CC BY
14Решетневскце чтения
УДК 629.198
А. И. Игнатов
Государственный космический научно-производственный центр имени М. В. Хруничева, Россия, Москва
РЕАЛИЗАЦИЯ РЕЖИМОВ ВРАЩАТЕЛЬНОГО ДВИЖЕНИЯ ИСКУССТВЕННОГО СПУТНИКА ЗЕМЛИ С МАЛЫМ УРОВНЕМ ОСТАТОЧНЫХ МИКРОУСКОРЕНИЙ*
Получены оценки квазистатических микроускорений на проектируемом искусственном спутнике Земли, предназначенном для проведения космических экспериментов в области микрогравитации. Рассмотрены следующие режимы вращательного движения спутника: пассивная гравитационная ориентация, орбитальная ориентация и полупассивная гравитационная ориентация. Показано, что все режимы обеспечивают малый уровень квазистатических микроускорений и малую область вариации вектора остаточного микроускорения.
Наиболее подходящими для выполнения экспериментов по физике жидкости и в области космического материаловедения в случае низкоорбитального спутника являются его круговая орбита и покой в орбитальной системе координат, т. е. орбитальная ориентация.
Такое движение позволяет обеспечить малый уровень микроускорений и малую область изменения вектора остаточного микроускорения в системе координат, связанной со спутником.
Пусть спутник представляет собой твердое тело, или гиростат, и точка Р жестко связана с его корпусом. Микроускорением Ь в точке Р называется разность между напряженностью гравитационного поля в этой точке и абсолютным ускорением последней. Для микроускорения имеет место формула [1]:
Ь = d х щ +(щх d )х щ+—^3
3 (d • г)
г - (I
(1)
+ сРа | V | V
нат относительно компонент векторов г и V (см. формулу (1). В ней учитываются нецентральность гравитационного поля Земли и сопротивление атмосферы. Подсистема уравнений вращательного движения образована уравнениями, выражающими теорему об изменении кинетического момента спутника в его движении относительно центра масс, кинематическими уравнениями Пуассона и уравнениями, описывающими изменение кинетического момента гироси-стемы.
В уравнениях, выражающих теорему об изменении кинетического момента, учитываются гравитационный и аэродинамический моменты.
В режиме пассивной гравитационной ориентации продольная ось спутника направлена приблизительно вдоль местной вертикали, солнечные батареи лежат в плоскости орбиты, собственный кинетический момент гиросистемы равен нулю. Решение уравнений движения, описывающее начальный отрезок режима, находится из условия минимума интеграла
где I - радиус-вектор точки Р относительно центра масс спутника - точки О; ш - абсолютная угловая скорость спутника, точка над буквой означает дифференцирование по времени V, цв - гравитационный параметр Земли; г - геоцентрический радиус-вектор точки О; V - скорость этой точки относительно поверхности Земли; ра - плотность атмосферы в точке О; с - баллистический коэффициент спутника.
Используется следующая математическая модель движения спутника. Спутник считается гиростатом с массой 6 440 кг и главными центральными моментами инерции 2 600 кг • м2, 11 100 кг • м2, 10 900 кг • м2 Параметры орбиты: высота в апогее - 450 км, высота в перигее - 400 км, наклонение - 63°, аргумент широты перигея - 54,4°, долгота восходящего узла - 164°. Уравнения движения спутника состоят из двух подсистем, одна из которых описывает движение центра масс спутника, а вторая - движение спутника относительно центра масс. Подсистема уравнений движения центра масс записана в гринвичской системе коорди-
Л щ -
щ0 |2сЬ,
где ш0 - угловая скорость орбитальной системы координат (орты осей 2 и 3 этой системы имеют вид (г х у)/|г х VI и г/|г|); момент t = 0 - начало движения; значение Т равно нескольким орбитальным периодам. Найденное таким образом решение является справедливым для отрезка времени в несколько суток и сохраняет все свои основные свойства, в частности, амплитуды колебаний спутника относительно орбитальной системы координат.
В режиме полупассивной гравитационной ориентации использованы законы управления кинетическим моментом гиросистемы, предложенные в [2]. Эти законы обеспечивают демпфирование возмущенного движения спутника.
