CC BY
18Системы управления, космическая навигация и связь
УДК.629.783
ОЦЕНКА ЭФФЕКТИВНОСТИ АЛГОРИТМА УПРАВЛЕНИЯ ПРИВОДОМ
СОЛНЕЧНЫХ БАТАРЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ЦЕЛЬЮ СОЗДАНИЯ МОМЕНТОВ ДЛЯ РАЗГРУЗКИ ЭЛЕКТРОМЕХАНИЧЕСКОГО ИСПОЛНИТЕЛЬНОГО ОРГАНА СОС
С. В. Латынцев, С. В. Меус, А. В. Овчинников, А. А. Бабанов
ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: meus@iss-reshetnev.ru
Кратко рассмотрены основные причины возникновения возмущающих моментов и способы их компенсации для космических аппаратов на геостационарной орбите разработки ОАО «ИСС», использование сил солнечного давления для создания моментов сил, сравнение расчетной и реальной экономии топлива.
Ключевые слова: система ориентации и стабилизации, бюджет топлива, солнечное давление.
EFFICIENCY EVALUATION OF SPACECRAFT SOLAR ARRAY DRIVE CONTROL ALGORITHM FOR THE PURPOSE OF CREATING TORQUES FOR ADCS REACTION
WHEELS MOMENTUM DAMPING
S. V. Latyncev, S. V. Meus, A. V. Ovchinnikov, A. A. Babanov
JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: meus@iss-reshetnev.ru
The main reasons of appearance of disturbing torques and methods of their compensation for the spacecraft at geostationary orbit designed by JSC "ISS" are presented; using the sun pressure forces to create torques, comparison of theoretical and practical economy of propellant are overviewed
Keywords: attitude determination and control system, propellant budget, solar pressure.
При полете космического аппарата (КА) на него действуют возмущающие моменты различного рода, в результате чего увеличивается модуль скорости вращения управляющих двигателей-маховиков, входящих в состав системы ориентации и стабилизации. На КА, работающие на геостационарной орбите, наибольшее влияние оказывают возмущения от работы реактивных двигателей коррекции орбиты. Максимальные скорости вращения двигателей-маховиков ограничены, поэтому при достижении ими определенных скоростей, во избежание потери ориентации КА на Землю, производится включение реактивных двигателей ориентации таким образом, чтобы скорости вращения маховиков уменьшались. Отсюда вытекает следующая проблема: чем больше срок активного существования аппарата, тем больший запас топлива необходимо иметь на борту. На сегодняшний день проблема решается наличием необходимого запаса топлива на борту аппарата. Одним из решений является использование сил солнечного давления.
Главная идея использования солнечного давления заключается в том, чтобы конструкция в целом напоминала пропеллер, тогда имеется возможность использовать давление солнечного ветра для создания моментов нужного знака [1], а именно: при отклонении панелей батарей солнечных (БС) от направления на Солнце на углы одинаковой величины, но разных знаков, создается пара сил, которая, в свою очередь, порождает момент сил, заставляющий при неизменной ориентации КА изменять скорости вращения двигателей-маховиков.
На этапе проектирования КА при расчете необходимого количества топлива двигателей ориентации закладывается около 7 % от общей массы топлива на парирование возмущений от возможной непараллельности панелей БС. Иными словами, на сегодняшний день на этапе проектирования возможность разгрузки маховиков крыльями БС не учитывается.
Расчет возможной экономии топлива проводился путем математического моделирования процесса коррекции орбиты при различных начальных условиях. По данным расчета для КА производства ОАО «ИСС» на базе платформы «Экспресс-1000Н», экономия топлива двигателей ориентации за счет использования разработанного алгоритма составляет 5,5 % от общего количества.
Экономия, полученная при натурной эксплуатации КА длительностью около двух лет, составляет примерно 10 % от общих затрат топлива. Разница между расчетными и полученными результатами обусловлена консервативностью методики расчета: расчетные значения возмущающих моментов больше, чем наблюдаемые на практике.
Разработанный алгоритм подтвердил свою эффективность на практике, поэтому из бюджета топлива вновь разрабатываемых КА можно исключить составляющую от сил «паразитного» солнечного давления. В настоящее время разрабатываются усовершенствованные алгоритмы разгрузки, за счет совместного использования двигателей ориентации и панелей БС планируется увеличить экономию топлива.
