CC BY
21СЭО СМКА отличаются малыми мощностями, которые составляют десятки и единицы Вт. В состав СЭО входят солнечные батареи (СБ) на основе ФЭП, аккумуляторные батареи (АБ), преобразователи и проводники электроэнергии.
Типовой состав СЭО с ФЭП позволяет записать его массовое уравнение в виде
тСЭО = тСБ + тАБ + тАРК + тРФ + тпор ,
где в правую часть уравнения вошли соответственно массы: солнечных батарей, аккумуляторных батарей (аб), аппаратуры регулирования и контроля (арк), механизмов раскрытия и фиксации (рф) сб и привода ориентации (пор) сб.
в данное уравнение могут войти и другие составляющие, например, приводные устройства сб, механизмы раскрытия и фиксации конструкций.
Ключевое значение в системном проектировании СМКА занимают критерии.
Критерий - это мерило оценивания, определяющее правило оценивания чего-либо. В общем смысле под критерием понимают определяющее правило.
Критерий и показатель - разные понятия. Следует строго их различать. При этом критерий - определяющее правило, а показатель - числовая мера, число. Показатель определяет значение характеристики. Критерий записывается в виде одного или нескольких условий. По критериям будем оценивать результаты проектирования, сравнивать различные варианты проектных решений.
Существуют критерии пригодности и оптимальности, качества и эффективности. Критерий пригодности качества и стоимости СМКА записывается в виде допустимых ограничений на показатели качества и стоимости, например:
М < МД, тСС > тДг, V < КД,
"СС>
тивного существования наноспутника; СЕ, С^ - стоимость и допустимая стоимость жизненного цикла СМКА.
В данное уравнение вошли не все ограничения на показатели качества и стоимости СМКА. На этом примере показано, как принципиально выглядит критерий пригодности качества и стоимости.
Критерий эффективности формируется как критерий оптимальности. В него войдут ограничения по частным показателям качества, например:
С
W = min-
"ЖЦ ^ЦС
V > ¥Д Т > ТД С < СД
УСС - УСС> 1 САС 1 САС' °ЖЦ - °ЖЦ'
где М0,МД - стартовая масса и допустимая стартовая масса СМКА; тСС, тДСС - масса и допустимая
масса специальных подсистем (ПН); V0,V0д - стартовый и допустимый стартовый объем СМКА; VСС уСС - объем и допустимый объем специальных подсистем; Т САС, ТДАС - срок и допустимый срок ак-
М < Мд V < Vд С < Сд м0-м0 , г0 - у0 , сжц ь сжц ,
тцс — тцс , тлэ — тлэ , где М0,Мд - стартовая масса и допустимая стартовая масса СМКА, V0,V0d - стартовый и допустимый стартовый объем СМКА; СЖц, СЖц - себестоимость и допустимая себестоимость жизненного цикла СМКА; тцП, тЦП - масса и допустимая масса служебных подсистем; тЛЭ, тдЛЭ - время и допустимое время летной эксплуатации СМКА.
Библиографические ссылки
1. Малыгин Д. В. Универсальная платформа «Синергия» блочно-модульного исполнения // Решетнев-ские чтения : XV Междунар. науч. конф. Красноярск, 2011. С. 377-378.
2. Малыгин Д. В. Универсальная платформа сверхмалого космического аппарата // Материалы V Всерос. форума студентов, аспирантов и молодых ученых. 2011. С. 38-40.
References
1. Maligin D. V. Universal block-modular platform "Synergy" // Reshetnevskie chteniya : XV International Scientific Conference. C. 377-378.
2. Maligin D. V. Universal platform for nanosatellite // Proceedings of the V All-Russian forum of students and young scientists. 2011. C. 38-40.
