Saisons

Organes exécutifs du système de contrôle d'attitude des engins spatiaux Maison L'invention concerne les dispositifs de mesure des angles d'orientation des aéronefs, ainsi que des angles au sol. véhicules et d'autres objets en mouvement. L'essence de l'invention : le système d'orientation contient un gyroscope mesurant les angles de roulis et de tangage, un gyroscope directionnel mesurant l'angle de cap, un compteur à trois composants

vitesses angulaires

et un accéléromètre apparent à trois composants. Les signaux correspondant aux angles de roulis, de tangage et de cap convertis en ADC sont traités par un bloc de transformation de quaternion, qui calcule le quaternion d'orientation. La valeur de quaternion calculée est fournie aux entrées du bloc d'activation et de désactivation de la correction et du bloc d'identification d'erreur, et de la sortie du bloc d'activation et de désactivation de la correction - à l'entrée du bloc de calcul de l'orientation quaternion dont les autres entrées reçoivent des signaux issus de la sortie du bloc d'identification d'erreurs et des signaux correspondant aux trois composantes angulaires de la vitesse et aux trois composantes de l'accélération apparente. Le bloc de calcul d'angle d'orientation utilise les signaux du bloc de calcul de quaternion d'orientation pour calculer les angles de roulis, de tangage et de cap. Le résultat technique est d'augmenter la précision et la fiabilité de la détermination des angles d'orientation. 1 malade.

L'invention concerne les dispositifs permettant de mesurer les angles d'orientation d'aéronefs, ainsi que de véhicules terrestres et d'autres objets en mouvement. vaisseau spatial(Pelpor D.S. Systèmes d'orientation et de stabilisation gyroscopiques. - M. : Génie Mécanique. 1982. - 166 p.), contenant un gyroorbitant sous la forme d'un gyroscope à trois degrés dans une suspension à cardan et un vertical infrarouge (p. 135-139 ). L'inconvénient d'un tel système d'orientation est la présence d'erreurs de cardan dans le gyroorbitant lorsque l'engin spatial s'écarte du plan de l'horizon.

Un système d'orientation connu contient une paire de gyroscopes à trois degrés : un gyroscope vertical et un gyroscope directionnel (prototype). Le gyrvertical est un gyroscope astatique à trois degrés doté de supports à roulements à billes dans les axes de suspension des cadres extérieur et intérieur. Sur cadre intérieur deux capteurs à pendule liquide sont installés qui répondent à la déviation du gyroscope dans deux directions mutuellement perpendiculaires. Les sorties électriques de ces capteurs sont connectées aux enroulements de commande des capteurs de moment de correction horizontale. La combinaison de deux capteurs pendulaires liquides et de deux capteurs de couple forme un système de correction horizontale. Des capteurs d'angle de roulis et de tangage, généralement du type transformateur, sont installés le long des axes de suspension des cadres verticaux extérieurs et intérieurs du gyroscope. Le capteur de roulis dispose généralement d'un dispositif logiciel (sous la forme d'une base située sur la carrosserie et entraînée en rotation par le moteur). Le dispositif de cap est également un gyroscope à trois degrés dont l'axe du cadre extérieur est parallèle à l'axe normal du PO. Le gyroscope dispose également d'une suspension à roulement à billes, sur le cadre intérieur de laquelle se trouve un capteur pendulaire liquide, sa sortie est connectée à l'enroulement de commande du capteur de couple, qui crée un couple autour de l'axe de suspension du cadre extérieur. Un capteur pendulaire liquide et un capteur de couple forment un système de correction horizontale qui maintient l'axe de sa propre rotation du gyroscope directionnel dans le plan horizontal. Le capteur de signal est, en règle générale, un capteur d'angle à transformateur qui enregistre la rotation du cadre extérieur par rapport à la base de ce capteur, située sur le boîtier. La base dispose d'un entraînement sous la forme d'un moteur, qui peut la faire tourner par rapport au corps selon un angle programmé. Le système d'orientation peut comprendre un interrupteur de correction, des alimentations électriques et d'autres dispositifs nécessaires pour assurer son fonctionnement. Le système d'orientation fonctionne comme suit. Avant le mouvement, l'axe de sa propre rotation du gyro-vertical occupe une position verticale, tandis que celui du gyro directionnel - horizontal. À l'aide d'un périphérique logiciel, un angle de cap du programme est défini. Lorsque le logiciel se déplace, il tourne par rapport au plan de l'horizon et à la direction de déplacement donnée le long du parcours. Ces virages sont enregistrés par les gyroscopes correspondants, convertis par des capteurs d'angle en signaux électriques, et ces derniers sont introduits dans le système de contrôle et de navigation. Le système d'orientation est compact et possède poids léger, est largement utilisé sous la forme, par exemple, MGV-4 et GA-8 et d'autres systèmes.

L'inconvénient de ce système d'orientation est la présence d'erreurs de cardan dans le gyroscope directionnel, qui peuvent atteindre 8-10 avec un angle de roulis de 30 et un pas de 10. De plus, des erreurs de cardan peuvent également se produire dans la verticale du gyroscope si l'axe de suspension de son cadre extérieur est dirigé le long de l'axe transversal de l'objet. Cela réduit la précision du contrôle et réduit également la stabilité du système de pilote automatique de l'avion.

