CC BY
60Решетневскце чтения
УДК 629.78
Т. А. Мусабаев, М. М. Молдабеков Национальное космическое агентство Республики Казахстан, Республика Казахстан, Астана
Д. Ш. Ахмедов, С. А. Елубаев, К. А. Алипбаев ДТОО «Институт космической техники и технологий» ОАО «Национальный центр космических исследований и технологий», Республика Казахстан, Алматы
РАЗРАБОТКА ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО ОБРАЗЦА ЗВЕЗДНОГО ДАТЧИКА ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Звездный датчик является высокотехнологичным прибором для точного определения положения космического аппарата в пространстве относительно инерциальной системы координат. За последние годы звездные датчики приобретают все большую популярность и важность среди датчиков, используемых в системе управления движением и навигации, так как остальные датчики могут работать только при определенных условиях (расстояние, освещенность, наличие магнитного поля и т. д.). В то же время звездный датчик является и наиболее сложным и дорогостоящим оборудованием. В связи с этим в Казахстане силами отечественных специалистов проведены первые шаги по созданию собственной конструкции звездных датчиков и его программно-математического обеспечения, что имеет не только научно-практическое значение, но и коммерческую выгоду. В частности определены основные требования к компонентам звездного датчика и проведены работы по предварительному проектированию звездного датчика.
Звездный датчик является высокотехнологичным оборудованием, основными составными компонентами которого являются оптическая система, детектор, бленда и блок электроники. На первом этапе работ определены основные требования к компонентам звездного датчика и проведены работы по его предварительному проектированию.
Оптическая система. Одними из основных параметров оптической системы звездного датчика является поле зрения, диаметр пятна рассеяния, диаметр входного зрачка. В результате проведенного анализа принято, что оптимальным полем зрения представляется поле с полным углом от 20 до 25 градусов, что соответствует максимальным звездным величинам 5,0-5,8. Функция рассеивания точки подбирается таким образом, что диаметр пятна с 85 % энергии составляет около 3 пикселей - это позволяет определять положение центроида (центра масс пятна) с субпиксельной точностью, соответствующей приблизительно 10 % размера пикселя.
В подавляющем большинстве существующих звездных датчиков используются линзовые оптические системы. К преимуществам относится относительная простота изготовления и выравнивания. На возможность использования рассмотрены два вариан-
та: шестилинзовая и семилинзовая оптическая система. В результате анализа (исследование размеров пятна рассеяния, распределения энергии в пятне рассеяния и т. д.) определено, что шестилинзовая оптическая система наиболее полно удовлетворяет разработанным ранее требованиям.
Детектор. В качестве детектора звездного датчика используются матрицы ПЗС или матрицы КМОП. Размерность матриц обычно составляет от 512 х 512 до 2 048 х 2 048. Одним из кандидатов является новый sCMOS-детектор компании Fairchild Imaging с размером пикселя 13 мкм при использовании биннин-га 2 х 2 (2 х 6,5 мкм). При очень низком уровне собственных шумов порядка 5 электронов он обладает сравнительно высокой квантовой эффективностью 40-50 % в видимом диапазоне.
Блок электроники. Блок электроники звездного датчика состоит из ПЛИС предобработки изображения с головки звездного датчика для фильтрации изображения от шума и вычисления центроидов, центрального процессора для распознавания конфигурации центроидов и вычисления ориентации звездного датчика, блока памяти и интерфейсных компонентов. Рассматриваются варианты использования центрального процессора с встроенной ПЛИС.
T. À. Musabayev, M. M. Moldabekov National Space Agency of Republic of Kazakhstan, Republic of Kazakhstan, Astana
D. Sh. Akhmedov, S. À. Yelubayev, K. A. Alipbayev Subsidiary special partnership «Institute of Space Technics and Technologies» JSC «National Center of Space Research and Technologies», Republic of Kazakhstan, Almaty
DEVELOPMENT OF EXPERIMENTAL MODEL OF STAR SENSOR FOR SPACECRAFT
Star sensor is the high-tech device for accurate attitude determination of spacecraft in space relative to the inertial coordinate system. Over recent years star sensors are gaining popularity and importance among the sensors used in motion control system and navigation system, because the rest of the sensors can operate only under certain conditions (distance, light, presence of magnetic fields, etc.). At the same time developed experimental model of star sensor refers
Космическое электронное приборостроение
to the complex and expensive equipment. In this regard the first steps to the development of domestic star sensor structure and its software and mathematical support were made in Kazakhstan. It corresponds to practical meaning and commercial advantage. Particularly the main requirements to the components of star sensor were defined and work regarding the predesigning of star sensor was made.