© Малыгин Д. В., 2014
УДК 62-233.2
УСТРОЙСТВО АРРЕТИРОВАНИЯ РОТОРА ЭЛЕКТРОДВИГАТЕЛЯ-МАХОВИКА
С МАГНИТНЫМ ПОДВЕСОМ
М. В. Поляков, Г. Н. Гладышев, В. П. Лянзбург
ОАО «Научно-производственный центр «Полюс» Российская Федерация, 634050, г. Томск, пр. Кирова, 56в. E-mail: [email protected]
Разработано устройство арретирования ротора электродвигателя-маховика с электромагнитными опорами, осуществляющее многократную автоматическую фиксацию, центрирование и последующий выбег вращающегося ротора в случаях отказа системы магнитного подвеса.
Ключевые слова: устройство арретирования, магнитный подвес, электродвигатель-маховик.
Решетневские чтения. 2014
LAUNCH-LOCK APPARATUS FOR ROTOR OF MAGNETIC BEARING FLYWHEEL
M. V. Polyakov, G. N. Gladyshev, V. P. Lyanzburg
JSC "Research and production center "Polyus" 56v, Kirov av, Tomsk, 634050, Russian Federation, E-mail: [email protected]
The launch-lock apparatus for rotor of magnetic bearing motor flywheel is designed. The system allows to implement the automatic lock, center and rundown of spinning rotor in case of magnetic suspension system failure.
Keywords: launch-lock apparatus, magnetic bearing, motor flywheel.
Для снижения помеховых моментов, генерируемых электродвигателями-маховиками (ЭДМ) систем ориентации и стабилизации космического аппарата, в ряде случаев вместо шарикоподшипниковых опор ротора применяются электромагнитные опоры (ЭМО), что дает возможность уменьшения вибраций ротора за счет управления жесткостью и демпфирования его колебаний.
Кроме непосредственно магнитного подвеса ротора в составе электромагнитных опор необходимы страховочные подшипники и устройство арретирова-ния. Первые выполняют функцию механических ограничителей и опор вращающегося ротора ЭДМ при снятом электропитании. Устройство арретирования предназначено для жесткой фиксации ротора относительно корпуса ЭДМ в процессе транспортировки, наземных испытаний и вывода космического аппарата на орбиту, а также при отключении напряжения питания.
Существует несколько типов таких устройств: основанные на упругих элементах [1], пневматические [2], пиротехнические. Их недостаток - невозможность повторного арретирования ротора. Кроме перечисленных, известны устройства, в которых в качестве
исполнительного элемента используется электрический двигатель [3; 4]. Такие механизмы наиболее просты, имеют небольшие массу и габариты и осуществляют многократное арретирование ротора, однако только при включенном питании двигателя.
Исходя из этого разработано устройство арретиро-вания многократного действия, содержащее соленоиды, перемещающие в радиальном направлении фиксаторы ротора (см. рисунок), которое состоит из двух идентичных механизмов арретирования (МА), расположенных на обоих концах ротора 1, бесконтактно подвешенного с помощью магнитных опор в корпусе 2 ЭДМ. В конструкции каждого из них на валу 3 установлен подшипник скольжения 4, имеющий проточку с треугольным профилем. Фиксаторы 5 ротора имеют выступ, геометрия которого аналогична геометрии профиля проточки подшипника скольжения 4, и установлены в отверстии во втулке 6, состоящей из двух частей 7 и 8. Противоположный конец фиксаторов 5 является якорем соленоида 9, поэтому они могут перемещаться только в радиальном направлении. На втулке 6 установлен постоянный магнит 10. Соленоиды закреплены на корпусе 11 устройства арретирова-ния.
Устройство работает следующим образом. При отключенном напряжении питания постоянный магнит 10 притягивает якорь фиксатора 5, в результате чего последний перемещается в радиальном направлении в сторону вала 3 ротора 1. Треугольный выступ на фиксаторе 5 входит в проточку подшипника скольжения 4. Благодаря силе трения между поверхностями треугольного выступа и проточки обеспечивается осевое и радиальное центрирование ротора 1 и исключается возможность перемещений ротора 1 относительно корпуса 2 ЭДМ, а также поворотов вокруг поперечных осей ОХ и ОТ.