L'objectif de l'invention proposée est d'augmenter la précision et la fiabilité de la collecte d'informations dans les canaux du système d'orientation. Le problème est résolu grâce au fait que trois capteurs de vitesse angulaire dont les axes de sensibilité sont parallèles aux axes normal, transversal et longitudinal de l'objet, trois accéléromètres avec des axes de sensibilité orientés de manière similaire, ainsi qu'un ordinateur de bord avec un convertisseur analogique-numérique. Les sorties du gyroscope directionnel, du gyroscope, de trois capteurs de vitesse angulaire et de trois accéléromètres sont connectées via les entrées d'un convertisseur analogique-numérique multicanal (par exemple, une carte ADC 16 bits 16 canaux PCL-816) avec les entrées correspondantes de l’ordinateur de bord.

Le système d'orientation, dont le schéma est présenté sur le dessin, se compose d'un gyro-vertical 1, qui mesure et émet des signaux au système de contrôle sur l'angle de roulis et l'angle de tangage, et d'un gyroscope directionnel 2, qui émet un signal sur l'angle de cap. Le système d'orientation comprend également un compteur de vitesse angulaire à trois composants (TGIUS) 3 et un compteur d'accélération apparente à trois composants (TIKU) 4, qui produisent une tension. CC signaux de trois composantes de vitesse angulaire dans les projections sur l'axe système d'objets coordonnées , , et trois composantes d'accélération apparente en projections sur les mêmes axes , , , qui sont converties par un convertisseur analogique-numérique (ADC) 5. Les signaux convertis correspondant aux angles de roulis, de tangage et de cap sont traités par un bloc de transformation en quaternion 6, qui calcule le quaternion d'orientation logicielle. La valeur de quaternion calculée est fournie aux entrées du bloc d'activation et de désactivation de correction 7 et du bloc d'identification d'erreur TGIUS et TIKU 8, depuis la sortie du bloc d'activation et de désactivation de correction 7 - à l'entrée du bloc de calcul de quaternion d'orientation 9, dont les autres entrées reçoivent des signaux de la sortie du bloc d'identification d'erreur 8 et des signaux de six sorties du CAN 5, correspondant à trois composantes de vitesse angulaire et trois composantes d'accélération apparente. A partir de la sortie de l'unité de calcul de quaternion d'orientation 9, le quaternion d'orientation PO est fourni à l'entrée de l'unité de calcul d'angle d'orientation 10, à partir des sorties de laquelle sont émis des signaux correspondant aux angles de roulis, de tangage et de cap du PO. Les blocs 6 à 10 font partie d'un ordinateur de bord (BC), qui peut être un ordinateur spécialisé, par exemple basé sur des microprocesseurs 1834VM86 ou 1821VM85. L'appareil MGV-2 ou MGV-4 peut être utilisé comme gyroscope 1 (GV), l'appareil GA-6 ou GA-8 peut être utilisé comme gyroscope de direction 2 (GN), et le DUSHF ou d'autres appareils (VG910 et VG951), et comme capteurs TIKU 4 - accéléromètres DLUMM-3, 5, 10, etc. A noter que l'introduction de DUS et d'accéléromètres dans le système de contrôle d'attitude n'entraîne pas une augmentation de la masse du système de navigation en vol aéronef: Ces appareils sont déjà présents dans son système de contrôle et sont utilisés à une autre fin.

Le principe de fonctionnement du circuit de compensation d'erreur de cardan est le suivant. Lors d'un déplacement avec des angles de roulis et de tangage moins vers l'avant définir des valeurs, les signaux de cap, de roulis et de tangage sont issus de GV 1 et GN 2 et sont recalculés par le bloc de conversion de quaternions BC 6 en valeurs de quaternions d'orientation à l'aide des algorithmes suivants :

où , , sont le cap, le roulis et le tangage obtenus du GN et du GV.

Aux petits angles de roulis et de tangage, les expressions (1) sont saisies via le bloc d'activation et de désactivation de la correction 7 BC comme termes correctifs dans l'équation du quaternion pour déterminer les angles d'orientation à partir des signaux TGIUS 3 et TIKU 4. La mise en œuvre du L'équation du quaternion est réalisée dans le bloc de calcul du quaternion d'orientation 9 sous la forme de l'algorithme suivant :

où est le quaternion de la vitesse angulaire du logiciel, formé à partir de signaux mesurés par le DUS en projections sur les axes correspondants,

Quaternion vitesse linéaire Logiciel obtenu à partir des signaux TIKU en projections sur les axes correspondants,

La différence des quaternions d'orientation obtenue à partir des expressions (1) et (2), qui est stockée dans le bloc d'identification d'erreur TGIUS et TIKU 8 en mode de mouvement PO avec de petits angles de roulis et de tangage (inférieurs à 5). Cette différence caractérise les erreurs des capteurs TGIUS et TIKU et, dans le cas d'angles de roulis et de tangage importants, le logiciel est utilisé comme terme de correction pour déterminer le quaternion d'orientation à l'aide de l'expression (2).

L'expression (2) est représentée sous forme scalaire :

L'utilité de cette invention est déterminée en augmentant la précision des angles d'orientation de lecture en réduisant l'erreur de cardan de GN 1 et GV 2 à grands angles roulis et tangage en créant un deuxième canal d'orientation basé sur des DUS qui n'ont pas d'erreur de cardan et d'accéléromètres. Ainsi, si à un angle de roulis de 30, l'erreur de cardan dans GN 1 peut atteindre 10-12, alors grâce à l'utilisation du système de compensation proposé, cette erreur est réduite de 10 à 20 fois en fonction de la durée du virage. Dans le même temps, les erreurs du DUS, qui ont une vitesse de dérive angulaire incomparablement plus élevée que celle du GN 1 (dans le GA-6 elle est de 3/heure ; dans le GA-8 1/heure, tandis que dans le DUSHF 36/heure), pendant les virages sont éliminés par des corrections d'algorithmes lors de déplacements avec de petits angles de roulis et de tangage (jusqu'à 5).

