Uzay aracı oryantasyon sistemlerinin boşaltılması. Uzay aracı tutum kontrol sisteminin yürütme organları

Cihazın eksenlerinin belirli belirli yönlere göre belirli bir konumunun sağlanması. Bu sisteme duyulan ihtiyaç aşağıdaki görevlerden kaynaklanmaktadır:

Cihazın gerçekleştirdiği görevler hem kalıcı oryantasyon hem de kısa süreli oryantasyon gerektirebilir. Yönlendirme sistemleri tek eksenli veya tam (üç eksenli) yönlendirme sağlayabilir. Enerji harcaması gerektirmeyen yönlendirme sistemlerine pasif denir; bunlar şunları içerir: yerçekimi, atalet, aerodinamik, vb. Aktif sistemler şunları içerir: jet yönlendirme motorları, jiroskoplar, volanlar, solenoidler vb., araçta depolanan enerjiye ihtiyaç duyarlar. İnsanlı uzay uçuşlarında otomatik durum kontrol sistemlerinin yanı sıra manuel olarak kontrol edilen sistemler de kullanılmaktadır.

Sensörler [ | ]

Elektro-optik sensörler genellikle cihazın mevcut konumu için sensör olarak kullanılır ve çeşitli gök cisimlerini referans noktaları olarak kullanır: Dünya, Ay ve yıldızlar. Görünür veya kızılötesi spektrum kullanılır, ikincisi örneğin Dünya için daha uygundur, çünkü spektrumun kızılötesi bölgesinde gündüz ve gece tarafları biraz farklıdır.

Optik sensörlerin yanı sıra iyon sensörleri, Dünya'nın manyetik alan sensörleri ve jiroskopik sensörler de kullanılabilir.

Stabilizasyon sistemi[ | ]

Bir yörüngeden diğerine geçiş yaparken veya iniş yörüngesine geçiş yaparken, ana tahrik sistemi çalışırken aracın eksenlerinin yönünü değiştirmemek gerekir. Bu sorunu çözmek için amaçlanan stabilizasyon sistemi. Stabilizasyon sırasında rahatsız edici kuvvetlerin ve momentlerin büyüklüğü çok daha yüksektir; bunların telafisi önemli miktarda enerji harcaması gerektirir. Bu modda kalma süresi nispeten kısadır.

Gerçekleştirdikleri görevlerin benzerliğinden dolayı stabilizasyon ve yönlendirme sistemleri çoğunlukla kısmen birleştirilir, örneğin aynı sensörleri kullanırlar. Bu gibi durumlarda tek bir şeyden bahsedebiliriz. uzay aracı yönlendirme ve stabilizasyon sistemi.

Pasif sistemler[ | ]

Bu sistemler ekonomiktir ancak bazı sınırlamaları vardır.

Yerçekimsel [ | ]

Bu stabilizasyon sistemi, Dünya için gezegenin çekim alanını kullanır, kullanımı 200 km'den 2000 km'ye kadar olan yörünge yükseklikleri için etkilidir.

Aerodinamik[ | ]

Bu sistemin atmosfer kalıntılarının bulunduğu alçak yörüngelerde kullanılması mümkündür; Dünya için bunlar 200 ila 400 km arasındaki rakımlardır. 2500 km'nin üzerindeki rakımlar için güneş ışınlarının basıncını kullanarak benzer bir sistem oluşturmak mümkündür.

Elektromanyetik[ | ]

Aparat üzerine kalıcı mıknatıslar yerleştirerek, Dünya'nın manyetik alanının kuvvet çizgilerine göre aparatın belirli bir pozisyonunu elde etmek mümkündür. Kalıcı mıknatıslar yerine solenoidler kullanılırsa, etkili konum kontrolü mümkün hale gelir; böyle bir sistem zaten aktif olanlar kategorisine girer. Dünya benzeri gezegenler için elektromanyetik sistemlerin kullanımı 600 ila 6000 km arasındaki yüksekliklerde mümkündür.

Aktif sistemler[ | ]

Bu tip sistemler enerji harcaması gerektirir.

Gaz nozulları [ | ]

Jiroskoplar [ | ]

Atalet volanları ve jiroskoplar, devasa uzay araçlarını sabit yörüngelerde yönlendirmek ve dengelemek için kullanılır. Volanın dönüşü genellikle bir elektrik motoruyla sağlanır.

Boyut: piksel

Sayfadan göstermeye başlayın:

Deşifre metni

1 Elektronik dergi “MAI Bildirileri”. Sayı 38 UDC Astro sensörlerinden S.V.'den gelen bilgilere dayanarak bir uzay aracının yönlendirilme ve stabilizasyon sistemi. Kravchuk, M.A. Shatsky, Pensilvanya Samus Özet Çalışma, açısal konum hakkında bilgi olarak astro sensörlerden (AS) gelen bilgileri kullanan bir uzay aracının (SC) stabilizasyon ve yönlendirme sisteminin (SSO) yapısını ve algoritmalarını önermektedir. Bu, uzay aracı kontrol sisteminin güvenilirliğini artırmayı mümkün kılarak, jiroskopik ölçüm cihazlarının kısmen veya tamamen arızalanması durumunda uzay aracının çalışmaya devam etmesine olanak tanır. Önerilen sistem, uzay aracının yerleşik kontrol sistemlerine dahil edildi ve uçuş testlerini başarıyla geçti. Önerilen sistemin hem halihazırda yörüngede bulunan uzay aracının kontrol sistemlerini yükseltirken hem de yenilerini oluştururken kullanma olasılığı gösterilmektedir. Anahtar Kelimeler Uzay Aracı; stabilizasyon sistemi; Astro sensörü. Giriş Bir uzay aracının (SC) açısal hareket kontrol sistemi, optoelektronik cihazların okumalarına göre periyodik olarak ayarlanan yüksek hassasiyetli jiroskopik ölçüm cihazlarının kullanımını içerir. Uzay endüstrisinde kullanılan cihazların güvenilirliği yüksek olmasına rağmen arızalanma olasılıkları da bulunmaktadır. Önerilen MTR'de jiroskopik açısal konum ölçerlerden gelen bilgiler tamamen veya kısmen IM'den gelen bilgilerle değiştirilir. Bu şunu verir: - 1 -

