Способ пространственной ориентации микроспутника

Изобретение относится к управлению ориентацией в пространстве, преимущественно микроспутника (МС). С этой целью по трем осям МС устанавливают отклоняемые на некоторые углы рычаги с перемещаемыми вдоль них грузиками. Для поворота МС в заданном направлении поворачивают рычаги в противоположном направлении, переместив грузики на концы рычагов для создания их максимального момента инерции. Затем производят обратный поворот рычагов в их исходное положение, перемещая грузики к основанию рычагов для создания их минимального момента инерции. В результате получают остаточный разворот МС в заданном направлении. Число таких циклов можно повторять относительно разных осей МС, добиваясь нужного разворота МС в пространстве. Технический результат направлен на упрощение системы ориентации МС и улучшение её массогабаритных характеристик. 2 ил.

 

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата.

Известен способ поддержания трехосной ориентации космического аппарата с силовыми гироскопами и целевой нагрузкой [1]. Недостатком является необходимость периодически разгружать гироскопические устройства при раскрутки их до максимальных оборотов, что приводит к затратам бортовых запасов реактивного топлива.

Цель изобретения - создание системы пространственной ориентации микроспутника.

Техническим результатом является разработка системы управления пространственной ориентацией микроспутника на орбите за счет использования подвижных рычагов с изменяемыми моментами инерции.

Указанный технический результат достигается тем, что по трем осям микроспутника устанавливаются отклоняемые рычаги с продольно перемещаемыми грузиками, причем при размещении грузиков на концах рычагов их момент инерции максимален, и отклонение рычагов в этом случае приводит к большему развороту микроспутника в противоположную сторону, чем при размещении грузиков у основания рычагов. В последнем случае - при минимальном моменте инерции рычагов – их обратное отклонение в исходное (относительно микроспутника) положение приводит к меньшему обратному развороту микроспутника. Таким образом, можно постепенно повернуть микроспутник в любом направлении без раскрутки гироскопов и необходимости их последующей разгрузки, как в традиционных системах ориентации [1].

На фиг. 1 изображена структурная схема для реализации способа пространственной ориентации микроспутника.

Микроспутник 1 по трем осям имеет наклонные рычаги с изменяемым моментом инерции за счет перемещения грузиков 2 по оси Z, грузиков 3 по оси Y и грузиков 4 по оси X.

На фиг. 2 представлен алгоритм вращения микроспутника вокруг одной из трех осей. На фиг. 2, а приведено исходное положение микроспутника, рычагов и грузиков. На фиг. 2, б грузики перемещаются на максимальное расстояние от микроспутника, увеличивая момент инерции рычагов. После этого рычаги совершают наклон в одном направлении, придавая вращательное движение микроспутнику в противоположном направлении. Чем больше момент инерции рычагов по сравнению с моментом инерции микроспутника, тем на больший угол будет повернут микроспутник. На фиг. 2, в отображено завершение маневра вращения. На фиг. 2, г изображено, как грузики смещаются к основанию рычагов для уменьшения момента инерции. После этого рычаги совершают поворот в исходное вертикальное (относительно микроспутника) положение. При этом микроспутник совершит вращение в противоположную сторону, но поворот будет совершен на меньший угол, так как момент инерции рычагов значительно уменьшился. На фиг. 2, д изображено новое исходное положение микроспутника, в котором он сориентирован в пространстве в новой позиции. Этот алгоритм может быть многократно повторен для достижения нужной ориентации микроспутника в выбранной плоскости. Аналогично микроспутник может быть повернут по двум остальным направлениям.

Способ пространственной ориентации микроспутника позволяет уменьшить весогабаритные параметры системы ориентации по сравнению с гироскопической системой, при сохранении достаточной точности и энергоэффективности, преимущественно малых и медленных разворотов спутника.

Литература

1. Способ поддержания трехосной ориентации космического аппарат с силовыми гироскопами и целевой нагрузкой. Патент RU 2356802 C2, (45) Опубл. 27.05.2009.