При разарретировании на соленоид 9 подается напряжение питания, в результате чего создается электромагнитная сила, притягивающая якорь фиксатора 5 по направлению к соленоиду. Между фиксатором 5 и подшипником скольжения 4 появляется зазор, необходимый для нормальной работы магнитного подвеса. При снятии напряжения питания соленоида 9 под действием силы притяжения постоянного магнита 10 фиксаторы 5 автоматически возвращаются в аррети-рованное положение. Если отключение напряжения питания и автоматическое арретирование происходят в процессе вращения ротора, то его выбег обеспечивается подшипниками скольжения 4, расположенными на валу 3. Сила трения, возникающая между посадочными поверхностями подшипников 4 и фиксаторов 5, вызывает вращение наружного кольца подшипника относительно внутреннего, что приводит к постепенному торможению ротора.
Предлагаемое устройство арретирования ротора обеспечивает:
- наличие двух фиксированных положений (арре-тированного и разарретированного), при этом само-
произвольный переход из одного положения в другое исключен;
- многократное арретирование ротора ЭДМ;
- его фиксацию и центрирование при отсутствии напряжения питания и при внешних механических воздействиях на этапах транспортировки, испытаний, вывода космического аппарата на орбиту;
- выбег вращающегося ротора в арретированном положении при отказе системы магнитного подвеса.
References
1. Temporary locking device for inertia wheel : US 4345485, Int.Cl. G01C 19/24 / J.-L. Livet, M. Bretaudeau ; assignee Societe Nationale Industrielle et Aerospatiale. Appl. No. 133997; filed 26.03.1980.
2. Pneumatic device for locking-unlocking a rotor to a stator : US 6006871, Int.Cl. F16D 55/18 / S. Leconte, Ch. Bernus, E. Truchot ; assignee Aerospatiale Societe Nationale Industrielle of Paris, France. Appl. No. 08/609757; filed. 29.02.1996.
3. Touchdown and launch-lock apparatus for magnetically suspended control moment gyroscope : US 5419212 Int.Cl. G01C 19/26 / D. W. Smith ; assignee Honeywell Inc. Appl. No 87240; filed. 2.07.1993.
4. Device for temporarily locking a rotor, in particular a magnetically suspended rotor of an inertia wheel for space application : US 6923090, Int.Cl. F16H 27/00 / D. Blonski, R. Seiler ; assignee Organisation Intergouvernementale Dite Agence Spatiale Europeenne. Appl. No 10/400391; filed. 29.03.2003.
© Поляков М. В., Гладышев Г. Н., Лянзбург В. П., 2014
УДК 520.6:629.78
ЗВЕЗДНЫЙ ДАТЧИК ДЛЯ НАНОСПУТНИКОВ
М. Е. Прохоров, А. К. Абубекеров, А. И. Захаров
Государственный астрономический институт имени П. К. Штернберга Московского государственного университета имени М. В. Ломоносова Российская Федерация, 119991, г. Москва, Университетский проспект, 13. E-mail: [email protected]
В МГУ (в ГАИШ МГУ) при поддержке Фонда «Сколково» разрабатывается малогабаритный звездный датчик ориентации, предназначенный для наноспутников, в первую очередь для семейства CubeSat. Параметры датчика следующие: габариты: 50*50*60 мм, масса 100 г, энергопотребление 0,25-0,5 Вт, погрешность определения координат центра поля зрения 10"-15", частота обновления информации 10 Гц. Датчик полностью автономен, обрабатывает получаемую им информацию без использования бортовой системы спутника и выдает информацию об ориентации в виде кватернионов.
Ключевые слова: звездный датчик, ориентация, наноспутник, стандарт CubeSat.
STAR TRACKER FOR NANOSATELLITE M. E. Prokhorov, M. K. Abubekerov, A. I. Zakhsrov
Sternberg Astronomical Institute of Lomonosov Moscow State University 13, Universitetsky Av., Moscow, 119991, Russian Federation. E-mail: [email protected]