2 uzay aracı kontrol sisteminin güvenilirliğini artırma yeteneği, jiroskopik ölçüm cihazlarının kısmen veya tamamen arızalanması durumunda uzay aracının çalışmaya devam etmesine olanak tanır. Çalışmanın alaka düzeyi, çeşitli sınıflardaki uzay araçlarının işletilmesindeki mevcut deneyimlerle doğrulanmaktadır. Ek olarak, önerilen sistemin bireysel unsurları geleneksel SSO'nun izlenmesi ve teşhisi için kullanılır. Dahil. MTR'nin AD bilgisine dayalı stabilizasyon moduna otonom geçiş sorunu çözüldü, bu da uzay aracının hedef görevini yerine getirme güvenilirliğini artırmayı da mümkün kılıyor. Söz konusu durumda kan basıncına (SBP) ilişkin bir stabilizasyon sisteminin inşasının ana özelliği, kullanılan astronomik sensörlerin başlangıçta kontrol döngüsünde doğrudan kullanım için değil, yalnızca GIVUS'un periyodik olarak düzeltilmesi için tasarlanmış olmasıdır. Görev çerçevesinde, IM'nin özelliklerini dikkate alarak uzay aracının açısal hızını ve yönünü elde etmek için en güvenilir algoritmanın oluşturulması önerildi. SAD'nin pratik uygulaması, Monitor E uzaktan algılama uzay aracının çalışması sırasında Mars Tasarım Bürosunda gerçekleştirildi. Bu uzay aracının normal çalışması sırasında, GIVUS'un parçası olan üç dinamik olarak ayarlanabilen jiroskoptan (DNG) 2'sinde arıza meydana geldi. Sonuç olarak, tek operasyonel DNG, uzay aracı açısal hız vektörünün yalnızca 2 bileşeni hakkında bilgi sağladı. Bugüne kadar, CAD algoritmaları oldukça yüksek bir olasılıkla uzay aracının normal yöneliminde olmasını, özellikle de hedef atamasına göre bir ila üç gün boyunca sürekli çekim yapılmasını sağlıyor. Aynı zamanda, yönlendirme belirli bir doğrulukla korunur ve bu, dünya yüzeyinin oldukça yüksek kaliteli görüntülerinin elde edilmesini mümkün kılar. Monitor-E uzay aracıyla çalışma deneyimine dayanarak, önerilen sistem, Mars Tasarım Bürosu tarafından geliştirilen yerleşik uzay aracı kontrol komplekslerine uygulandı. Örneğin Express MD1 uzay aracı uçuş testlerini başarıyla geçti. Böylece, hem halihazırda yörüngede bulunan uzay aracının kontrol sistemlerini yükseltirken hem de çeşitli amaçlar için yeni uzay aracı oluştururken önerilen sistemin kullanılma olasılığı gösterilmektedir. Motordan gelen bilgiyi kullanan uzay aracı kontrol algoritmaları Motoru kullanan uzay aracı stabilizasyon sistemine yönelik algoritmalar, kısmen veya tamamen arıza durumunda uzay aracının hedef işlevini yerine getirmesini sağlamak için tasarlanmıştır.

3 GIVUS. SAD modunu uygularken, daha önce GIVUS'tan alınan yönlendirme bilgisi, AD'den gelen bilgiyle değiştirilir; bunun yokluğunda ise doğrusal olmayan bir matematiksel model kullanılır. Matematiksel model, alındığı sırada AD'den gelen bilgilere göre ayarlanır. Açısal hız, IM'den filtrelenen bilgilere göre ayarlanır. Tanıma algoritmasından elde edilen açısal hız filtrelenir. Çeşitli seçenekler üzerinde yapılan çalışmanın sonuçlarına dayanarak, 8 boyut üzerinden (yalnızca ardışık 8 boyut varsa) hareketli ortalama algoritması uygulayan bir filtre uygulandı. Gecikme etkisini en aza indirmek için hızlanma ve frenleme sırasında dönüşler sırasında filtre kapatılır. AD SUD'un açılıp kapatılmasının kontrolü, önceden ayarlanmış bir siklograma göre bağımsız olarak gerçekleştirilir. Aynı zamanda çalışma mantığı herhangi bir sayıda kan basıncının eş zamanlı aktivasyonu olasılığını da içerir. Eş zamanlı çalışan IM'lerin sayısının seçimi, bir yandan IM'nin çalışma ömrüne, diğer yandan gerekli stabilizasyon doğruluğuna göre belirlenir. Bu nedenle, sabit bir yörüngede çalışan telekomünikasyon tipi bir uzay aracı için doğruluk gereksinimleri yüksek değildir, dolayısıyla tek bir IM ile çalışmak mümkündür. Uzaktan algılama uyduları için stabilizasyon doğruluğu gereksinimleri daha yüksektir, dolayısıyla 2 AD'nin aynı anda kullanılması gerekir. GIVUS izleme ve teşhis modunun özellikleri Kontrol sisteminin en önemli görevlerinden biri, yerleşik ekipmanın izlenmesi ve teşhis edilmesidir. Söz konusu sorunla ilgili olarak bu, GIVUS'un doğru çalışmasının izlenmesi, teşhis ve bir arıza tespit edilirse, otomatik modda ve uzay aracının hedef işlevini kaybetmeden CAD moduna yumuşak bir geçiştir. Bu durumu sağlamak için CS algoritmaları, GIVUS'tan bağımsız bir paralel bilgi kanalının sürekli hazır olmasını sağlayan ve stabilizasyona bilgi sağlamaya her an devam edebilen astrokontrol de dahil olmak üzere GIVUS'u izlemek ve teşhis etmek için bir dizi prosedür uygular. açısal hız sinyallerini ve akım yönünün kuaterniyonunu içeren devre. CS algoritmaları CAD moduna geçiş için iki seçeneği uygular: 1) otonom (2. GIVUS arızasının otomatik tespiti ile). CAD moduna otonom geçiş ana mod olarak kabul edilir ve GIVUS'un fonksiyonel kontrolü aracılığıyla ikinci IC GIVUS'ta bir arıza tespit edilmesi durumunda sağlanır.

4 2) alçak gerilim kontrol ünitesinden gelen komut üzerine, hem yönelim kaybı olmadan hem de normal yönelimin yeniden sağlanmasıyla. Bu geçiş aşağıdaki aşamaları içerir. KUDM kullanarak açısal hızın sönümlenmesi (gerekirse jet motorları kullanılır). Sönümleme, iki eksen boyunca GIVUS'tan elde edilen bilgiler kullanılarak gerçekleştirilir, üçüncü eksen boyunca açısal hız, çapraz bağlantılar nedeniyle azalır (uzay aracının çapraz atalet momentleri sıfır değildir). Bu aşamada uzay aracının açısal hızı IM'nin çalışmasını sağlayacak seviyeye düşer (Şekil 1). Pirinç. 1. Sönüm bölümündeki açısal hızlar. SC "Monitör - E". 2. Koşullu ISK'da istikrar. Kararlı bir tanımlama sürecinin başlamasının ardından uzay aracı, IS'deki yönelimi belirlemek için AD'den gelen bilgiye dayalı düzeltmeyle MM'ye göre çalışmaya devam ediyor. ISK'daki yönelimi belirledikten sonra USC'deki standart yönelime dönüş yapmak mümkün hale gelir

5 Şek. 2. Program dönüş bölümündeki açısal hızlar. SC "Monitör - E". Uzay aracının USC'de standart yönelime döndürülmesi (Şekil 2). Bu dönüş, otomatik olarak veya NKU'nun kontrolü altında, USC'deki dönüş programının NKU araçları kullanılarak hesaplanmasıyla gerçekleştirilebilir. Sonuç Bu makale, GVUS'un kısmen veya tamamen arızalanması durumunda uzay aracının hedef işlevini yerine getirmesini sağlamak için tasarlanmış, IM kullanan bir uzay aracı stabilizasyon ve yönlendirme sisteminin yapısını ve algoritmalarını sunmaktadır. Önerilen yaklaşım, uzay aracı kontrol sisteminin güvenilirliğini ve bunun sonucunda hedef görevin hatasız gerçekleştirilme olasılığını artırmayı mümkün kılar. Kontrol sistemine dahil edilen GIVUS kontrol ve teşhis algoritmaları, yönelim kaybı olmadan SAD moduna otomatik ve sorunsuz geçişe olanak tanır. Önerilen sistem, uzay aracının yerleşik kontrol sistemlerine dahil edildi ve uçuş testlerini başarıyla geçti. Önerilen sistemi kullanma olasılığı, hem halihazırda yörüngede bulunan uzay aracının kontrol sistemlerini yükseltirken hem de uzay aracı için çeşitli amaçlar için yeni kontrol sistemleri oluştururken gösterilmektedir. Kaynakça 1. Alekseev K.B., Bebenin G.G. Uzay aracının kontrolü. 2. baskı, revize edildi. ve ek M.: Makine Mühendisliği,