Способ пространственной ориентации микроспутника, включающий установку на спутнике отклоняемых рычагов с продольно перемещаемыми грузиками, поворот рычагов при их отклонении от исходного вертикального положения и изменение моментов инерции рычагов за счет перемещения грузиков, отличающийся тем, что указанные отклоняемые рычаги устанавливают на спутнике по трем осям, для поворота спутника в заданном направлении осуществляют поворот рычагов в противоположном направлении, переместив грузики на концы рычагов для создания максимального момента инерции рычагов, а затем производят обратный поворот рычагов в исходное вертикальное положение, переместив грузики к основанию рычагов для создания минимального момента инерции рычагов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике, в частности к устройствам управления относительным движением космического аппарата, а именно к устройству маховиков систем ориентации.

Группа изобретений относится к космической технике. Способ управления движением КА заключается в автоматической компенсации ошибок бесплатформенной системы ориентации, входящей в систему управления ориентацией КА, вызванных систематическими погрешностями блока датчиков угловой скорости, используя сравнение показаний блока датчиков угловой скорости с показаниями блока звездных датчиков в устройствах коррекции ошибки.

Изобретение относится к системам стабилизации и управления ориентацией космических аппаратов (КА) и может найти применение для управлении угловым движением малого КА.

Изобретение относится к системам стабилизации и управления ориентацией космических аппаратов (КА) и может найти применение для управлении угловым движением малого КА.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает ориентацию СБ на Солнце, измерение на последовательных витках орбиты угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА, а также тока СБ в моменты касания верхней границы атмосферы Земли видимым с КА диском Солнца на его восходе.

Изобретение относится к управлению относительным движением космического аппарата (КА). Разгрузка управляющих двигателей-маховиков (ДМ) в выбранном канале ориентации осуществляется по двухконтурной схеме.

Изобретение относится к управлению относительным движением космического аппарата (КА). Разгрузка управляющих двигателей-маховиков (ДМ) в выбранном канале ориентации осуществляется по двухконтурной схеме.

Изобретение относится к устройствам стыковки и управления относительным движением космических объектов. Устройство (1) включает в себя корпус (10) с отсеком (11) и вал (20), выполненный с возможностью вращения вокруг первой оси (А1).

Использование: для преобразования угловых положений. Сущность заключается в том, что способ автономного определения положения объекта основан на формировании информативного гармонического сигнала частоты вращения гироскопа с радиально намагниченным ротором–магнитом путем индуцирования эдс в обмотке сферического соленоида, механически закрепленного на объекте, электрическом арретировании ротора гироскопа, наведении его оси вращения на объект внешнего пространства и установке начального отсчета координат, разарретировании и выделении из информативного сигнала параметров по двум координатам, курса и тангажа, при этом формируют одновременно три попарно биортогональных между собой синусно-косинусных сигнала индуцированием эдс частоты вращения ротора, выполненного в форме полого полного или неполного шара, намагниченного перпендикулярно его оси вращения и помещенного внутри или снаружи сферы из немагнитного материала, на которой взаимно пространственно перпендикулярно расположены три сферических соленоида, а параметры трех угловых положений объекта, представленного связанной с ним системой координат в виде трех попарно биортогональных между собой синусно-косинусных сигналов, относительно внешнего инерциального, псевдоинерциального или неинерциального пространства, представленного вращающимся шаровым ротором-магнитом, определяют одновременной демодуляцией по трем каналам амплитуд и фаз трех пар обозначенных синусно-косинусных сигналов по заданным алгоритмам.

Изобретение относится к управлению угловым движением космического аппарата (КА) с силовыми гироскопами (СГ) и солнечными батареями (СБ), установленными на взаимно противоположных сторонах КА.

Изобретение относится к управлению ориентацией в пространстве, преимущественно микроспутника. С этой целью по трем осям МС устанавливают отклоняемые на некоторые углы рычаги с перемещаемыми вдоль них грузиками. Для поворота МС в заданном направлении поворачивают рычаги в противоположном направлении, переместив грузики на концы рычагов для создания их максимального момента инерции. Затем производят обратный поворот рычагов в их исходное положение, перемещая грузики к основанию рычагов для создания их минимального момента инерции. В результате получают остаточный разворот МС в заданном направлении. Число таких циклов можно повторять относительно разных осей МС, добиваясь нужного разворота МС в пространстве. Технический результат направлен на упрощение системы ориентации МС и улучшение её массогабаритных характеристик. 2 ил.

Наверх