Sources d'informations

1. Pelpor D.S., Yagodkin V.V. Systèmes gyroscopiques : Partie I Conception de systèmes gyroscopiques. - M. : lycée, 1977. - 216 p.

2. Gyroscopique vertical directionnel KVG-1. Descriptif technique. 6B2.568.004TO, 1971. – 34 p.

FORMULE DE L'INVENTION

Système d'orientation contenant un gyroscope vertical et un gyroscope directionnel installés sur un objet en mouvement, caractérisé en ce qu'il contient trois capteurs de vitesse angulaire dont les axes de sensibilité sont parallèles aux axes normal, transversal et longitudinal de l'objet, trois accéléromètres apparents avec des axes de sensibilité orientés de manière similaire, et un bloc de transformations de quaternions, un bloc pour activer et désactiver la correction, un bloc d'identification d'erreur, un bloc pour calculer le quaternion d'orientation, un bloc pour calculer les angles d'orientation et un convertisseur analogique-numérique , tandis que les sorties du gyroscope directionnel et vertical sont connectées via les entrées d'un convertisseur analogique-numérique multicanal aux entrées correspondantes du bloc de transformations quaternions, la sortie du bloc de transformation quaternions est connectée à l'entrée du bloc d'activation et de désactivation de la correction et la première entrée du bloc d'identification d'erreur, la sortie du bloc d'activation et de désactivation de la correction est reliée à l'entrée du bloc de calcul du quaternion d'orientation dont les autres entrées sont connectés à la sortie du bloc d'identification d'erreur et sont connectés via un convertisseur analogique-numérique aux sorties de trois capteurs de vitesse angulaire et de trois compteurs d'accélération apparente, et la sortie du bloc de calcul de quaternion d'orientation est connectée à l'entrée du bloc de calcul d'angle d'orientation, et la deuxième entrée du bloc d'identification d'erreur.

Besoin de systèmes de déchargement
Dans les premières lignes de la lettre, on ne peut se passer d'une référence à l'histoire des moteurs à volant et des girodynes, où le principe de fonctionnement est décrit plus en détail, il y a des exemples et des illustrations.
Systèmes d'orientation du volant. Tout est simple ici : le moteur à volant crée un couple de commande uniquement lors de l'accélération (ou du freinage) du rotor. À vitesse constante moment de rotation égal à zéro. En conséquence, si le moteur produit du couple pendant une période suffisamment longue, il atteindra en toute sécurité la vitesse de rotation maximale (généralement environ 5 000 tr/min) - et à ce stade, la production de couple s'arrêtera, c'est tout, le volant est saturé.
Je prévois une objection : et si vous divulguiez le moment dans directions opposées, alors la vitesse augmentera ou diminuera (jusqu'à la rotation en le côté opposé) - et aucune saturation ne se produira. Le problème est que certaines des perturbations affectant le vaisseau spatial ont le même signe, et notre volant d'inertie devra accumuler un moment perturbateur externe, prend progressivement de l'ampleur.



Le SPD-50 fait tourner MicroSatWhill « Kanopusa-V »
Un exemple frappant- perturbation du moteur de correction d'orbite dont le vecteur ne passe pas par le centre de masse. J'ai simulé une fois comment les perturbations du moteur SPD-50 (14 mN de poussée) tentaient de saturer les quatre petits volants du Canopus-V - ils n'y parvenaient tout simplement pas. Et s'il y avait des moteurs K50-10,5 fonctionnant à l'hydrazine avec une poussée de 0,5 N (au début du fonctionnement avec un réservoir plein), la saturation se produirait dès la cinquième minute de fonctionnement du moteur.
Systèmes électriques gyroscopiques. Ici, des systèmes de gyroscopes de puissance - gyrodynes - sont utilisés comme organes exécutifs. On considérera un système de deux gyrodynes identiques, dont les rotors ont un moment cinétique G, et les axes de rotation des bâtis sont parallèles :