6 2. Razygraev A.P. Uzay aracı uçuş kontrolünün temelleri: Ders Kitabı. kolejler için ödenek. 2. baskı, revize edildi. ve ek M.: Makine Mühendisliği, E.A. Mikrin Yerleşik uzay aracı kontrol sistemleri ve yazılımlarının tasarımı. M.: Yayınevi MSTU im. N.E. Bauman, Yazarlar hakkında bilgi Kravchuk Sergey Valentinovich Federal Devlet Üniter İşletmesi Moskova Deneysel Tasarım Bürosu Mars, bölüm başkanı, Ph.D., Shatsky Mikhail Aleksandrovich Federal Devlet Üniter İşletmesi Moskova Deneysel Tasarım Bürosu Mars, bölüm başkanı, Ph.D. , Samus Petr Aleksandrovich Federal Devlet Üniter İşletmesi Moskova Deneysel Tasarım Bürosu Mars, mühendis,

2. Teknolojide titreşim. 6 ciltlik rehber. T.3 Makinelerin, yapıların ve elemanlarının titreşimleri. M.: Makine Mühendisliği, 1980. 3. T-FLEX CAD hakkında her şey (http://www.tflexcad.ru/t-flexcad/functionity). KOMBİNE

KÜÇÜK ALAN TAŞIMALARININ DURUMUNUN İZLENMESİ VE TEŞHİSLENMESİ UDC 681.3 A. M. BARANOVSKY, A. E. KÜÇÜK ALAN TAŞIMALARININ YERLEŞİK EKİPMANININ KONTROLÜ VE DİYAGNOSTİKLERİ İÇİN PRIVALOV SİSTEMİ Değerlendiriliyor

ÜÇ AŞAMALI YÜZER JİROSKOPUN GELENEKSEL OLMAYAN UYGULAMASI Martynenko Yu.G., Ryabikov V.S., Shcheglova N.N. Üç aşamalı şamandıra jiroskopu GPA-L'nin standart dışı kullanımı ağır şartlarda gerçekleştirildi

ARTIRILMIŞ DOĞRULUK, KONTROL VE ARIZA TAKIMLARI ÖZELLİKLERİ İLE HEDEFLEME VE NAVİGASYON KOMPLEKSLERİ Anonim Şirket "Ramenskoye Enstrüman Yapımı Tasarım Bürosu" Yazar ekibi:

Federal Hedefli Program çerçevesinde yürütülen projenin özeti (PNIER) “2014 2020 için Rusya'nın bilimsel ve teknolojik kompleksinin geliştirilmesinde öncelikli alanlarda araştırma ve geliştirme” Hibe Anlaşması Numarası

Ders 4 4.. Rezervasyon yöntemleri Rezervasyon, gerekli minimum değere göre gereksiz olan ek araçların ve/veya yeteneklerin kullanılması yoluyla bir nesnenin güvenilirliğini sağlama yöntemidir.

122 UDC 629.7.03 A.S. KULIK 1, V.F. SIMONOV 1, A.V. KOMKOV 1, B.V. Ostroumov 2, I.E. KITAYCHUK 2 1 Ulusal Havacılık ve Uzay Üniversitesi adını almıştır. N. E. Zhukovsky KhAI, Ukrayna 2 NT SKB Polisvit SNPO Kommunar,

KÜÇÜK BİR UZAY ARABASININ YÖNLENDİRMESİNİ KONTROL ETMEK İÇİN “ELEKTRİK MOTOR-ŞANZIMAN-VOLAN” MEKANİK SİSTEMİNİ TABANLI MOTOR-VOLAN Polyakov M.V., Polyakova A.V. Ulusal Araştırma Tomsk

SESSİZ BİR ATMOSFERDE UÇAK İÇİ KAYIT CİHAZLARINDAN ALINAN BİLGİLERE GÖRE UÇAK DİNAMİK ÖZELLİKLERİNİN DEĞERLENDİRİLMESİ A.B. Sivashko, Belarus Cumhuriyeti Askeri Akademisi'nde kıdemli araştırmacı Ana kriterler

Gelişim tarihi Meteor-M uzay aracında ekipmanın ve CCVO'nun çalışmasının ilk sonuçları 1 ANO "Cosmos-NT" Rusya Bilimler Akademisi Uzay Araştırma Enstitüsü 2009 Uzay Araştırma Enstitüsü'nde yaklaşık 30 yıldır çalışmalar devam ediyor Rusya Bilimler Akademisi'nin

Elektronik dergi "MAI Bildirileri". Sayı 49 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 681.2 Telafi edici ivmeölçerlerin doğrudan zincirinin parametrelerinin doğruluk özelliklerine etkisi V.E. Melnikov Özeti: Değerlendirildi

Elektronik dergi "MAI Bildirileri". Sayı 38 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.78.783 Çok amaçlı bir uzay sisteminin yörünge yapısının parametrelerini seçme probleminin çözümü A.S. Kiiko Özeti İncelendi

ANONİM ŞİRKETİ "BİLİŞİM UYDU SİSTEMLERİ" ADINI AKADEMİSYEN M.F. RESHETNEV" UZAY FAALİYETLERİ DEVLET ŞİRKETİ "ROSCOSMOS" ÇOK İŞLEVLİ GEOSTASYONARIN OLUŞTURULMASI

TEKNİK SİSTEMLERİN GÜVENİLİRLİĞİ VE TEKNOJENİK RİSK GÜVENİLİRLİK GÖSTERGELERİ Bunlar, bir nesnenin güvenilirliğini belirleyen bir veya daha fazla özelliğinin niceliksel özellikleridir. Gösterge değerleri elde edilir

TOMSK DEVLET ÜNİVERSİTESİ BÜLTENİ 213 Matematik ve mekanik 3(23) UDC 629.78.1 bilinmiyor. Sevastyanov YAMAL-2 SS'DE AÇISAL HIZ SENSÖRLERİ OLMADAN YÖNLENDİRME MODLARININ İNŞAATI Olasılık değerlendiriliyor

7676 UDC 62-50 ELEKTRİKLİ RADYO ÜRÜNLERİNİN TEKNİK DİYAGNOSTİKLERİ E.A. Zhang Sibirya Federal Üniversitesi Rusya, 660041, Krasnoyarsk, Svobodny Ave., 79 E-al: [e-posta korumalı] VE. Orlov Açık Anonim Şirketi

Moskova Devlet Teknik Üniversitesi adını N. E. Bauman Kaluga şubesi F. L. Chubarov HİDROLİK TAHRİKLERİN GÜVENİLİRLİĞİ VE DİYAGNOSTİKLERİ Kılavuzları (üçüncü bölüm) UDC 621.2 BBK 30.123 Ch81

Elektronik dergi "MAI Bildirileri". Sayı 44 www.mai.ru/siene/trudy/ UDC 68.587 Otomatik kontrol sistemlerinin tasarlanması problemlerinde hiyerarşik optimizasyon. Yu.A. Sinyavskaya, V.A. Kornilov Özeti.

UDC 629.78 A. V. Krylov, S. A. Churilin FARKLI KONFİGÜRASYONLARDAKİ GÜNEŞ PİLLERİNİN AÇILMASININ MODELLENMESİ Büyük boyutlu uzay yapılarının açılması sürecinin modellenmesi

Elektronik dergi "MAI Bildirileri". Sayı 60 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 621.455.32 Sabit plazma motorları A.S. için kontrol ekipmanının güvenilirliğinin ve spesifik özelliklerinin artırılması. Viktorov,

MAI tutanakları. Sayı 83 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 681.5.015.44 Arazi uçuşu sırasında insansız hava aracının engellerinden kaçınmak için mantıksal kontrol sistemi Lebedev G.N.*, Rumakina A.V.**

Sistem ve cihazların güvenilirliği Ders 4. Güvenilirliği artırma yöntemleri, yapısal artıklık yöntemleri Mikhail Igorevich Glukhikh, Ph.D., Doçent. posta: [e-posta korumalı] Neyden başlıyoruz? Güvenilirlik gereksinimleri

UDC 681.3 A.I. Ryzhenko, E.I. Ryzhenko, D.V. Kolesnichenko Onarılamaz yedekli teknik ürünlerin güvenilirliğinin belirlenmesi Ulusal Havacılık ve Uzay Üniversitesi adını aldı. OLUMSUZ. Zhukovsky "Khai"

1 DERS 3. Güç kaynağının güvenilirliği sorunları Güvenilirlik teorisi, işletmelerdeki laboratuvarların, bölümlerin, büroların ve güvenilirlik gruplarının tasarım, araştırma ve geliştirme faaliyetleri için bilimsel temel oluşturur.

