CC BY
31Решетневскце чтения
Результаты испытаний теплоотводящего элемента представлены на рис. 2. Испытания выполнены по схеме «имитатор БИНС - тепловая труба - БЧЭ». При отводимой мощности 20 Вт перепад температуры между макетом корпуса БИНС и БЧЭ уменьшается от 20 до 4 °С.
AT,«С
0,3 ---
О 3 10 13 Р, Вт
Рис. 2. Зависимость перепада температур между испарителем и конденсатором тепловой трубы от времени и передаваемой мощности
Степень влияния формы и протяженности гибких каналов тепловой трубы на осевые коэффициенты жесткости подвеса БЧЭ определялась в модуле программы Simulation SolidWorks. По результатам проведенных исследований спроектирована оптимальная форма каналов с коэффициентами жесткости, не превышающими 1,1 % от жесткости системы амортизации БЧЭ.
Библиографические ссылки
1. Use of precision quartz measuring instruments apparent acceleration in modern inertial navigation control systems / L. J. Kalihmah [et al.] // Proc. of 11th St. Petersburg Intern. Conf. of integrated navigation systems (24-26 May, 2004, St. Petersburg). Р. 280-284.
2. Passive controlling of a temperature field inside strapdown inertial navigation system / M. V. Chirkin [et al.] // Proc. of 18th St. Petersburg Intern. conf. of integrated navigation systems (30 May - 1 June, 2011, St. Petersburg). Р. 122-124.
V. V. Klimakov, A. I. Ulitenko, M. V. Chirkin Ryazan State Radio Engineering University, Russia, Ryazan
A. V. Molchanov
Moscow Institute of Electromechanics and Automatics, Russia, Moscow
COOLING OF SENSORY ELEMENT UNIT OF A STRAPDOWN INERTIAL NAVIGATION SYSTEM
The authors consider design of a heat removal element built into a strapdown inertial navigation system, which makes it possible to remove heat power to 20 W at the temperature difference of no more than 4 °C.
© Климаков В. В., Улитенко А. И., Чиркин М. В., Молчанов А. В., 2011
УДК 629.7.051
Д. Е. Колосов, А. О. Славянский
Балтийский государственный технический университет «Военмех» имени Д. Ф. Устинова, Россия, Санкт-Петербург
РАЗРАБОТКА КОМПЬЮТЕРНОЙ МОДЕЛИ СИСТЕМЫ СТАБИЛИЗАЦИИ СВЕРХМАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПО МАГНИТНОМУ ПОЛЮ ЗЕМЛИ
Осуществлено компьютерное моделирование движения малого космического аппарата (МКА) по околоземной орбите с учетом возмущений и рассчитаны параметры системы одноосной стабилизации МКА с использованием магнитных систем управления. Произведен расчет МГХмагнитных исполнительных органов.
Сокращение финансирования космических разработок практически во всех странах - лидерах космической индустрии привело к тому, что заметная часть разрабатываемых новых проектов базируется теперь на идеологии малых спутников. Жесткие ограничения, налагаемые на массогабаритные и энергетические характеристики систем малых спутников, диктуют особые подходы к реализации служебных систем, в частности, систем ориентации.
Одними из наиболее простых, экономичных и надежных систем ориентации, обеспечивающих заданное угловое движение наноспутников, являются системы, создающие управляющие моменты за счет взаимодействия актюаторов с геомагнитным полем [1]. Одной из таких систем является система ориентации на основе использования токовых катушек, создающих механический момент при их взаимодействии с геомагнитным полем. Относительно невысокая
Cистемыуправления, космическая навигация и связь
точность ориентации, достигаемая с помощью таких систем, либо является вполне приемлемой с точки зрения целевой функции спутника, либо компенсируется дополнительной обработкой информации [2].
Магнитные средства стабилизации используют идею ориентирующего действия магнитного диполя, связанного с корпусом космического аппарата (КА). В таких МСУ одним из основных элементов является ориентирующий МИО. Поскольку система с таким органом является консервативной, то в ней обязательно должны предусматриваться устройства, обеспечивающие демпфирование движения. Следовательно, средства стабилизации КА по магнитному полю Земли (МПЗ), кроме основной своей функции, способны выполнять также и функцию предварительного успокоения.
В ходе работы было рассмотрено первое приближение МПЗ - модель магнитного диполя, построена опорная траектория МКА. Моделировалось возмущенное движение аппарата по околокруговой орбите с эксцентриситетом e = 0,01 на высоте 1 500 км. Наклонение орбиты i = 98° выбрано из соображений обеспечения постоянной ориентации плоскости орбиты относительно Солнца (рис. 1). Программно были внесены ускорения от возмущений, вызванных нецентральностью гравитационного поля Земли.
Рис. 1. Орбита аппарата с указанными параметрами
Рассматривался МКА с тремя управляющими электромагнитами (ЭМ-1, ЭМ-2, ЭМ-3), расположенными вдоль осей строительной системы координат Охуг спутника. Определены динамические характеристики системы управления ориентации и стабилизации спутника и проведены оценки требуемых параметров управляющих органов при стабилизации аппарата по углу тангажа (рис. 2).
я 60
2 40
Л 123456789 10
Рис. 2. Процесс стабилизации угла тангажа
В результате принятых допущений математическая модель углового движения МКА в канале тангажа (аналогично в каналах крена и рыскания) имеет
вид /уё + Ы™ = 0.