Systèmes de déchargement électromagnétique


Le champ magnétique terrestre
Ce type de système repose sur la même idée bénéfique que la boussole : le couple de contrôle résulte de l'interaction de la bobine avec le courant et le champ magnétique terrestre.
En règle générale, un vaisseau spatial comporte trois bobines, une pour chaque axe d'orientation. Le bobinage de la bobine est bien entendu dupliqué. Propriétés magnétiques les bobines sont caractérisées par leur moment magnétique, qui est exprimé en Am 2.
Le champ géomagnétique sur les orbites proches de la Terre ressemble en forme à pomme mûre, dont l'axe est dévié de 11,5 degrés par rapport à l'axe de rotation de notre planète. Toutes les lignes électriques passent par deux pôles magnétiques situé dans l'Arctique et l'Antarctique, donc en régions polaires Sur Terre, les lignes de champ sont plus fréquentes et l'amplitude du champ magnétique y est deux fois plus élevée qu'à l'équateur. Pour référence, laissez-nous vous informer qu'à l'équateur l'amplitude champ géomagnétique est de 31 µT et près des pôles de 62 µT. Le champ magnétique diminue proportionnellement au cube du demi-grand axe de l'orbite du satellite.
Pour calculer le couple de commande de la bobine magnétique, nous utilisons la formule :
M = P x B,
où M est le couple de commande [en Nm], P est le moment magnétique de la bobine [Am 2 ], B est le champ magnétique terrestre [T]. Mais mettre en évidence la formule en gras et l'icône « x » nous indique que la formule est écrite en vecteurs et nous parlons deÔ produit vectoriel, qui par définition est un vecteur de module :
M = PBsin α,
où α est l'angle entre les vecteurs.
Si l'on se souvient que le sinus de 0 est 0 et que le sinus de 90 degrés est un, il devient clair qu'il est préférable de produire un couple le long de l'axe à l'aide d'une bobine, perpendiculaire au vecteur induction magnétique. Et vice versa, si l’axe de la bobine magnétique coïncide en direction avec la ligne de force du champ magnétique terrestre, une telle bobine ne créera pas de couple. C'est cette limitation (la dépendance du couple non seulement au courant dans la bobine, mais aussi au coordonnées géographiques Spacecraft) ne permettait pas l'utilisation de systèmes d'orientation purement magnétiques pour les satellites télédétection Terrains avec des exigences de haute précision.
De plus, afin de ne pas gaspiller d'électricité, le déchargement à l'aide de bobines magnétiques est effectué dans les régions polaires de la Terre (rappelez-vous, j'ai simulé un demi-tour du vol Canopus-B - alors le couple des volants d'inertie sera toujours réinitialiser), et depuis l'époque des systèmes de déchargement analogiques pour déterminer «quand il est déjà possible d'allumer les électro-aimants», les systèmes incluent des magnétomètres.
Voici des exemples de blocs de systèmes de déchargement électromagnétique développés par SPUTNIX :

Systèmes de déchargement par gravité



SC "Gonets-M"
Si vous regardez le vaisseau spatial Gonets-M, la tige attirera votre attention système gravitationnel orientation, installé sur le fond supérieur du compartiment pressurisé. Le fait est que le champ gravitationnel de la Terre a tendance à placer tout produit en forme d’haltère en position verticale et à le maintenir dans cette position. Si vous prenez et faites tourner le Gonets-M en tangage ou en roulis même sous un petit angle, le champ gravitationnel de la Terre créera immédiatement un moment tendant à faire reculer le satellite. C'est en fait ainsi qu'est conçu le système d'orientation Gonz-M.
Pour décharger les gyrodynes des stations orbitales Mir et Skylab, le même principe a été utilisé : pendant les pauses dans le fonctionnement des équipements scientifiques, l'orientation de la station a changé de telle sorte que le champ gravitationnel a créé un moment qui a déchargé le système gyrodyne. Une fois le moment cinétique réinitialisé, l'orientation de la station a été rétablie. Cela a permis d'économiser beaucoup d'argent fluide de travail moteurs à réaction du système de contrôle d'attitude de la station. Je ne peux pas dire si le déchargement gravitationnel est utilisé sur l'ISS.

Approche universelle du RCC « Progrès »



SC "Resurs-P"
Un exemple de l'approche des spécialistes du Progress Rocket and Space Center (Samara) pour décharger un complexe de six gyroscopes de puissance du vaisseau spatial Resurs-P laisse une profonde impression et explique : comment le Resurs-DK1, développé à Samara, a été voler pendant neuf ans au lieu de trois et toujours en service.
Ainsi, dans le système de contrôle de mouvement Albatross, les éléments suivants sont utilisés pour décharger les gyrodynes :
- un système de soulagement du couple cinétique basé sur des bobines magnétiques (développé par JSC NIIEM) ;
- les gestionnaires moteurs à réaction et contrôle de la suspension à cardan de la caméra du moteur principal d'un système de propulsion intégré ;
- le repositionnement des panneaux solaires peut être utilisé (pour les « Yantars » en orbite basse, c'est ainsi que le soulagement du couple aérodynamique a été réalisé).
En général, comme dans le cas des systèmes d’alimentation électrique, Progress peut apprendre comment lutter pour la survie.

Fournir une certaine position des axes de l'appareil par rapport à certaines directions spécifiées. La nécessité de ce système est due aux tâches suivantes :

• orientation des panneaux solaires vers le Soleil ;
• pour les mesures de navigation ;
• mener diverses études;
• lors de la transmission d'informations à l'aide d'une antenne hautement directionnelle ;
• avant de mettre le moteur en marche pour freiner ou accélérer afin de modifier la trajectoire de vol.

Les tâches effectuées par l'appareil peuvent nécessiter à la fois une orientation permanente et une orientation à court terme. Les systèmes d'orientation peuvent fournir une orientation sur un seul axe ou complète (triaxiale). Les systèmes d'orientation qui ne nécessitent pas de dépense d'énergie sont dits passifs, il s'agit notamment : gravitationnels, inertiels, aérodynamiques, etc. Les systèmes actifs comprennent : les réacteurs à contrôle d'attitude, les girodynes, les volants d'inertie, les solénoïdes, etc., ils nécessitent de l'énergie stockée à bord des appareils. Dans les vols spatiaux habités, en plus de systèmes automatiques des systèmes à commande manuelle sont utilisés pour l'orientation.

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Sous-titres

Capteurs

Comme capteurs situation actuelle L'appareil utilise généralement des capteurs électro-optiques qui utilisent divers corps célestes: Soleil, Terre, Lune, étoiles. Le spectre visible ou infrarouge est utilisé, le second est plus pratique, par exemple pour la Terre, car dans la région infrarouge du spectre les côtés jour et nuit diffèrent légèrement.