3407 UDC 629.7.05 İNSANSIZ BİR UÇAĞIN MODERNİZE KOORDİNE KONTROLÜ İÇİN ALGORİTMALAR A.Ş. Syrov Moskova deneysel tasarım bürosu "MARS" Rusya, 127473, Moskova, Shchemilovsky

ARAÇ TRAFİĞİ ALANINDA DİJİTAL GÖRÜNTÜ İŞLEME KULLANILARAK NESNE TESPİT SİSTEMİ Ph.D. Devochkin O.V., Segeda S.V. MSTU "MAMI" Yollardaki kaza sayısını azaltmak için şu çok önemlidir:

İlk yapay Dünya uydusunun fırlatılmasından bu yana 60 yıl geçti. Zaman gelecek, insanlarla dolu bir uzay gemisi Dünya'yı terk edip yolculuğa çıkacak. Dünya'dan uzaya güvenilir bir köprü zaten atıldı

Yeni nesil yeni fırsatlar JSC "ISS", yeni "Express-1000K", "Express-1000N", "Express-2000" platform ailelerine dayalı sabit iletişim uydularının oluşturulması ve işletilmesi için eksiksiz bir hizmet yelpazesi sunmaktadır.

Elektronik dergi "MAI Bildirileri". Sayı 46 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.136 Uzay roketleri için tahrik sistemlerinin matematiksel modellenmesine yönelik araçların geliştirilmesi I.S. Partola Özeti.

UDC 6.3.054 IN. CHIKOV, öğrenci (TPU) A.E. EVSTRATOV, asistan (TPU), Tomsk ROBOTİK KOMPLEKSLERİN ELEKTROMEKANİK MODÜLLERİ İÇİN GEREKLİLİKLER Robotik komplekslerin uygulanması

Bölüm II2 Yönlendirme, stabilizasyon ve navigasyon yapısı ve laboratuvarları için alet ve sistemler Bölüm, aşağıdaki uzmanlıklarda "Uçak kontrol sistemleri" uzmanlığı alanında uzmanlar yetiştirmektedir:

"IC Güvenilirliği" konulu test #num 1 Güvenilirlik: 1) bir nesnenin tüm çalışma süresi boyunca sürekli olarak çalışma durumunu sürdürme özelliği; 2) bir nesnenin sürekli çalışır durumda kalma özelliği

CEHENNEM. Belenky, V.N. Vasilyev, A.S. Semenov ve diğerleri. Dünya arama modu UDC 69.7 METEOR-M UZAY ARACI A.D.'NİN DÜNYA ARAMA MODU. Belenky, V.N. Vasilyev, A.S. Semenov, M.E. Semenov (JSC Şirketi)

UDC 681.511.26 Logaritmik genlik özellikleri yöntemini kullanarak uçaksavar füzesi kontrol sisteminin oluşturulması. S.N. İlyukhin “Roket ve Uzay Aracının Dinamiği ve Uçuş Kontrolü” Bölümü [e-posta korumalı]

İŞ HAVACILIK GELİŞTİRMELERİ VE BAKIM Uçak bileşenleri UÇUŞ KONTROL SİSTEMLERİ bakımı organizasyonu 2006 yılında kuruldu. teknik bakım, modernizasyon alanlarından birine hakim olmak için

3 GİRİŞ “Havacılık bilgisi ve ölçüm sistemleri” disiplinini incelemek için kullanılan bu kılavuz, disiplinin amaç ve hedeflerinin bir listesini, materyali inceleme sırasını, laboratuvar listesini içerir.

MAI tutanakları. Sayı 85 UDC 69.96 www.mi.ru/sciece/trud/ Yerleşik radyo-elektronik ekipmanının teknik durumunun tahmin edilmesi Zakirov R.G. Taşkent Devlet Teknik Üniversitesi adını almıştır.

Elektronik dergi "MAI Bildirileri". Sayı 44 www.ai.u/science/udy/ UDC 69.7.5 Uçuş testi sonuçlarına göre çok amaçlı manevra kabiliyetine sahip bir uçağın yunuslama momentinin aerodinamik katsayısının tanımlanması

MOSKOVA HAVACILIK ENSTİTÜSÜ (ULUSAL ARAŞTIRMA ÜNİVERSİTESİ) MAI GİRİŞ SINAV PROGRAMI 161700 YÖNÜNDE YÜKSEK LİSANS SÜRESİ "BALİSTİK VE HİDROAERODİNAMİK" Giriş programı

Yapısal güvenilirlik. Teori ve pratik Shishkin V.V., Romanov Yu.V., Stenyushkin D.I. SİSTEMATİK ARIZA KAYNAKLARININ OTOMATİK BELİRLENMESİ İLE ARAÇ ÜZERİNDEKİ EKİPMANLAR İÇİN FRACAS SİSTEMLERİNİN GELİŞTİRİLMESİ

Çip üzerinde sistem tasarım rotasındaki tek önbellek hataları için güvenilirlik değerlendirmesi Olga Mamutova Büyük Peter St. Petersburg Politeknik Üniversitesi Bilgisayar Sistemleri Bölümü

UDC 629.78 A.V.Sollogub, Teknik Bilimler Doktoru G.s.s. GSMH RKT'leri "TSSKB İlerleme" e-postası: [e-posta korumalı]İLE. Skobelev, Teknik Bilimler Doktoru V.s.s. Karmaşık Sistemlerin Kontrol Sorunları Enstitüsü RAS Başkanı / Genel Tasarımcı

S. 2/6 Uzmanlık alanı aday sınavının bu soruları uzmanlık alanı aday sınavı programına uygun olarak derlenmiştir. 05.11.16 - Bilgi, ölçme ve kontrol sistemleri,

Prestijli - istikrarlı - gelecek vaat eden Korolev, Moskova bölgesi www.tsniimash.ru Federal Devlet Üniter İşletmesi "Makine Mühendisliği Merkezi Araştırma Enstitüsü" şirketi hakkında

UDC 681.513 AV Proletarsky, K.A. Neusypin NAVİGASYON SİSTEMLERİNİ VE UÇAK KOMPLEKSLERİNİ DÜZELTME YÖNTEMLERİ İncelenmekte olan uçak tipleri ve navigasyon sistemleri verilmiştir. Dikkate alınan

UDC 621.391.26 KM. Drugov, Los Angeles Podkolzina YERDEKİ MOBİL NESNELER İÇİN NAVİGASYON SİSTEMLERİ Bilgi teknolojisi alanındaki modern teknik ilerleme, taktik ve teknik özellikleri önemli ölçüde genişletiyor

Anonim Şirket "Araştırma ve Üretim Şirketi" Uzay İzleme Sistemleri, Bilgi, Kontrol ve Elektromekanik Kompleksler" adını taşıyan A.G. Iosifyan" (JSC "Şirketi" VNIIEM") ÖZET

Su-35, Su-35S, MiG-35 uçakları için en yeni SINS navigasyon sisteminin oluşturulması Moskova Elektromekanik ve Otomasyon Enstitüsü ekibi, kayışlı bir atalet navigasyon sistemi geliştirdi

