CC BY
119Решетневские чтения. 2013
ляться только оператором при помощи кнопок, что исключает самопроизвольное отключение питания при сбоях системы.
Микроконтроллер обеспечивает управление и контроль всех параметров системы питания. Для питания цифровой части устройства используется высоконадежный импульсный преобразователь напряжения. Силовая часть устройства представляет собой интеллектуальные ключи, которые в паре могут пропускать ток до 200 А. В процессе работы на силовых ключах происходит измерение тока, напряжения и температуры.
Разработка печатной платы происходила в программном обеспечении Altium Designer. Внешний вид разработанного устройства представлен на рис. 2.
В БПЛА «Дельта» применяются два контроллера бортового питания на две аккумуляторные батареи, которые соединяются параллельно.
Рис. 2. Внешний вид контроллера бортового питания
Данное устройство успешно прошло испытание и применяется в БПЛА «Дельта» (рис. 3) [2].
Рис. 3. Беспилотный летательный аппарат «DELTA»
Библиографические ссылки
1. Макаров И. В., Кокорин В. И. Комплекс управления беспилотными летательными аппаратами для дистанционного зондирования земли // Современные проблемы радиоэлектроники : сб. науч. тр. / науч. ред. : А. И. Громыко, Г. С. Патрин ; отв. за вып. А. А. Левицкий. - Красноярск : ИПК СФУ, 2010. С. 6-11.
2. Беспилотный летательный аппарат «Delta» / ООО НПП «АВАКС-ГеоСервис» [Электронный ресурс]. URL: http://uav-siberia.com/node/16 (дата обращения 10.09.2013).
References
1. Makarov I. V., Kokorin V. I. Kompleks upravlenija bespilotnymi letatel'nymi apparatami dlja distancionnogo zondirovanija zemli // Sovremennye problemy radiojelek-troniki : sb. nauch. tr. / nauch. red. : A. I. Gromyko, G. S. Patrin; otv. za vyp. A. A. Levickij. Krasnojarsk : IPK SFU, 2010. S. 6-11.
2. Bespilotnyj letatel'nyj apparat «Delta» / OOO NPP «AVAKS-GeoServis» [Jelektronnyj resurs]. URL: http://uav-siberia.com/node/16 (data obrashhenija 10.09.2013).
© Сушков А. А., Боев Н. М., 2013
УДК 681.2-5
АКТИВНАЯ ТРЕХОСНАЯ СИСТЕМА ОРИЕНТАЦИИ И СТАБИЛИЗАЦИИ НА БАЗЕ ЭЛЕКТРОДВИГАТЕЛЕЙ-МАХОВИКОВ ДЛЯ НАНОСПУТНИКОВ CUBESAT
Е. А. Тараканец
Национальный исследовательский Томский политехнический университет Россия, 634050, г. Томск, просп. Ленина, 30. E-mail: evgtarak@sibmail.com
Рассматриваются возможности создания малогабаритной активной трехосной системы ориентации и стабилизации для наноспутников. Производится сравнение предлагаемой системы с имеющимися аналогами.
Ключевые слова: наноспутник, система ориентации и стабилизации, электродвигатель-маховик.
Системы управления, космическая навигация и связь
ACTIVE THREE AXIS SYSTEM OF ORIENTATION AND STABILIZATION BASED ON THE REACTION WHEELS FOR CUBESAT NANO-SATELLITES
E. A. Tarakanets
National research Tomsk Polytechnic University 30, Lenin prosp., Tomsk, 634050, Russia. E-mail: evgtarak@sibmail.com
In this paper we consider the possibility of establishing a small-sized active three-axis system of orientation, stabilization and control system for nano-satellites.comparison of the proposed system with the existing counterparts is presented.
Keywords: nano-satellite, system of orientation and stabilization, reaction wheel.
В последнее время большую популярность и распространение получили наноспутники. Они обладают рядом преимуществ по сравнению со своими большими собратьями: наноспутники дешевы, имеют малые массогабаритные характеристики и вполне подходят для выполнения 1-2 научных задач.