Требуемый управляющий момент в канале тангажа, создаваемый парой электромагнитов ЭМ-1 и ЭМ-3, расположенных в каналах крена и рыскания соответственно, определяется по формуле
ы™ = ке + /е = Fз Бх - ^ в,
где Fl, Fз - магнитные моменты электромагнитов ЭМ-1 и ЭМ-3, расположенных вдоль осей х и z строительной системы координат МКА, регулируемые величины в диапазоне [-Р^, Fmax], Ам2; Вх, Б2 - проекции вектора магнитной индукции МПЗ на оси и О^с связанной системы координат МКА, Н/(Ам)[3].
Был проведен расчет массогабаритных характеристик катушечных МИО при следующих допущениях: изменение магнитного момента в относительно широких пределах с тем, чтобы он не становился меньше расчетного значения Ьр. При этом возможно питание МИО от нестабилизированного источника питания. Также предполагалось, что минимальное напряжение питания Ц/тт должно обеспечивать получение Ьр, а при Цтах катушка не должна перегреваться [4].
Значения основных параметров катушки при принятых в ходе расчетов характеристиках представлены в таблице:
''опт, А/мм2 Lp, А-м2 w -max, Ом -1max, А
0,4949 0,3 4343 340,7379 0,0364
кг Lmax5 Ам d, мм -min, Ом I А
0,9597 0,3103 0,3060 329,7245 0,0352
В итоге, на основе исходных данных, включающих в себя массогабаритные характеристики студенческого МКА, и выбранных законов управления при стабилизации по магнитному полю Земли, были рассчитаны параметры траектории движения МКА; предложен алгоритм одноосной системы стабилизации МКА по МПЗ; найдены параметры системы стабилизации; смоделирован процесс одноосной стабилизации; рассчитаны массогабаритные характеристики катушечных МИО.
Библиографические ссылки
1. Малыгин Д. В. Малые КА - персональное окно в космос // Молодежь. Техника. Космос : III Общерос. молодежная науч.-техн. конф. (2^ марта 2011, г. Санкт-Петербург). Санкт-Петербург, 2011. С. 219-220.
2. URL: http://sensorsystems.dlr.de/SE/IAA.SYMP/. Дата обращения: 20.02.2011 г.
3. Майноленко А. А. Динамические характеристики системы ориентации и стабилизации наноспутника на основе управляющих электромагнитов. ДНУ, 2008.
4. Коваленко А. П. Магнитные системы управления космическими летательными аппаратами. М. : Машиностроение, 1975.
Решетневские чтения
D. E. Kolosov, A. O. Slavyanskiy Baltic State Technical University «Voenmeh» named after D. F. Ustinov, Russia, Saint-Petersburg
DEVELOPING OF COMPUTER MODEL OF STABILIZATION OF EXTRASMALL SATELLITE USING EARTH MAGNETIC FIELD
The authors consider the trajectory of an ESS in low Earth orbit, taking into account the perturbations and calculated parameters of the uniaxial ESS stabilization using magnetic control systems, calculated mass-dimensional characteristics of the magnetic executives.
© Колосов Д. Е., Славянский А. О., 2011
УДК 621.391.827
Е. А. Копылов, Е. А. Мизрах
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Россия, Красноярск
УСТРОЙСТВО ФОРМИРОВАНИЯ ПЕРЕХОДНЫХ ПРОЦЕССОВ В ИНФОРМАЦИОННЫХ ЦЕПЯХ БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Рассмотрена конструкция устройства формирования переходных процессов в информационных цепях бортовой аппаратуры космических аппаратов для наземных испытаний.
При наземных испытаниях для проверки надежности и улучшения характеристик бортовой аппаратуры космических аппаратов требуется проверка информационных цепей на кондуктивную электромагнитную совместимость.
Устройство формирования переходных процессов в информационных цепях бортовой аппаратуры космических аппаратов, используемое для проверки, обеспечивает имитацию помех в информационных цепях со следующими характеристиками:
1) импульсы:
- обеих полярностей с амплитудой до 30 В и регулируемой длительностью от 1 до 200 мкс;
- обеих полярностей с амплитудой до 15 В и регулируемой длительностью от 200 до 500 мкс;
- обеих полярностей с амплитудой до 5 В и регулируемой длительностью от 0,5 до 5 мс (время повторения более 1 с);
2) гармонические сигналы с амплитудой не менее 4 В и частотой от 50 кГц до 10 МГц.
Особенность информационных цепей в том, что их сопротивление не менее 75 Ом. Кроме того, должен обеспечиваться выходной интерфейс для подключения к информационным цепям.
В состав устройства входит широкополосный высокочастотный усилитель мощностью 12 Вт, состоящий из параллельно-балансного каскада и оконечного усилителя мощности на полевых транзисторах, источник питания с защитой от короткого замыкания и устройство охлаждения.
Устройство обеспечивает в полосе частот от 0 до 2 МГц коэффициент усиления по напряжению, равный 5 и плавно уменьшающийся до 1,5 к частоте 10 МГц. Для наведения помех требуемой формы используется генератор специальных сигналов.
Габаритные размеры устройства составляют 144 х 357 х 244 мм (В х Ш х Г), вес 5 кг.
E. A. Kopylov, E. A. Mizrakh Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev, Russia, Krasnoyarsk
GENERATION APPARATUS OF TRANSIENT RESPONSES IN DATA BUSES OF SATELLITE-BORNE EQUIPMENT
The paper presents a functional structure of a generation apparatus of transient responses in data buses of satellite-borne equipment for ground testing purposes.
© KornrnoB E. A., Mupax E. A., 2011