O o VU308 UÇAK TASARIMININ temelleri İÇİN (ULAŞIM SİSTEMLERİ) Akademi III RAS A.M. tarafından düzenlenmiştir. Matveenko ve RAS O.M.'nin ilgili üyesi. Alvfaiova İkinci baskı, gözden geçirilmiş ve

Elektronik dergi "MAI Bildirileri". Sayı 54 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.7.054.07 Sıkı bağlantılı çok antenli entegre eylemsiz uydu navigasyon sistemi B. S. Aleshin, D.A. Antonov,

JAVAD GNSS M.O.'NUN GNSS EKİPMANI KULLANILARAK KONUMLANDIRMA DOĞRULUĞUNUN DEĞERLENDİRİLMESİ. Lyubich (UGT-Holding, Yekaterinburg) 2011 yılında Ural Federal Üniversitesi'nden mezun oldu. ilk başkan

UDC 681.SF Tyurin, O.A. Gromov, A.V. Süleymanov Perm Ulusal Araştırma Politeknik Üniversitesi A.V. Grekov Perm Askeri İçişleri Bakanlığı İç Birlikler Enstitüsü F DESTEK YÖNTEMLERİNİN ANALİZİ

UDC 004.021 D.V. Vavilov, K.A. Dvornikov Radyo-Elektronik Silahların modellenmesi standında matematiksel modellerin etkileşiminin incelenmesi Vavilov Dmitry Viktorovich, baş mühendis direktörü

Hiperspektral verileri işlemek için yerleşik dağıtılmış bilgi işlem sistemi A.A. 1'in altında, A.P. Kalinin 2, A.G. Orlov 1, E.Yu. Fedunin 1 1 JSC Bilimsel ve Teknik Merkezi "Reaktif" 125190 Moskova, st. Baltiyskaya, 14 E-posta:

FEDERAL HAVA ULAŞTIRMA AJANSI FEDERAL YÜKSEK MESLEKİ EĞİTİM KURUMU MOSKOVA DEVLET SİVİL HAVACILIK TEKNİK ÜNİVERSİTESİ (MSTU GA)

EULER yazılım paketinde roket fırlatma simülasyonu Bu örneğin amacı, aerodinamik kuvvetleri ve yerleşik çıkarılabilir bağlantıdan kaynaklanan paraziti dikkate alarak bir roket fırlatma simülasyonunun ana özelliklerini göstermektir.

Elektronik dergi "MAI Bildirileri". Sayı 44 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 608 Yerleşik hidrolik sistemlerin test edilmesi ve bunların modern uçak türlerinin geliştirilmesindeki önemi hakkında. D.I.

Adını taşıyan Devlet Araştırma ve Üretim Uzay Merkezi'nde lisansüstü eğitime giriş sınavının PROGRAMI. M.V. Khrunichev, uzmanlık “07/05/07 Uçakların ve sistemlerinin kontrolü ve test edilmesi” 2 Ι. Genel hükümler Bu program

Halka Açık Anonim Şirket "Roket ve Uzay Şirketi "Energia", S.P. Korolev adını almıştır" Çalışmanın özet sunumu Uzay deneyleri için balistik navigasyon desteği için algoritmaların geliştirilmesi

UDC 629.7 Makhnenko Yu.Yu. DÜŞÜK TABANLI RADYO GİRİŞİM ÖLÇERLERİ KULLANILARAK GEOSTASYONER UYDULARIN YERLEŞİMİNİN İZLENMESİ Federal Üniter Devlet Kuruluşu "Uzay İletişimi" Bu raporda

Bakhvalov Yu.O. Roket ve uzay teknolojisinin test edilmesi. Uzmanlık Ders Kitabına Giriş Moskova 2015 UDC 629.7(075.8) BBK 39/62я73 B51 Hakemler Rodchenko V.V., Teknik Bilimler Doktoru, Profesör, Milletvekili. KAFA

Tuleushova R.Zh. Öğretim Görevlisi, Hazar Üniversitesi, Almatı; Proje Yöneticisi “Astana'daki Alaş karayolu üzerindeki köprü için yüksek hassasiyetli uydu navigasyon unsurlarıyla izleme sistemi” DAMPING

Ser. 2. 2008. Sayı. 4. Bölüm II ST. PETERSBURG ÜNİVERSİTESİ BÜLTENİ A. N. Shcherba, A. I. Weintraub, E. N. Shapovalov FIRLATMA ROKET KONTROL SİSTEMLERİNİN GELİŞTİRİLMESİ AŞAMALARI (XX Yüzyılın İkinci Yarısı) Fırlatmanın amacı

FEDERAL HAVA ULAŞTIRMA AJANSI FEDERAL DEVLET EĞİTİM YÜKSEK MESLEKİ EĞİTİM KURUMU MOSKOVA DEVLET SİVİL HAVACILIK TEKNİK ÜNİVERSİTESİ

UZAY ARAŞTIRMALARI, 214, cilt 52, 5, s. 399 47 UDC 52.6.5,52-323.2 SPECTR-R 214 UZAY ARABASININ YÖNLENDİRME SİSTEMİNİN ÇALIŞMASI M. M. Lisakov 1, S. M. Voinakov 3, A. S. Syrov 2, V. N. Sokolov 2,

UDC 69.78:68.5. GYROPOWER AKTÜATÖRLÜ OTOMATİK UZAY ARAÇLARININ KİNETİK TORKUNUN KONTROLÜ A.V. Bogachev JSC RSC Energia'nın adı. S.P. Kraliçe Bay Korolev Giriş Değerlendirildi

UDC 681.313 Bir step motorun güvenilirliğinin tasarım aşamasında sağlanması V.N.KITAEV, E.N.KITAEVA, N.A.IKONNIKOVA FSUE Rusya Federal Nükleer Merkezi Tüm Rusya Araştırma Enstitüsü

Bilimsel Araştırma Merkezi ve Teknik Sistemlerin Teşhisi JSC NIC KD KONTROL ARAÇLARININ SEÇİMİ İÇİN KURALLAR R 50-609-39-01 Nizhny Novgorod 2001 ceket diyagramı Önsöz 1. JSC NIC KD (Araştırma Merkezi) TARAFINDAN GELİŞTİRİLMİŞTİR

PRIS PJSC "UAC" STC protokolüne Ek 2 08 Şubat 2017 Halka Açık Anonim Şirket "United Aircraft Corporation" Gelecek vaat eden teknolojilerin listesi (yenilik talebi) (ed.

S. P. Korolev, 12 Ocak 1907'de Zhitomir'de Rus edebiyatı öğretmeni P. Ya. Okul yıllarında bile Sergei, olağanüstü yetenekleri ve yeni şeylere karşı yılmaz bir özlemiyle ayırt ediliyordu.

Kullanımı: Roket ve uzay teknolojisinde. Özü: Uzay aracı stabilizasyon sistemi, seri bağlı açısal ivme ve açısal hız sapma sensöründen gelen eğim ve sapma kontrol kanallarını, bir toplama yükselticisini ve bir direksiyon dişlisini, bir doğrusal hızlanma ve doğrusal hız sapma sensörünü, bir itme sistemini, bir yanma odasını içerir. uzay aracının enine eksenleri boyunca doğrusal hareket imkanı ile kurulur. 4 hasta.

