аэродинамические коэффициенты КА при первом и втором вариантах измерения
В качестве примера реализации предлагаемого способа рассмотрим КА астрофизический модуль "Гамма", на борту которого установлены система СГ и СБ с системой их ориентации (см. В.С.Ковтун, В.В.Митрикас, В.Н.Платонов, С.Г.Ревнивых, Н.А.Суханов. Математическое обеспечение проведения экспериментов при управлении ориентацией космического астрофизического модуля "Гамма". Изв. АН СССР. Технич. кибернетика. 1990, N 3, с. 144 157).

Допустим, требуется определить скоростной напор набегающего потока на участке орбиты КА высотой 300 км, ограниченном интервалом [0; τ
Для этого перед достижением указанного участка с помощью исполнительных органов системы ориентации и управления движением КА "Гамма" строят ориентацию в орбитальной системе координат с углами g=ν=Ψ=0 с помощью системы ориентации СБ строят ориентацию солнечных батарей "флюгером", т.е. ϕ=0
С момента достижения участка (t=0) и до его конца (t= τ ) бортовой вычислительный комплекс (БВК) КА "Гамма" фиксирует текущие измеренные значения вектора кинетического момента в системе ) (подробную реализацию см. например, "Навигация, наведение и стабилизация в космосе." Под ред. Дж.Э.Миллера. М. Машиностроение, 1970, с. 208 215), вычисляет накопленный кинетический момент по формуле . Далее перед достижением участка на следующем витке строят вышеизложенными средствами ориентацию с углами γ=ν=Ψ=0 а СБ разворачивают "пропеллером", т.е. ϕ₁=45°, ϕ₂=135°,
где ϕ₁ и ϕ₂ соответственно углы разворота первой и второй солнечных батарей.

С момента достижения участка и до его конца по вышеизложенной схеме вычисляют
Следующим этапом БВК вычисляет изменение вектор-функции накопленного кинетического момента по формуле В заключение БВК вычисляет искомый C_н по выражению:
где для КА "Гамма" S_м 5,8 м², l_x 7,7 м, .

При этом для значения дифференциала 2,34·10^-3 на фиксированном интервале dt, C_н 9,36·10^-5.

Формула изобретения

Способ определения скоростного напора набегающего потока на борту космического аппарата с системой силовых гироскопов, включающий ориентацию космического аппарата относительно набегающего потока, поддержание ориентации на мерном участке орбиты, измерение внешних возмущающих аэродинамических воздействий, действующих на космический аппарат, определение по измеренным значениям скоростного напора набегающего потока, отличающийся тем, что перед достижением мерного участка орбиты определяют ориентацию и конфигурацию космического аппарата, при которых значения главного вектора возмущающего момента, а также аэродинамического возмущаемого момента минимальны, строят данную ориентацию космического аппарата, с момента достижения мерного участка и до его конца измеряют текущее значение вектор-функции кинетического момента в системе силовых гироскопов, перед каждым последующим достижением мерного участка орбиты определяют ориентацию и конфигурацию космического аппарата, при которых значение вектора аэродинамического момента максимально, а остальные составляющие главного вектора возмущающего момента неизменны, строят данную ориентацию с измененной конфигурацией космического аппарата, повторно измеряют текущее значение вектор-функции кинетического момента в системе силовых гироскопов на том же участке, определяют изменение вектор-функции накопленного кинетического момента в результате последующего прохождения мерного участка орбиты по отношению к этой вектор-функции, измеренной в результате предыдущего прохождения мерного участка орбиты, и используют данное изменение вектор-функции для определения искомого скоростного напора.

РИСУНКИ

Рисунок 1