En plus des capteurs optiques, des capteurs ioniques, des capteurs de champ magnétique terrestre et des capteurs gyroscopiques peuvent être utilisés.

Système de stabilisation

Lors du passage d’une orbite à une autre, ou du passage à une trajectoire de descente, lorsque le système de propulsion principal est en marche, il est nécessaire de maintenir inchangée la direction des axes du véhicule. Pour résoudre ce problème, il est prévu système de stabilisation. Lors de la stabilisation, l'ampleur des forces et des moments perturbateurs est beaucoup plus élevée ; leur compensation nécessite une dépense énergétique importante. La durée du séjour dans ce mode est relativement courte.

En raison de la similitude des tâches qu'ils effectuent, les systèmes de stabilisation et d'orientation sont souvent partiellement combinés, par exemple ils utilisent les mêmes capteurs. Dans de tels cas, nous pouvons parler d'un seul système d'orientation et de stabilisation d'engin spatial.

Systèmes passifs

Ces systèmes sont économiques, mais ils présentent un certain nombre de limites.

gravitationnel

Ce système de stabilisation utilise le champ gravitationnel de la planète ; pour la Terre, son utilisation est efficace pour des altitudes orbitales de 200 km à 2000 km.

Aérodynamique

L'utilisation de ce système est possible sur des orbites basses, où se trouvent des restes d'atmosphère pour la Terre, ce sont des altitudes de 200 à 400 km ; Pour des altitudes supérieures à 2500 km il est possible d'utiliser la pression rayons du soleil pour créer un système similaire.

Électromagnétique

En installant des aimants permanents à bord de l’appareil, il est possible d’obtenir une certaine position de l’appareil par rapport aux lignes électriques du champ magnétique terrestre. Si des solénoïdes sont utilisés à la place des aimants permanents, il devient possible gestion efficace position, un tel système appartient déjà à la catégorie des systèmes actifs. Usage systèmes électromagnétiques pour les planètes semblables à la Terre, cela est possible à des altitudes de 600 à 6000 km), décomposition de la matière, combustion de combustible liquide ou solide, énergie électrique(voir moteur de fusée électrique), etc.

Gyroscopes

Pour orienter et stabiliser des engins spatiaux massifs sur orbites stationnaires des volants inertiels et des girodynes sont utilisés. La rotation du volant est généralement assurée par un moteur électrique.

Un système basé sur des volants inertiels est particulièrement efficace avec des perturbations alternées ; si les perturbations sont unidirectionnelles, alors après un certain temps, la limite de contrôlabilité est atteinte et une intervention est nécessaire à l'aide d'un autre système de stabilisation, par exemple la mise en marche. moteur de fusée("déchargement").

Au cours des deux dernières décennies, l’intérêt pour les petits satellites a considérablement augmenté. Grâce à niveau existant développement de l'électronique et technologie informatique Des dizaines de satellites miniatures ont été développés et lancés en orbite. Rappelons que le premier satellite artificiel Le Spoutnik-1 terrestre pesait 83,6 kg, tandis que la masse de la source d'énergie était de 51 kg. Bien sûr, dans de telles conditions, parler de l'utilisation de petits satellites dans à des fins scientifiques Je n'étais pas obligé. Cependant, à partir des observations des éléments orbitaux de Spoutnik 1, des données ont été obtenues sur la densité des couches supérieures de l'atmosphère. Le premier satellite américain, Explorer 1, avait une masse de 13,9 kg, dont 8,3 kg de charge utile (compteur Geiger, plusieurs thermomètres, deux dispositifs d'identification de micrométéorites), qui permettaient de découvrir les ceintures de Van Allen. Les transistors étaient déjà activement utilisés sur le satellite, ce qui permettait de réduire considérablement sa masse par rapport aux deux premiers appareils soviétiques. Ainsi, l'histoire du développement des petits satellites peut commencer avec ce satellite (même si Spoutnik-1 appartient également à la classe des microsatellites). Le quatrième satellite artificiel de la Terre, le deuxième satellite américain Avangard-1, pesait 1,47 kg et appartenait déjà à la classe des nanosatellites. La nourriture était fournie partage batteries et panneaux solaires. Avangard 1, cependant, ne contenait pas de charge utile. Le satellite a été installé uniquement batterie et deux émetteurs. Cependant, le premier nanosatellite a fourni de nouvelles données sur l’influence de la traînée atmosphérique et surtout de la pression solaire sur l’évolution orbitale. Deux solutions techniques ont déjà été évoquées plus haut qui ont permis de créer les premiers petits satellites : l'utilisation de transistors et de panneaux solaires. Spoutnik 3 (1327 kg) avait également panneaux solaires, qui ont cependant été uniquement testés. En général, tous les satellites du programme Avangard avaient une masse d'un peu plus de 10 kg. Cependant, la grande majorité n’ont pas été mises en orbite en raison de pannes de lanceurs. Le dernier satellite du programme, Avangard-3, pesait 24 kg et fut mis en orbite le 18 septembre 1959. Pioneer-3 figurait également parmi les premiers nanosatellites. Au cours des années suivantes, le développement des lanceurs, qui ont permis de lancer en orbite des charges utiles de plus en plus importantes, a entraîné une diminution de l'intérêt pour les petits véhicules. L’attention s’est déplacée vers les satellites pesant plusieurs centaines de kilogrammes et souvent plus d’un millier. Cette tendance est illustrée par l'augmentation de la masse des véhicules de la série Explorer. Alors que les premiers satellites étaient proches des nanosatellites, dans les années 1970, presque tous les satellites de la série, sauf quelques-uns, allaient au-delà des microsatellites. programme soviétique pour créer un réseau de télécommunications, Strela, avec 384 microsatellites, constitue la principale exception. Toutefois, depuis la fin des années 1980, le nombre annuel de lancements de microsatellites a recommencé à augmenter régulièrement. Le pic d’intérêt pour les nanosatellites s’est produit à la fin des années 70 et au début des années 90. Cependant, pour dernière décennie le nombre de lancements augmente à nouveau. Cela est dû aux capacités de la technologie, notamment de la microtechnologie. Par exemple, un magnétomètre assez précis (précision de 0,02 % à une altitude de 700 km) a des dimensions de 2,7x2,0x1,2 cm. Une revue des petits appareils lancés au cours des deux dernières décennies peut être trouvée dans l'article de M. Yu. Ovchinnikova (chef de secteur de l'Institut M.V. Keldysh de mathématiques appliquées de l'Académie des sciences de Russie).