© Мусабаев Т. А., Молдабеков М. М., Ахмедов Д. Ш., Елубаев С. А., Алипбаев К. А., 2012
УДК 629.78.015
С. А. Орлов
ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева», Россия, Железногорск
О НЕКОТОРЫХ ПРОБЛЕМАХ НОРМИРОВАНИЯ И ОТРАБОТКИ БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Рассматриваются проблемы, возникающие при нормировании и отработке бортовой аппаратуры космического аппарата негерметичного исполнения на вибрационные и ударные воздействия.
В настоящее время отечественные, как и зарубежные космические аппараты (КА) стали выполняться по негерметичной схеме. Силовой основой таких КА являются сотовые панели и конструкции из композиционных материалов. В результате меняются жестко-стные и демпфирующие свойства КА, способы крепления бортовой аппаратуры (БА) и, как следствие, нагрузки на сами КА и входящую в их состав аппаратуру. В то же время существующая нормативная документация, регламентирующая нагрузки на БА и методики отработки, остаются неизменными уже более 30 лет и значительно отличаются от действующих зарубежных стандартов [1; 2]. Выход из сложившейся ситуации заключается в формировании спецификаций на БА по результатам испытаний отработочных и штатных КА с регистрацией уровней нагружения БА в составе КА. И такая работа в настоящее время проводится. Для формирования требований к аппаратуре применяется «зонное нормирование». Типовые спецификации, как для отечественных, так и для зарубежных КА (см., например, [3; 4]), устанавливают уровни вибрационного нагружения в зависимости от массы и местоположения аппаратуры, а также от направления действия нагрузки (в плоскости крепления аппаратуры или перпендикулярно к ней). Нормируемые величины спектральной плотности мощности виброускорений могут достигать величин в десятки единиц я2/Гц (например, на аппаратуре рефлекторов антенн). По ударным воздействиям нормирование проводится в форме ударных спектров ускорений (УСУ), величина которых устанавливается, как правило, в зависимости от расстояния от источника ударных воздействий. Значения УСУ могут достигать величин в десятки тысяч g. Следует отметить, что испытания на низкочастотную гармоническую вибрацию (диапазон 5-100 Гц) при выполнении общепринятых требований по отсутствию резонансов в элементах конструкции аппаратуры до 150 Гц не проводится (стойкость к вибрационным воздействиям может быть подтверждена даже анализом на квазистатические нагрузки). Исключение составляет различная
аппаратура ориентации, лазерно-оптические средства приема и передачи информации, включающие в себя различные приводы. Предъявление требований по отсутствию резонансных частот к механизмам (даже в диапазоне частот до 40 Гц) некорректно, если этот механизм не фиксируется на участке выведения. Испытания на акустические воздействия аппаратуры также не проводятся (в силу небольшой площади поверхности большинства аппаратуры), а защищается аппаратура на данный вид механических нагрузок подбором комплектующих и положительными результатами испытаний на случайную вибрацию. Такой подход имеет ряд безусловных преимуществ: проводить автономную отработку приборов можно на ранних этапах проектирования КА, можно также заимствовать аппаратуру из одного проекта в другой без доработки, что существенно снижает как время, так и стоимость разработки. К недостаткам следует отнести ситуацию, когда рядом стоящие приборы, но имеющие разную массу, должны будут отрабатываться на разные вибрационные воздействия. Другим существенным недостатком в таком подходе является проблема применения комплектующих, имеющих низкие требования по уровням случайной вибрации (или отсутствие требований на комплектующие по случайной вибрации вовсе). Имеющиеся методики пересчета (например, некорректное использование формулы Майлса [5]) могут давать завышенные результаты. При этом для проведения испытаний требуются достаточно мощные стенды с современной системой управления и многоканальной системой регистрации. Еще большую проблему составляют ударные испытания: для создания необходимых УСУ при испытаниях требуются специализированные ударные стенды, обеспечивающие длительность ударного импульса ~0,1-0,2 мс (при замене УСУ одиночным импульсом) и амплитудой до 3-5тыс. g. Кроме того, спецификации по УСУ для отечественных и ряда зарубежных комплектующих отсутствуют, и приходится проводить подбор неких эквивалентных импульсов, для которых имеются формализованные