Самым распространенным форматом для сверхмалых космических аппаратов (СМКА) на данный момент является формат СиЬе8а1 Такие спутники имеют размер 100^100x100 мм (рис. 1), и допускается их объединение в виде 2-х или 3-х стандартных кубов в составе одного аппарата (обозначаются 2и и 3и, и их размер 100x100x200 или 100x100x300 мм соответственно). Масса всего спутника не должна превышать 1,33 кг для 1и, 2,66 кг для 2и, 4 кг для 3и соответственно.
а б
Рис. 1. CubeSat, имеющий размер 100x100x100 мм (1U) с закрытыми (а) и открытыми (б) солнечными панелями
Современный уровень развития науки и техники позволяет устанавливать на такие сверхмалые спутники почти все бортовые системы, присущие большому космическому аппарату. Одной из таких систем является система ориентации и стабилизации (СОС). В настоящее время СМКА используют пассивную ориентацию по магнитному либо гравитационному полю Земли. Такие системы ориентации не позволяют добиться точной ориентации спутника, что, в свою очередь, препятствует проведению работ, требующих точной ориентации СМКА, таких как дистанционное зондирование земли (ДЗЗ) или исследование атмосферных явлений. Существующие варианты активных систем ориентации (фирмы Innovative Solutions In Space, Нидерланды) [1] проблематично применять из-за их высокой стоимости (от 15 000 евро), больших массогабаритных характеристик (существующие мо-
дели трехосных СОС на двигателях-маховиках имеют размеры порядка 100x100x100 мм) и низкой точности (±300).
Исполнительными органами предлагаемой СОС являются три ортогонально расположенных электродвигателя-маховика. В качестве датчиков ориентации используются: трехосный магнетометр, трехосный гироскоп, акселерометр и датчики напряжения солнечных батарей. Данная система будет предназначена для управления параметрами ориентации СМКА космических аппаратов формата CubeSat, используемых для фото и видеосъемки, дистанционного зондирования и прочих работ, требующих точной ориентации спутника, с точностью не менее ±10° [2].
В зависимости от выполняемых задач предлагаемая СОС может работать по трем алгоритмам:
1. Если требуется максимально эффективное использование солнечных панелей, то, измеряя уровень напряжения на каждой из них, СОС стремится привести СМКА к такому положению, в котором разность сигналов будет минимальной.
2. Если требуется переориентировать СМКА для проведения ДЗЗ или сеанса связи, то СОС работает по информации, получаемой от акселерометра и магнетометра.
3. Если СОС работает в режиме стабилизации положения СМКА, то для работы она использует сигналы, получаемые от гироскопа [3; 4].
Возможна работа СОС одновременно в режиме ориентации на Землю/Солнце и режиме стабилизации. Также предлагаемая СОС может быть масштабирована для использования в СМКА форматов 2U, 3U и им подобных.
Разработка и внедрение предлагаемой СОС позволит сэкономить свободное пространство внутри СМКА, что, в свою очередь, позволит установить в освободившееся пространство элементы полезной нагрузки.
Библиографические ссылки
1. CubeSatShop.com [электронный ресурс], MAI-101 Miniature 3-Axis Reaction Wheel. URL: http://cubesatshop.com/index.php?page=shop.product_det ails&flypage=flypage.tpl&product_id=55&category_id=7 &option=com_virtuemart&Itemid=69: свободный. Загл. с экрана. - Яз. англ. (дата обращения: 24.10.2013).
2. Артюхин Ю. П., Каргу Л. И., Симаев В. Л. Системы управления космических аппаратов, стабилизированных вращением. М. : Наука, 1979.
Решетневскуе чтения. 2013
3. Каргу Л. И. Системы угловой стабилизации космических аппаратов. М. : Машиностроение, 1980. 172 с. : ил.
4. Попов В. И. Системы ориентации и стабилизации космических аппаратов. 2-е изд., перераб. и доп. М. : Машиностроение, 1986. 184 с. : ил.