L'intérêt pour les petits satellites et le développement rapide de ce domaine s'expliquent par à court terme le développement et la fabrication, le coût relativement faible de l'appareil lui-même et sa mise en orbite. Un facteur important dû au développement de la technologie est la capacité des petits satellites à effectuer certaines tâches qui n'étaient auparavant possibles que pour des appareils volumineux et coûteux. De plus, sur la base de plusieurs satellites miniatures, il est possible de créer des formations et des constellations de satellites qui permettent de mener des expériences simultanées dans des points différents mais proches de l'espace.

Le système d'orientation a crucial pour le succès de toute la mission. La plupart des premiers satellites soit n'avaient pas de système d'orientation, soit avaient un système passif. En général, par systèmes passifs, on entend des systèmes qui, lors de leur fonctionnement, ne consomment pas les ressources énergétiques de l'appareil et ne nécessitent pas aide à l'information. Les systèmes actifs comprennent des systèmes comprenant des capteurs, un ordinateur et des actionneurs qui consomment de l'énergie. Le développement des systèmes de contrôle d'attitude actif a commencé principalement grâce aux lancements de satellites de télécommunications, qui imposent des restrictions sur la direction de l'antenne. La principale méthode d'orientation était la stabilisation propre rotation. Dans ce cas, le satellite, tournant rapidement, se comporte comme un gyroscope - il maintient la position de l'axe de rotation inchangée pendant très longtemps. Cependant, toutes les méthodes d’orientation de base ont été fondamentalement mises en œuvre au tout début de l’ère spatiale.

Les exigences relatives aux systèmes de contrôle d'attitude des petits satellites et à leur configuration sont : exigences particulières en relation avec taille limitée satellite et des restrictions très strictes sur les ressources énergétiques et informatiques. Si la précision de l'orientation du satellite n'est pas requise exigences élevées, il est alors possible et conseillé d'utiliser des systèmes d'orientation magnétique. Leur principe de fonctionnement est basé sur l’interaction du moment magnétique du satellite avec la géolocalisation externe. champ magnétique, à la suite de quoi un moment mécanique de contrôle apparaît. Le couple magnétique peut être réalisé de manière passive à l'aide d'aimants permanents et de barres d'hystérésis ou à l'aide de bobines de courant actives avec ou sans noyau magnétisable. De tels systèmes sont structurellement fiables et relativement simples. La capacité de créer un champ magnétique sur un satellite et de contrôler ce champ a conduit au développement divers systèmes et des algorithmes utilisant moments magnétiques pour contrôler son mouvement angulaire.

Une autre méthode courante pour fournir une orientation est l’utilisation de volants d’inertie. Les avantages des volants d'inertie sont leur grande précision et leur vitesse. Le principal inconvénient des petits appareils est le prix. De plus, lors de l'utilisation de volants d'inertie, il existe un problème de saturation. Le volant peut atteindre vitesse maximale rotation, mais le satellite n'atteindra pas encore le mode d'orientation nominal. Dans ce cas, il est nécessaire de freiner le volant, créant un moment qui compense le couple qui apparaît lors du freinage. Généralement utilisé pour le déchargement bobines magnétiques. Le système de propulsion est également souvent utilisé pour fournir l’orientation des satellites. Cette méthode a un principal inconvénient- utilisation d'un fluide de travail. Le système de propulsion n'est donc pas approprié à l'utilisation pour l'extinction vitesse initiale après séparation du lanceur, s'il est de grande taille. Dans ce cas, des dispositifs d'amortissement passifs peuvent être utilisés. L’utilisation de bobines magnétiques est cependant plus efficace. Les trois méthodes présentées pour l'orientation des satellites - volants d'inertie, système de propulsion, bobines magnétiques - sont actuellement les plus courantes. Dans la plupart des cas, ils sont nécessairement utilisés ensemble. L’orientation utilisant de légères forces de pression est encore largement en cours de développement. Dans certains cas particuliers, l'orientation libre est utilisée dans couches supérieures ambiance pour les embarcations basses. Dans le cas de satellites dynamiquement allongés, l'orientation gravitationnelle est utilisée, mais en conjonction avec d'autres éléments d'actionnement. À systèmes magnétiques inclure également les passifs. La présence d'un puissant aimant permanent dans le corps du satellite assure son orientation le long de lignes électriques champ géomagnétique. L'amortissement de la vitesse peut être réalisé à l'aide de tiges en matériau magnétique doux en raison de l'effet d'hystérésis. Par ailleurs, nous pouvons souligner le maintien de l'orientation à l'aide de rotation rapide satellite

"Donnez-moi un point d'appui et je renverserai la Terre", - ainsi, selon la légende, Archimède a dit, expliquant scientifiquement le principe intuitivement compris du levier. Mais dans le vide de l’espace, il n’y a aucun support. Et les satellites ont besoin de panneaux solaires pour observer le Soleil, d’antennes pour observer la Terre, d’une caméra pour observer une partie intéressante de Mars et d’un moteur pour corriger l’orbite afin de pointer strictement vers un certain point de l’espace. Il faut trouver quelque chose pour s'appuyer sur le vide.

