CC BY
60
Секция «Автоматика и электроника»
2. Моделирование управления распределением разрядных токов. Рассмотрены разные варианты.
3. Расчет новых значений ёмкости, степени заря-женности, напряжения обеих батарей к концу данного цикла (началу следующего).
4. Запись данных полученных цикле работы алгоритма - токов, напряжений, текущих емкостей, степеней заряженности обеих АБ, фактов выдачи команд управления в массив для построения графиков.
Цикл повторяется до тех пор, пока напряжение одной из АБ не снизится до минимального значения.
Для учета влияния разницы между температурами АБ предусмотрена возможность задавать разные температуры разряда для первой и второй АБ.
В заключение отметим: разработан принцип управления разрядом двух аккумуляторных батарей
с целью компенсации разницы степеней заряженности за счет распределения тока разряда между батареями.
Для подтверждения работоспособности данного принципа управления разработана программная модель разрядного процесса.
Результаты моделирования показали принципиальную возможность применения подобной логики управления.
Библиографическая ссылка
1. Кедринский И. А., Яковлев В. Г. Ы-ионные аккумуляторы. Красноярск : Платина, 2002.
© Михеев И. А., 2014
УДК 629.78.05
А. В. Углов Научный руководитель - М. М. Лукъяненко Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
ОРИЕНТАЦИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ЭЛЕКТРОДИНАМИЧЕСКИХ ТРОСОВЫХ СИСТЕМ
Проводится анализ возможности использования электродинамических тросовых систем как исполнительного органа системы ориентации КА. Исследованы зависимости силы Ампера, действующей на трос, от параметров троса и орбиты.
В настоящее время в космонавтике актуальна проблема применения исполнительных органов систем ориентации и коррекции космических аппаратов (КА), использующих в качестве источника энергии внешние факторы космического пространства. Это позволит сократить массу служебных систем, снизив запас рабочего тела для двигателей, а значит разместить на КА больше целевой аппаратуры, сделав запуск спутника более выгодным.
Возможным решением этой проблемы может стать использование тросовых систем.
Впервые космические тросовые системы были описаны К. Э. Циолковским в 1895 г. в «Грезах о Земле и небе». Позднее идеи Циолковского нашли отражения в проектах Ф. А. Цандера, Ю. В. Кондратюка, Ю. Н. Арцутанова, С. П. Королева. За рубежом начало работ в области тросовых систем в 1974 г связано с именем итальянского ученого Д. Коломбо. Работы профессора Коломбо нашли применение в совместной итало-американской программе тросовой системы Т88 [2].
Тросовые системы представляют собой систему космических объектов, соединённых между собой гибкой связью - тросом. Значительный интерес представляют тросовые системы с токопроводящим тросом, взаимодействующие с магнитным полем Земли (МПЗ) (электродинамические тросовые системы), которые могут быть использованы для превращения электрической мощности в энергию орбитального движения. На сегодняшний день остаются малоизу-
ченными их энергетические и динамические характеристики. Если электропроводящий и изолированный снаружи трос развернут с КА вдоль местной вертикали, и с помощью бортовой электроустановки пропустить по нему электрический ток, то со стороны геомагнитного поля на трос будет действовать распределенная сила Ампера, ускоряющая движение КА [1]. Трос в этом случае будет действовать как своего рода электромагнитный двигатель для КА. Ток, протекающий по тросу, должен замыкаться через ионосферную плазму с помощью специальных устройств, обеспечивающих контакт с окружающей плазмой [3]. Силу Ампера при а = 90° можно определить следующим образом (при а^90° для определения силы Ампера полученные выражения следует умножить на Бт(а)):
2 • Р
Еа _ I • В • I _-^ • В • I _
Е
_ 2 • £ • I • (В •V)2 _ £ • I • В2 •V _ 4-р-В•/•V ' ^ _ 2•р , где I - ток, текущий по тросу; 8 - площадь поперечного сечения проводника; В - вектор магнитной индукции; V - скорость движения основного спутника; р -удельное сопротивление проводника; I - длина троса; а - угол между вектором магнитной индукции и направлением тока.
Таким образом, сила Ампера зависит от длины и площади поперечного сечения троса, а также от высоты и наклонения орбиты.
Актуальные проблемы авиации и космонавтики - 2014. Технические науки
Некоторые из этих зависимостей приведены на рис. 1-3.
1 1 1 -
____ ---- к—... ------
1 1 1
2 105 4-Ю3 6-Ю3 8-Ю3 110°
высота орбиты Н: м
..... ¡=30°
Х-Х- 1=60° ----- ¡=80°
Рис. 1. Зависимость среднего значения силы Ампера, действующей на трос с током при длине троса 1 км и диаметре 3 мм на орбитах с разными наклонениями от высоты орбиты
2000 4000 (5000 8000 МО4
длина троса L, м
Н=200 км
..... Н=400 км
----Н=600 км
----- Н=800км
—Э— Н—10(н) ш
Рис. 2. Зависимость среднего значения силы Ампера от длины троса при диаметре 3 мм на экваториальных орбитах разной высоты
диаметр троса гл
Н—200 км
..... Н—400 км
----Н=600 км
----- Н=300 км
—в— Н=1000 км
Рис. 3. Зависимость среднего значения силы Ампера
от диаметра троса при длине 1 км на разных высотах
Зависимости получены при условии: трос на обоих концах снабжен идеальными устройствами контакта с плазмой, для исследования использовались следующие характеристики тросовой системы: масса основного спутника 5 т, масса субспутника 10 кг, трос представляет собой изолированный алюминиевый проводник диаметром 3 мм. Выбраны низкие орбиты (200-1 000 км), так как напряженность магнитного поля убывает пропорционально кубу расстояния от центра Земли и на более высоких орбитах имеет малые значения. Орбита спутника круговая.
Таким образом, электродинамические системы возможно использовать как исполнительный орган систем ориентации и коррекции КА. Управляющий момент, действующий на аппарат, создается за счет действия распределенной силы Ампера на тросовую систему в геомагнитном поле Земли. Исследованы зависимости силы Ампера от длины и площади поперечного сечения троса, а также от высоты и наклонения орбиты.
Библиографические ссылки
1. Белецкий В. В., Левин Е. М. Динамика космических тросовых систем. М. : Наука, 1990. 336 с.
2. Италия - США. О тросовом спутнике / Ракетная и космическая техника. 1992. № 31. С. 5-6.
3. Уильямс Дж. Д., Уилбур П. Дж. Экспериментальное исследование работы плазменного замыкателя // Аэрокосмическая техника. 1991. № 10. С. 3-13.
© Углов А. В., 2014
