Чаще всего ориентация космического летательного аппарата решается с помощью системы астроориентации. Система астроориентации имеет электронно-оптические датчики, гироскопические измерители скорости вращения аппарата, усилительно-преобразовательную аппаратуру и исполнительные механизмы, создающие вращающий момент. Положение космического летательного аппарата в пространстве обычно фиксируется относительно астрономических ориентиров, например Солнца, какой-либо звезды или Земли. Разворот аппаратов в заданном направлении производится чаще всего с помощью реактивных микродвигателей. При этом система управления включает микродвигатели до тех пор, пока летательный аппарат не займет требуемое положение в пространстве. Затем система ориентации поддерживает оси летательного аппарата в строго заданном направлении.
Система ориентации летательного аппарата обычно имеет три режима работы: первый режим — это процесс поиска астроориентиров, на которые рассчитана система ориентации, второй режим — разворот космического летательного аппарата в заданное положение после того, как астроориентиры попадут в «поле зрения» электронно-оптических датчиков ориентации. Третий режим работы — режим удержания ориентации летательного аппарата относительно заданного направления. Для системы стабилизации возникают наиболее трудные условия в период работы корректирующих или тормозных двигательных установок, когда система стабилизации должна компенсировать возмущения, возникающие при работе двигателей, и обеспечить высокую точность стабилизации.
Практически ориентация летательного аппарата может производиться двумя принципиально различными методами: пассивным и активным. Каждый из них имеет свои достоинства и недостатки, которые учитывают при выборе метода.
Пассивной ориентацией принято называть ориентацию летательного аппарата, осуществляемую за счет внешних моментов, создаваемых в результате взаимодействия с окружающей средой. Основными видами пассивной ориентации являются: гравитационная ориентация, аэродинамическая ориентация и др.
К числу методов стабилизации, которые не требуют непрерывного подвода энергии, относится также метод стабилизации космических летательных аппаратов вращением вокруг одной из осей. Хорошо известно, что твердое тело, которому сообщено вращательное движение вокруг одной из его главных осей, сохраняет направление этой оси в пространстве при движении его по той или иной траектории. Это позволяет осуществлять стабилизацию тела относительно этой оси до тех пор, пока какие-либо силы, действующие на него, не нарушат стабилизацию.
Активные методы ориентации требуют затраты энергии или массы для создания стабилизирующих моментов. При этом в процессе ориентации происходит потребление энергии или расход массы, запасенной на борту космического летательного аппарата (электроэнергии, сжатого газа, химического топлива), или затраты энергии солнечных батарей. Эти методы позволяют обеспечить ориентацию относительно любой базовой системы отсчета и производить переориентацию, т. е. переход от одной ориентации к другой в тех случаях, когда это необходимо.
Для создания управляющего момента в системах активной ориентации могут применяться реактивные микродвигатели, работающие на сжатом газе или химическом топливе, электрореактивные движители (ионные, плазменные и др.), моментный электропривод, взаимодействующий с магнитным полем Земли, гироскопические устройства или маховики, приводимые в движение электродвигателями.
Часто используются комбинированные методы ориентации. В таких случаях в дополнение к пассивной системе ориентации устанавливается необходимое количество микродвигателей для коррекции действия пассивной системы, предварительного успокоения и компенсации ошибок, возникающих в результате различных возмущающих воздействий, а также для программных поворотов искусственного спутника или космического корабля.
На рисунке 9.15 приведена функциональная схема системы ориентации лунной станции.
 |
Сигнал
Уважаемый посетитель!
Чтобы распечатать файл, скачайте его (в формате Word).
Ссылка на скачивание - внизу страницы.