Propulseurs d'attitude

Propulseurs d'attitude du module lunaire

Les moteurs peuvent être rendus puissants pour faire tourner des véhicules lourds ou tourner plus rapidement, ou très faibles pour tourner avec une grande précision. Ils pèsent relativement peu et ne nécessitent aucune électricité lorsqu’ils ne sont pas utilisés. Tout irait bien, mais pour tourner, il faut gaspiller du carburant, et c'est toujours quantité limitée. Et les moteurs eux-mêmes ont des restrictions sur le nombre de démarrages et la durée totale de fonctionnement.
Les propulseurs d’attitude peuvent également être utilisés pour des manœuvres orbitales, notamment si un amarrage est prévu. Le moteur de propulsion ne peut pousser le véhicule que dans une seule direction, mais à l'aide de moteurs d'attitude, il peut être déplacé dans tous les axes.

Avantages :

• Simplicité.


• Fournir une orientation le long des trois axes.


• Masse relativement faible.


• Flexibilité : Des moteurs puissants ou très précis peuvent être réalisés.


• Peut être utilisé pour manœuvrer en orbite.


• Ils peuvent rester éteints longtemps.

• Consommation de carburant.


• Limitation du nombre de démarrages et de la durée totale de fonctionnement.


• Contamination des abords de l'appareil par du combustible brûlé (peut être pertinent pour les télescopes).

Moteurs d'amarrage et d'orientation du vaisseau spatial Soyouz au MAKS-2005. Rouge - housses de protection retirées avant le vol

Fonctionnement du vaisseau spatial Soyouz lors de l'amarrage à l'ISS en reproduction accélérée

Stabilisation rotationnelle

Si nous nous contentons de la stabilisation le long d'un axe, nous n'allons pas faire pivoter l'appareil dans différents côtés et prenez des photos à longue exposition, cette méthode peut être très économique.

Avantages :

• Simplicité.


• Économique : nous tournons une fois et tournons pendant des siècles.

• Stabilisation sur un seul axe.


• L'appareil ne peut pas être tourné.


• La rotation peut interférer avec le fonctionnement de l'équipement.

Lancement d'un satellite depuis bloc accélérateur PAM-D depuis la navette spatiale (à regarder à partir de 4h06)

Après l'accélération, il était possible de simplement ralentir la rotation en utilisant la loi de conservation du moment cinétique ( exemple en apesanteur, exemple sur les joints) - petites charges déroulées sur les câbles et ralentissant la rotation de l'appareil.

Volant d'inertie (roue de réaction)

1. Etat initial : l'appareil est à l'arrêt, le volant est à l'arrêt.


2. Nous faisons tourner le volant dans le sens inverse des aiguilles d'une montre, l'appareil commence à tourner dans le sens des aiguilles d'une montre.


3. Lorsqu'on a tourné à l'angle souhaité : on arrête la rotation du volant, l'appareil s'arrête.

L'utilisation de volants d'inertie vous permet de tourner avec une grande précision et de ne pas gaspiller de précieux carburant. Mais comme les autres système technique, les volants d'inertie ont leurs inconvénients. Tout d'abord, un volant d'inertie ne peut faire tourner l'appareil que le long d'un seul axe. Pour contrôler entièrement l'orientation de l'appareil, trois volants d'inertie sont nécessaires. Et compte tenu de la nécessité de réserver, six ou plus. Aussi, la vitesse de rotation est directement proportionnelle à la masse du volant et à sa vitesse de rotation et inversement proportionnelle à la masse de l'appareil. Parlant dans un langage simple, comment plus de masse appareil, plus les volants doivent être lourds. De plus, tout volant d'inertie a une vitesse de rotation maximale et peut se briser s'il tourne trop. Et si la force perturbatrice agit sur l'appareil dans un sens, alors le volant avec le temps viendraà la vitesse maximale, et il devra être déchargé par un autre système. Et enfin, comme toute mécanique, le volant moteur s’use avec le temps et peut tomber en panne.

Avantages :

• Ne nécessite pas de consommation de carburant.


• Permet un ciblage très précis de l'appareil.

• Inadapté aux manœuvres actives, la rotation est relativement lente.


• Un autre système d'orientation est nécessaire pour soulager les volants d'inertie.


• Avec le temps, ils s'usent et tombent en panne.


• Chaque essieu nécessite au moins un volant d'inertie.