References
1. CubeSatShop.com [electronic source], MAI-101 Miniature 3-Axis Reaction Wheel - access mode http://cubesatshop.com/index.php?page=shop.product_det ails&flypage=flypage.tpl&product_id=55&category_id=7 &option=com_virtuemart&Itemid=69:free. Caps. screen. -
Lang. English (Date of circulation 24/10/2013
2. Artyukhin Yu. P., Kargu L. I., Simayev V. L. Sistemy upravleniya kosmicheskih apparatov, stabilizirovannykh vraschenyem (Control systems of spacecraft, stabilized by rotation). Moscow : Nauka, 1979.
3. Kargu L. I. Sistemy uglovoy stabilizatsii kos-micheskikh apparatov (Systems of angular stabilization of spacecraft). M. : Mashinostroyeniye, 1980. 172 s., il.
4. Popov V. I. Sistemy oriyentatsii i stabilizatsii kos-micheskikh apparatov (Systems of Orientation and stabilization of spacecraft). 2-ye izd., pererab. i dop. M. : Mashinostroyeniye, 1986. 184 s., il.
© Тараканец Е. А., 2013
УДК 629.78.051.062.2
АЛГОРИТМЫ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КУРСОВОГО УГЛА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА «ГЛОНАСС» НА УЧАСТКАХ УПРЕЖДАЮЩЕГО РАЗВОРОТА НА БОРТУ И В АППАРАТУРЕ ПОТРЕБИТЕЛЯ ДЛЯ ВЫЧИСЛЕНИЯ ФАЗОВОГО ЦЕНТРА АНТЕННЫ
А. В. Фатеев, Д. В. Емельянов, Ю. А. Тентилов, А. В. Овчинников
ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52
Рассматривается вопрос минимизации погрешности вычисления фазового центра антенны относительно солнечно-земной системы координат при упреждающем развороте.
Ключевые слова: навигационный космический аппарат, антенна, бортовой алгоритм прогнозирования.
ALGORITHMS OF DEFINITION OF THE COURSE CORNER OF SPACE VEHICLE "GLONASS" ON SITES OF THE ANTICIPATORY TURN ON BOARD AND IN CONSUMER EQUIPMENT TO CALCULATE THE PHASE CENTER
OF THE AERIAL
A. V. Fateev, D. V. Emelyanov, U. A. Tentilov, A. V. Ovchinnikov
JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia
The issue to minimize calculation failure of the aerial phase centre relatively its solar-terrestrial co-ordinate system is considered at an anticipatory turn.
Keywords: navigation spacecraft antenna, board prediction algorithm.
Орбита навигационного космического аппарата системы «ГЛОНАСС» имеет особые точки (при углах Солнце-КА-Земля близких к 0° - малый СОЗ и близких к 180° - большой СОЗ), при прохождении которых космический аппарат совершает разворот вокруг оси, направленной на Землю [1]. С целью уменьшения влияния сил солнечного давления на движение центра масс космического аппарата и для минимизации погрешности отслеживания курсового угла указанный разворот осуществляется с упреждением.
Если фазовый центр антенны не совпадает с центром масс космического аппарата, то при проведении упреждающего разворота происходит изменение координат фазового центра антенны в солнечно-земной системе координат, так как движение космического аппарата происходит относительно центра масс.
Потребитель проводит измерения положения фазового центра антенны, а должен знать положение центра масс космического аппарата. В связи с этим при прохождении особых точек орбиты в аппаратуре потребителя необходимо вычислять поправки на положение фазового центра антенны.
Разработан бортовой алгоритм прогнозирования времени включения упреждающего разворота.
Рассмотрены варианты алгоритмов определения курсового угла в аппаратуре потребителя для вычисления фазового центра антенны.
Внедрение предлагаемых алгоритмов на борт КА и в аппаратуру потребителя позволит увеличить точность знания положения фазового центра антенны.