Решетневскуе чтения. 2013
Библиографические ссылки
References
1. Каргу Л. И. Системы угловой стабилизации космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1980. 172 с.
2. Раушенбах Б. В. Управление ориентацией космических аппаратов. М. : Наука, 1974. 600 с.
1. Kargu L. I. Angular stabilization system of the spacecraft. Moscow, Mashinostroenie, 1980. 172 p.
2. Raushenbah B. V. Attitude control of spacecraft. Мoscow : Nauka, 1974, 600 p.
© Латынцев С. В., Меус С. В., Овчинников А. В., Бабанов А. А., 2013
УДК 621.396.946"313"
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ СПУТНИКОВОЙ СВЯЗИ КАЗАХСТАНА
В. Д. Лефтер, Б. Т. Кудабаев, Ш. Г. Свогузов, М. Ж. Анаров
АО «Республиканский центр космической связи» Республика Казахстан, 010000, г. Астана, ул. Джангельдина, 34. Е-mail: anarov@rcsc.kz
Описаны этапы развития спутниковой связи Казахстана, проблемы и перспективы развития. Ключевые слова: спутниковая связь.
THE HISTORY OF SATELLITE COMMUNICATIONS IN KAZAKHSTAN
V. D. Lefter, B. T. Kudabaev, S. G. Svoguzov, M. Zh. Anarov
JSC "Republican center of space communication" 34, Dzhangeldin str., Astana, 010000, Republic of Kazakhstan. E-mail: anarov@rcsc.kz
The stages of development of Kazakhstan's satellite communications, problems and prospects for the development are described.
Keywords: satellite communications.
Спутниковая связь - очень молодая и динамично развивающаяся отрасль, на сегодняшний день ей даже нет 100 лет, всего-то 56 лет.
Как известно, впервые идею спутниковой связи представил в 1945 году англичанин Артур Кларк. В радиотехническом журнале он опубликовал статью о перспективах ракет, подобных «Фау-2», для запуска спутников Земли в научных и практических целях. Знаменателен последний абзац этой статьи: «Искусственный спутник на определенном расстоянии от Земли будет совершать один оборот за 24 ч. Он будет оставаться неподвижным над определенным местом и в пределах оптической видимости почти с половины земной поверхности. Три ретранслятора, размещенные на правильно выбранной орбите с угловым разнесением на 120°, смогут покрыть телевидением и УКВ радиовещанием всю планету».
А уже 13 мая 1946 г. подписано постановление о создании в СССР ракетной отрасли науки и промышленности. В его развитие в августе 1946 г. Сергея Королева (академика с 1958 г.) назначили главным конструктором баллистических ракет дальнего действия.
В январе 1956 г. было подготовлено и 30 января подписано постановление Правительства о создании неориентированного ИСЗ под секретным шифром «Объект Д» массой 1 000-1 400 кг с аппаратурой для научных исследований массой 200-300 кг.
Ранее, 12 февраля 1955 г., на территории Казахской ССР в районе станции Тюратам, силами армии под командованием генерала Шубникова началось строительство научно-исследовательского и испытательного полигона № 5, с 1961 г. это место станет известным как космодром Байконур.
4 октября 1957 г. в 22 ч 28 мин 3 с по московскому времени был осуществлен старт. Через 295,4 с спутник и центральный блок ракеты-носителя вышли на орбиту. Впервые была достигнута первая космическая скорость, рассчитанная основателем классической физики и закона всемирного тяготения англичанином Исааком Ньютоном (1643-1727). Она составляла для первого ИСЗ 7 780 м/с. Наклонение орбиты спутника равнялось 65,1°, высота перигея 228 км, высота апогея - 947 км, период обращения 96,17 минут, когда на полигоне приняли ставшие тут же известными всему человечеству сигналы «БИП-БИП-БИП». Так началось существование спутниковой связи. Первый спутник существовал 92 дня (до 4 января 1958 г.). За это время он совершил 1 440 оборотов, центральный блок работал 60 дней, он наблюдался простым глазом как звезда 1-й величины.
Первый активный радиоретранслятор «Score» был запущен в США 18 декабря 1958 года на наклонную эллиптическую орбиту с высотой апогея 1 481 км, перигея 177 км. Аппаратура спутника состояла из