Un des volants du télescope Hubble

Gyrodine (gyroscope à moment de contrôle)

Si vous placez un tel toit dans un système de suspension, vous pouvez alors, en vous appuyant dessus, vous retourner le côté droit. De telles conceptions sont appelées gyroscopes de puissance ou gyrodynes. La principale différence entre un gyrodyne et un volant est que le volant est monté rigidement sur un axe et contrôle l'orientation en modifiant la vitesse de sa rotation. Le gyrodine est installé dans une suspension, qui peut tourner dans un ou plusieurs plans, et ne peut pas changer sa vitesse de rotation. Dans cette vidéo, vous pouvez clairement voir le mouvement du cardan, malgré le fait que le pas de rotation du gyrodine ne change pas.

D'un point de vue fonctionnalité, gyrodyne est un volant d'inertie « avancé ». Les gyrodynes sont plus efficaces que les volants d'inertie classiques, mais aussi plus complexes. Ils peuvent contrôler l’orientation de véhicules beaucoup plus lourds, mais partagent les avantages et les inconvénients des volants d’inertie. Cette vidéo montre que les gyrodynes, comme les volants d'inertie, doivent être déchargés - lorsque l'axe de suspension ne peut plus tourner, le vélo commence à tomber :

Avantages :

• Identique au volant.


• Plus efficacement qu'un volant d'inertie, un gyrodyne de même masse peut contrôler l'orientation d'un véhicule beaucoup plus lourd.

• Identique au volant.


• Plus complexe qu'un volant d'inertie.

Remplacer la gyrodine sur l'ISS

Système de contrôle d'attitude électromagnétique

Trois solénoïdes installés dans plans perpendiculaires, vous permettent de contrôler l’orientation du satellite le long des trois axes. Plus précisément, ils fournissent bonne gestion selon deux axes, en essayant de positionner l'appareil comme l'aiguille d'une boussole. Le contrôle le long du troisième axe est assuré en changeant la direction du champ magnétique terrestre pendant le vol de l'appareil en orbite.

Le guidage électromagnétique ne peut pas être précis en raison des fluctuations aléatoires du champ magnétique terrestre, et son efficacité diminue avec l'altitude. Et en général, les forces créées par les solénoïdes sont faibles. De plus, leur utilisation est limitée aux corps célestes dotés d'un champ magnétique suffisamment puissant, par exemple sur l'orbite de Mars, ils sont pratiquement inutiles. Mais les solénoïdes ne contiennent pas de pièces mobiles, ne gaspillent pas de carburant et sont économes en énergie.

Avantages :

• Simplicité.


• Ne nécessite pas de carburant.


• Petite masse.


• Ils ne contiennent aucune pièce mobile et sont pratiquement sans usure.

• Petites forces de contrôle.


• Faible précision.


• Nécessite un champ magnétique corps céleste, autour duquel l'appareil orbite.


• L'efficacité dépend de l'altitude.

Un exemple de solénoïde pour vaisseau spatial. Le site Internet du fabricant affirme que plus de 80 solénoïdes sont déjà installés sur différents satellites

Stabilisation par gravité

Dans la première partie de la vidéo, le satellite prend une position stable le long de son axe par rapport à la Terre. En réalité, des perturbations aléatoires perturberont l'équilibre idéal et le satellite oscillera autour de son axe, de tels systèmes sont donc généralement complétés par un amortisseur. Un petit récipient de liquide convertira l’énergie vibratoire en chaleur et « calmera » le satellite.

Avantages :

• Un système très simple.


• L'orientation se construit passivement, sans système de contrôle.

• L'orientation se construit lentement en raison de la faiblesse des forces agissant sur le corps.


• Faible précision.


• Il n'existe qu'un seul type d'orientation : l'axe vers le centre de la Terre.


• L'effet diminue avec l'altitude.


• Le satellite peut se retourner par rapport à l'orientation souhaitée.

Stabilisation aérodynamique

L’orbite basse, où les forces aérodynamiques sont les plus importantes, est un endroit inhospitalier. Mais il est parfois nécessaire d’être présent pour une plus grande précision des mesures. Très bonne solution a été utilisé dans le satellite GOCE, qui étudiait le champ gravitationnel de la Terre. Orbite basse (~260 km) réalisée système efficace stabilisation aérodynamique, et pour éviter que le satellite ne brûle trop rapidement, il était constamment accéléré par un petit moteur ionique. L’appareil qui en résulte n’a que peu de ressemblance avec les satellites conventionnels ; quelqu’un l’a même appelé « Ferrari satellite » :

Grâce au moteur ionique, GOCE a pu travailler de 2009 à 2013, compilant les informations les plus détaillées carte de gravité Terre.

Avantages :

• La force aérodynamique est gratuite et ne nécessite pas système spécial gestion.

Défauts:

• Il faut faire quelque chose pour éviter que le satellite ne brûle rapidement dans les couches denses de l'atmosphère.


• La force dépend de la taille.


• L'orientation selon un seul axe est possible.

Voile solaire

Le projet national Regatta-Plasma, développé dans les années 90, était très intéressant. A l'aide d'une voile stabilisatrice solaire et de gouvernails rotatifs, l'appareil occupait une position en direction du Soleil et, si nécessaire, pouvait être tordu :

Même aujourd’hui, un tel système serait unique et très intéressant ; c’est dommage que le projet ait été abandonné.

Avantages :

• Pression solaire totalement gratuite.

• Il est impossible de construire une orientation arbitraire selon trois axes.


• Ne fonctionne pas à l'ombre, ce qui est important, par exemple, pour une orbite terrestre basse.

Conclusion

Une autre vidéo avec des chats et de vrais gyrodynes de la NASA.
Une vidéo plus complexe sur le même sujet - "Conception du système d'orientation et de stabilisation" de la communauté "Votre secteur de l'espace".

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