В результате получается устойчивое движение, близкое к начальному отрезку движения в режиме пассивной гравитационной ориентации. Собственный кинетический момент гиросистемы при этом остается ограниченным.
Работа выполнена при поддержке РФФИ (проект 11-01-00262).
х
Малые космические аппараты: производство, эксплуатация и управление
Рассмотренные режимы обеспечивают весьма малый уровень квазистатических микроускорений на спутнике. В этих режимах в середине рабочего отсека спутника микроускорения не превышают 10-5 м/с2. Все режимы обеспечивают к тому же и весьма малую область вариации вектора остаточного микроускорений и небольшую скорость накопления кинетического момента гиросистемы. Однако приемлемый энергосъем в этих режимах возможен только в случае достаточно большого удаления Солнца от плоскости орбиты.
Библиографические ссылки
1. Микроускорения на орбитальной станции «Мир» и оперативный анализ гравитационной чувствительности конвективных процессов тепломассопе-реноса / В. В. Сазонов, М. М. Комаров, В. И. Полежаев и др. // Космич.исслед. 1999. Т. 37, № 1. С. 86-101.
2. Сазонов В. В. Гравитационная ориентация искусственных спутников с гиродинами // Космич. ис-след. 1988. Т. 26, № 2. С. 315-317.
A. I. Ignatov
Khrunichev State Research and Production Space Center, Russia, Moscow REALIZATION OF SPACECRAFT ATTITUDE MOTION WITH SMALL RESIDUAL ACCELERATIONS
We estimate residual accelerations on board a projectible spacecraft intended for experiments in microgravity sciences. Three modes of the spacecraft attitude motion are considered: passive gravitational orientation, orbital orientation and active gravitational orientation. The second and the third orientation modes are implemented by electromechanical actuators (a gyro system). The estimates show that acceleration in the working area of the spacecraft is not more 10-5m/s2.
© Игнатов А. И., 2012
УДК 521.61
А. Ю. Лозбин, П. А. Инчин, М. Ю. Шпади, Г. М. Аязбаев Институт космической техники и технологий, Республика Казахстан, Алматы
ПРОЕКТ КАЗАХСТАНСКОГО НАУЧНО-ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО СПУТНИКА
В рамках программы «Развитие космической деятельности в Республики Казахстан на 2010-2014 гг.» разрабатывается научно-технологический космический аппарат для решения образовательных и научных задач.
В рамках проекта казахстанской космической системы научного назначения разрабатывается научно-технологический космический аппарат (КА) с комплектом аппаратуры и системой сбора, накопления и передачи научной и служебной информации.
В состав бортовой аппаратуры КА входят многокомпонентные измерители параметров магнитного и электрического поля, плазменный анализатор, двух-частотный GPS/ГЛОНАСС-приемник.
Задачи для спутника были поставлены научными организациями Казахстана при участии зарубежных партнеров из России, Франции и Украины, при этом основной задачей космической системы научного назначения является мониторинг околоземного космического пространства:
- с целью исследования физических процессов в ионосфере и атмосфере Земли и их взаимосвязи с земными процессами по данным спутниковых измерений электромагнитного поля, параметров ионосферной плазмы;
Исследования, контроля и прогнозирования вариаций космической погоды и ее влияния на состояние различных геосфер, на работу космических и наземных телекоммуникационных систем.
Исходя из поставленных задач были выработаны требования к выбору необходимой бортовой аппаратуры и параметрам орбиты. Количество приборов - 5, общая масса - до 20 кг, энергопотребление - до 20 вт, орбита - круговая солнечно-синхронная с высотой 650 км и наклонением 98°. Сроки реализации проекта - 2012-2015 гг.
A. Lozbin, P. Inchin, M. Shpadi, G. Ayazbayev Institute of Space Techniques and Technologies, Republic of Kazakhstan, Almaty
THE PROJECT OF KAZAKHSTAN SCIENCE TECHNOLOGICAL SATELLITE
Now the Branch Program «Space Activity Development in Republic of Kazakhstan in 2010-2014» is realized. The one aim of this Program is design and launch a Science and Technological Space vehicle for educational and scientific purposes.
© ^036HH A. ro., HHHHH n. A., EnaflH M. to., ArfaeB r. M., 2012