Önerilen buluş, uzay aracı (SC) kontrol sistemleri bölümündeki roket ve uzay teknolojisi alanıyla ilgilidir. Söz konusu uzay aracı sınıfının özellikleri, yerleşim koşullarına göre şöyledir:

1. Tahrik sisteminin (PS) dayanak noktasının uzay aracının kütle merkezine yakınlığı nedeniyle kontrol moment kolu küçüktür. 2. Anlık bir etkinin yanı sıra kuvvet biçimindeki bir bozulma da önemli büyüklüktedir. Söz konusu uzay aracı sınıfının bir açı sensörü, bir düzeltme devresi, bir amplifikatör ve bir mermi tahrikinden oluşan bir stabilizasyon sistemi (SS) bilinmektedir. Bu sistemin aşağıdaki dezavantajları vardır:

1. Küçük bir kontrol koluyla bir uzay aracının dengelenmesinde etkisizdir. 2. Uzay aracının kütle merkezinin enine hızlarının dengelenmesinde küçük hatalar garanti edilmez, çünkü Rahatsız edici momente ek olarak, rahatsız edici kuvvet de önemli bir büyüklüğe sahiptir (motor dönüş açısının kolunun küçük olması nedeniyle, enine kuvvetlerin büyük bileşenleri gereklidir ve buna karşılık gelen büyük bileşenler üretilir). Önerilen sistem için en yakın teknik çözüm, bir düzeltme devresi, bir ivmeölçer, bir entegratör, bir toplama amplifikatörü, bir direksiyon simidi ve negatif geri beslemeden oluşan bir otomatik stabilizasyon sistemidir (AS). Ancak yukarıda belirtilen nedenlerden dolayı bu AS, rahatsız edici bir kuvvetin etkisi altında ve küçük bir kontrol tork koluyla yörünge düzeltme bölümlerinde yanal hızların hassas stabilizasyonu için de kullanılamaz. Yukarıdaki stabilizasyon sistemlerinin genel temel dezavantajı, bir yalpa çemberi süspansiyonunda bir döner tahrik sisteminin yürütme organı olarak kullanılmasıdır. Uzay aracının ağırlık merkezi ile uzaktan kumandanın kuvvet uygulama noktası arasındaki mesafeyle belirlenen küçük bir kontrol koluyla, kontrolü elde etmek için uzaktan kumandanın yanma odasının önemli açıları ve açısal dönüş hızları gereklidir. bozukluğu önlemek için tork. Bu kaçınılmaz olarak yanal (enine) bozucu kuvvetin büyük bir bileşenine neden olur. Önerilen buluşta, yanma odasının (CC) uzay aracı stabilizasyon eksenleri boyunca doğrusal olarak hareket etmesi ve bunun büyük bir yanal kuvvet olmaksızın yalnızca bir kontrol torku oluşturması ile bu dezavantaj ortadan kaldırılmaktadır. Buluşun özü, dayanak noktası uzay aracının kütle merkezinin yakınında bulunan bir yanma odasına sahip bir itme sistemi içeren bir uzay aracı stabilizasyon sisteminde, her biri şu şekilde yapılmış yunuslama ve sapma kontrol kanallarıdır. seri bağlı bir toplama amplifikatörü ve bir direksiyon dişlisinden, ayrıca uzay aracının kütle merkezine göre açısal ivme ve açısal hızın sapması için bir sensör ve uzay aracının kütle merkezinin doğrusal hızının sapması için bir sensörden oluşur. çıkışları toplama amplifikatörünün girişlerine bağlanan her kanala verilir ve tahrik sisteminin yanma odası, uzay aracının enine eksenleri boyunca doğrusal hareket imkanı ile kurulur. Teknik sonuç, uzay aracı kütle merkezinin yanal hızlarının stabilizasyonunun doğruluğunu artırarak stabilizasyon ve yörünge düzeltme modunun doğruluğunu arttırmaktır.2 ŞEKİL 2'de. Şekil 1, Y ekseni yönünde önerilen SS kütle merkezinin blok diyagramını göstermektedir. T kanalı için, bir toplama amplifikatörüne bağlı bir doğrusal ivme ve hız sapma sensörü 1, bir açısal ivme ve hız sapma sensörü 2'den oluşur. Çıkışı direksiyon simidinin (4) (RM) girişine bağlı olan 3. PM çubuğu, yanma odasını (CC) DU 5 kılavuzlar, basınç silindirleri ve ara plaka boyunca doğrusal olarak hareket ettirir. İncirde. Şekil 2, uzay aracının açısal ivmesi ve hızındaki sapmaya ilişkin sensörün diyagramını göstermektedir. Bir jiroskopik açısal hız ölçer ve seri bağlı bir farklılaştırıcı işlemsel yükselteç içerir. Bir jiroskop (1), bir yay (2), bir sönümleyici (3), çerçeveler (4) ve bir potansiyometre (5) içerir. Şekil 3, uzay aracının doğrusal ivmesinin ve hızının sapması için bir sensörün diyagramını göstermektedir. Bir ivmeölçer (A) ve seri olarak bağlanmış bir entegre işlemsel yükselteç (ISU) içerir. Bir mahfaza (1), bir eylemsizlik kütlesi (2), kılavuzlar (3), bir sinyal sensörü (4), bir yay (5), bir damper (6) içerir. Şekil 4 uzaktan kumandanın şematik tasarımını göstermektedir. Uzay aracının doğrusal hareketi, T kanalı için Y ekseni boyunca ve P kanalı için Z ekseni boyunca uzay aracı eksenleri boyunca iki bağımsız ortogonal yönde öteleme hareketi ile sağlanır. Stabilizasyon sistemi aşağıdaki gibi çalışır. SS kanallarının eğim (T) ve sapma (P) açısından özdeşliğinden dolayı ve açıklamayı basitleştirmek için, T kanalı dikkate alınır. Önerilen SS, T kanalı üzerinde (P kanalına benzer şekilde) aşağıdaki şekilde çalışır: blok 1 ve 2'nin çıkışları, sinyaller blok 3'e gönderilir, bununla birlikte kontrol sinyali blok 4'e sağlanır, bu da uzay aracını hareket ettirir (blok 5) ve uzay aracının kütle merkezine göre bir kontrol torku oluşturur. Önerilen sistemin karakteristik ve temel özelliği, prototipin aksine, blok 3'ün girişine aşağıdakilerin sağlanmamasıdır:

Direksiyon makinesinden gelen geri bildirim sinyali;

Uzay aracının açısal sapması ile orantılı sinyal;

Uzay aracının doğrusal sapması ile orantılı bir sinyal. Önerilen SS, yazarın sistemi değişmez bir sisteme yaklaştırmasıdır. T kanalı için hareket dinamiklerini tanımlayan bir denklem sistemi için

Tam değişmezlik durumu

Rahatsız edici anlara göre M

Rahatsız edici F kuvvetine göre

(1) moment denklemi;

(2) kuvvet denklemi;

(3) kontrol denklemi;

Uzay aracının T boyunca V açısal sapması;

Uzay aracının Y ekseni boyunca Y doğrusal hareketi;

Yürütme organının hareketi;

A yaklaşık, a yv, a yv denkleminin katsayıları;

Stabilizasyon sisteminin W сс transfer fonksiyonu;

Y için fonksiyonel F 1'i, v için fonksiyonel F 2'yi ve Kos sürücüsünün geri besleme katsayısını içeren F kontrol kontrolü fonksiyoneli,

P, Lamplace operatörüdür ve K, sürücünün hız karakteristiğinin eğimidir. Gerçek bir sistemde tam değişmezliğe (sıfır sapma) ulaşmak zordur. Önerilen SS, değişmezlik koşullarını kısmen karşılayarak, uzay aracı yörünge düzeltme modunun doğasında bulunan sınırlı bir süre ile kütle merkezinin doğrusal hızındaki dinamik sapmayı en aza indirmeyi mümkün kılar; (4) ve (5) koşullarının sıfır değerlerine yaklaşması. Bu elde edilir:

Geri besleme K'nin =0 ile devre dışı bırakılması),

F 1 ve F 2 kontrol fonksiyonlarındaki v ve y boyunca konumsal bileşenleri kapatarak P _ 0'da transfer fonksiyonu CC W сс _ 0 olacak şekilde bir kontrol algoritması oluşturarak. Uzay aracının açısal ivmesi ve hızının sapması için sensör Şekil 2'de gösterilmektedir. 3. Burada GIUS, Y hassasiyet ekseni etrafındaki açısal hız değerlerini ölçer. Yay 2, jiroskopun jiroskopik momentini dengelemeye hizmet eder ve sönümleyici 3, doğal frekansın salınımlarını yumuşatmaya yarar. Sabit konum, jiroskopik moment ile yay momentinin eşitliğine karşılık gelir; potansiyometre 5 tarafından kaydedilir ve kütle merkezine yakın açısal hıza ve aynı zamanda açısal hıza orantılı olarak "a" çıkışına elektrik sinyali verilir. transfer fonksiyonu olan farklılaştırıcı işlemsel yükseltecin girişi

,

Td =R os C farklılaşma zaman sabiti;

Yüksek frekanslı paraziti filtrelemek için C zaman sabitinde Ta =R. Böylece sensör çıkışı "b", uzay aracının kütle merkezine yakın açısal ivmeyle orantılı olarak filtrelenmiş bir elektrik sinyali alır. Uzay aracının doğrusal ivmesi ve hızının sapması için sensörün şeması (blok 1), Şekil 2'de gösterilmektedir. 3. İvmeölçer, uzay aracının cihazın hassasiyet ekseni boyunca doğrusal ivmesini ölçer. Kütlenin (2) ivmeyle orantılı atalet kuvveti, kütle kılavuz (3) boyunca hareket ettiğinde yayların (5) kuvveti ile dengelenir. Doğal titreşimler damper (6) tarafından yumuşatılır. Sonuç olarak, yer değiştirmiş denge durum potansiyometre (4) tarafından sabitlenir ve uzay aracının kütle merkezinin doğrusal ivmesiyle orantılı bir elektrik sinyali biçiminde çıkışa ve ayrıca entegre operasyonel amplifikatörün girişine gönderilir. SOA aktarım işlevi

,

C entegrasyon zaman sabitinde T p =R. Böylece sensörün “b” çıkışı, uzay aracının kütle merkezinin doğrusal hızıyla orantılı bir elektrik sinyali alır. Kılavuz makaraları (1, 3) ve baskı makaraları (2, 4), kılavuzlar boyunca yuvarlanan silindirik elemanlar formunda yapılır ve basınç makaraları (2, 4), boşluğu ortadan kaldırmak için yaylar tarafından bastırılır. Ara taban (5) yapısal olarak, CS'nin Y ekseni boyunca silindirler (1, 2) üzerindeki kılavuz boyunca doğrusal olarak hareket ettiği ve tahtanın kendisinin silindirler (3, 4) üzerinde doğrusal olarak hareket ettiği bir tahta şeklinde yapılır.

İDDİA

Uzay aracı yönlendirme sistemi- belirli yönlere göre cihazın eksenlerinin belirli bir konumunu sağlayan bir uzay aracının yerleşik sistemlerinden biri. Bu sisteme duyulan ihtiyaç aşağıdaki görevlerden kaynaklanmaktadır:

• güneş panellerinin Güneş'e doğru yönlendirilmesi;
• navigasyon ölçümleri için;
• çeşitli çalışmalar yürütmek;
• oldukça yönlü bir anten kullanarak bilgi iletirken;
• Uçuş yolunu değiştirmek için frenleme veya hızlanma motorunu çalıştırmadan önce.

Cihazın gerçekleştirdiği görevler hem kalıcı oryantasyon hem de kısa süreli oryantasyon gerektirebilir. Yönlendirme sistemleri tek eksenli veya tam (üç eksenli) yönlendirme sağlayabilir. Enerji harcaması gerektirmeyen tutum sistemlerine pasif denir; bunlar şunları içerir: yerçekimi, atalet, aerodinamik vb. Aktif sistemler şunları içerir: tutum kontrol jet motorları, jiroskoplar, volanlar, solenoidler vb., araçta depolanan enerjiye ihtiyaç duyarlar. İnsanlı uzay uçuşlarında otomatik durum kontrol sistemlerinin yanı sıra manuel olarak kontrol edilen sistemler de kullanılmaktadır.

Sensörler

Elektro-optik sensörler genellikle cihazın mevcut konumu için sensör olarak kullanılır ve çeşitli gök cisimlerini referans noktası olarak kullanır: Güneş, Dünya, Ay, yıldızlar. Görünür veya kızılötesi spektrum kullanılır, ikincisi örneğin Dünya için daha uygundur, çünkü spektrumun kızılötesi bölgesinde gündüz ve gece tarafları biraz farklıdır.

Optik sensörlere ek olarak aşağıdakiler de kullanılabilir: iyon sensörleri, Dünyanın manyetik alan sensörleri, jiroskopik sensörler.

Stabilizasyon sistemi

Bir yörüngeden diğerine geçiş yaparken veya iniş yörüngesine geçiş yaparken, ana tahrik sistemi çalışırken aracın eksenlerinin yönünü değiştirmemek gerekir. Bu sorunu çözmek için amaçlanan stabilizasyon sistemi. Stabilizasyon sırasında rahatsız edici kuvvetlerin ve momentlerin büyüklüğü çok daha yüksektir; bunların telafisi önemli miktarda enerji harcaması gerektirir. Bu modda kalma süresi nispeten kısadır.

Gerçekleştirdikleri görevlerin benzerliğinden dolayı stabilizasyon ve yönlendirme sistemleri çoğunlukla kısmen birleştirilir, örneğin aynı sensörleri kullanırlar. Bu gibi durumlarda tek bir şeyden bahsedebiliriz. uzay aracı yönlendirme ve stabilizasyon sistemi.

Pasif sistemler

Bu sistemler ekonomiktir ancak bazı sınırlamaları vardır.

Yerçekimsel

Bu stabilizasyon sistemi, Dünya için gezegenin çekim alanını kullanır, kullanımı 200 km'den 2000 km'ye kadar olan yörünge yükseklikleri için etkilidir.

Aerodinamik

Bu sistemin atmosfer kalıntılarının bulunduğu alçak yörüngelerde kullanılması mümkündür; Dünya için bunlar 200 ila 400 km arasındaki rakımlardır. 2500 km'nin üzerindeki rakımlar için güneş ışınlarının basıncını kullanarak benzer bir sistem oluşturmak mümkündür.

Elektromanyetik

Aparat üzerine kalıcı mıknatıslar yerleştirerek, Dünya'nın manyetik alanının kuvvet çizgilerine göre aparatın belirli bir pozisyonunu elde etmek mümkündür. Kalıcı mıknatıslar yerine solenoidler kullanılırsa, etkili konum kontrolü mümkün hale gelir; böyle bir sistem zaten aktif olanlar kategorisine girer. Dünya benzeri gezegenler için elektromanyetik sistemlerin kullanımı 600 ila 6000 km arasındaki yüksekliklerde mümkündür.

Aktif sistemler

Bu tip sistemler enerji harcaması gerektirir.

Gaz nozulları

Jiroskoplar

Atalet volanları ve jiroskoplar, devasa uzay araçlarını sabit yörüngelerde yönlendirmek ve dengelemek için kullanılır. Volanın dönüşü genellikle bir elektrik motoruyla sağlanır.

Atalet volanlarına dayalı bir sistem, özellikle alternatif bozucu etkilerde etkilidir; eğer bozucular tek yönlüyse, bir süre sonra kontrol edilebilirlik sınırına ulaşılır ve başka bir stabilizasyon sistemi kullanılarak, örneğin bir roket motorunu çalıştırarak ("boşaltma") müdahale gerekir. ).

Notlar

Edebiyat

• Gushchin V.N. Yönlendirme ve stabilizasyon sistemleri // Uzay aracı tasarımının temelleri: Üniversiteler için ders kitabı. - M.: Makine Mühendisliği, 2003. - S. 241-257. - 272 sn. - 1000 kopya. - ISBN 5-217-01301-X

Wikimedia Vakfı. 2010.

Diğer sözlüklerde “Uzay aracı yönlendirme sistemi” nin ne olduğunu görün:

- (sıcaklık kontrol sistemi) uzay aracının servis sistemi, alınan termal enerji ile çıkışı arasında bir dengenin korunmasını, termal enerjinin cihazın yapıları arasında yeniden dağıtılmasını ve bunun gibi ... ... Wikipedia

İletişim uydusu Molniya 1. Gövdeye sağlam bir şekilde sabitlenmiş 6 güneş paneli açıkça görülebiliyor. Böyle bir kurulumun gücünü en üst düzeye çıkarmak için, aparatın gövdesini sürekli olarak Güneş'e doğru yönlendirmek gerekir; bu, orijinalin geliştirilmesini gerektirir... ... Vikipedi

Uzay aracı bilgi iletim sistemi, uzay aracı (SC) ile bu uzay aracının uçuş kontrol merkezi arasında bilgi aktarımını sağlayan bir dizi yazılım ve donanımdır. Aktarıldı... ... Vikipedi

Bu makalenin tarzı ansiklopedik değildir veya Rus dilinin normlarını ihlal etmektedir. Makale Vikipedi'nin üslup kurallarına göre düzeltilmelidir... Vikipedi

Veya bir uzay aracının yükü, bu uzay aracının yaratıldığı veya fırlatıldığı faydalı ekipmanın miktarı, türü veya kütlesidir. Teknik literatürde genellikle bu terimin kısaltmaları kullanılır: “PG” ... ... Wikipedia

sistem- 4.48 sistemi: Bir veya daha fazla belirlenmiş hedefe ulaşmak için düzenlenen etkileşimli unsurların birleşimi. Not 1 Bir sistem, sağladığı bir ürün veya hizmetler olarak düşünülebilir. Not 2 Uygulamada... ...

GLONASS sistemi- Küresel navigasyon uydu sistemi GLONASS (GLONASS), Amerikan Küresel Konumlandırma Sisteminin (GPS) Rusya'daki analogudur ve denizin konumunu, hızını ve kesin saatini belirlemek için tasarlanmıştır… Haber Yapımcıları Ansiklopedisi

Progress uzay aracının dijital kontrol sistemi- Dijital kontrolle donatılmış Rus kargo uzay aracı Progress ilk kez ISS'ye gidecek. Yerleşik elektronik bilgisayar (OBCM), hızlı hesaplamalar için tasarlanmış bir dizi dijital cihazdır... ... Haber Yapımcıları Ansiklopedisi

GOST R 53864-2010: Küresel navigasyon uydu sistemi. Jeodezik uydu ağları. Terimler ve tanımlar- Terminoloji GOST R 53864 2010: Küresel navigasyon uydu sistemi. Jeodezik uydu ağları. Terimler ve tanımlar orijinal belge: Bir uydu jeodezik ağındaki bir noktanın koordinatlarını aşağıdakileri kullanarak belirlemek için 27 mutlak yöntem... ... Normatif ve teknik dokümantasyon açısından sözlük referans kitabı

Koordinatlar... Vikipedi

Uzaysal yönlendirme sistemleri, uçağın mevcut açısal yöneliminin belirlendiği referans koordinat sistemlerini fiziksel olarak (hatalar dahilinde) uygulayan jiroplatformlar içeriyordu. Bu sistemlerdeki yönlendirme sorunu, uçak ve jiroskopla ilişkili cihaz gövdesinin göreceli konumunu karakterize eden açısal sapmaların doğrudan ölçülmesiyle geometrik olarak çözüldü.

Bu sorun, uçağın hareketinin bireysel açısal parametrelerinin ölçülmesi ve ardından alınan sinyallerin dönüştürülmesi veya bunların entegrasyonu temel alınarak analitik olarak çözülebilir. Hassas unsurları (jirolar, açısal ivmeölçerler vb.) uçak gövdesine monte edilen ve referans koordinat sisteminin eksenlerine göre konumu hesaplanan yönlendirme sistemlerine platformsuz veya gimballess (BSO) adı verilir. Tipik olarak BSO'lar, kayışla bağlanan atalet navigasyon sistemlerinin (SINS) bir parçasıdır ve bir atalet yönlendirme sisteminin (IVR) veya jiroskopla stabilize edilmiş bir platformun (GPS) yerini alarak yönlendirme sorununa bir çözüm sağlar. Bunlar, her zaman eylemsiz uzayda yönlendirilmiş herhangi bir koordinat sistemine göre uçağın açısal yönelimini belirlemek için bağımsız olarak kullanılabilirler. Bu özellik, ölçüm cihazı olarak kullanılan jiroskopların veya açısal ivmeölçerlerin göreceli değil mutlak açısal hareket parametrelerini ölçebilmesinden kaynaklanmaktadır.

Uçağın herhangi bir dönen referans koordinat sistemine (örneğin yatay) göre yönünü belirlemek için, eylemsiz uzayda dönüşünün açısal hızını bilmek ve hesaplamalarda bu hızı dikkate almak gerekir. Bu durumda, dönen referans koordinat sistemine göre sorunun çözümü, BSO'nun uçağın konumunun koordinatlarını ve koordinat sistemindeki doğrusal uçuş hızını belirleyen SINS'in bir parçası olduğu bir şemada uygulanır. Dünya ile ilişkilidir.

BSO ve SINS'in platform sistemlerine kıyasla temel avantajları, elemanların ve sistemin bir bütün olarak boyutlarının ve kütlelerinin daha küçük olmasıdır; daha fazla sistem güvenilirliği; daha az elektrik tüketimi; daha az maliyet; kullanım ve onarım kolaylığı.

Aynı zamanda, BSO ve SINS'i oluşturma yolunda ciddi teknik zorluklar var; bunların temelleri, giriş parametrelerinde çok daha geniş bir değişiklik aralığında ve daha fazlasında gerekli ölçüm doğruluğunu sağlayan jiroskoplar ve ivmeölçerlerin geliştirilmesi ihtiyacıdır. ağır çalışma koşulları (uçak gövdesinde); referans koordinat sisteminin analitik modellemesi ve ivmeölçer ile jiroskop sinyallerinin dönüştürülmesi ihtiyacından kaynaklanan önemli ölçüde daha fazla hesaplama; BSO ve diğerlerinin ilk oryantasyonu (sergisi) ve kalibrasyonu için mükemmel yöntemler geliştirme ihtiyacı.

BSO ve SINS'in geliştirilmesinin, inşaat ilkelerinin iyileştirilmesi ve platform tipi INS elemanlarının tasarımı ile eş zamanlı olarak gerçekleştirildiği de unutulmamalıdır. Bugüne kadar jiroskopla stabilize edilen platformların üretiminde oldukça iyi sonuçlar elde edildi. Artan doğruluk ve artan güvenilirlikle birlikte kütlede ve genel boyutlarda azalma ve basitleştirilmiş bakım sağlandı.

Platform ve platform dışı yönlendirme ve navigasyon sistemlerinin karşılaştırmalı analizi, platform INS'nin yaygın hata kaynakları açısından daha az kritik olduğunu, platform üzerine kurulu jiroskoplar ve ivmeölçerlerin çeşitli bozuklukların etkilerinden büyük ölçüde izole edildiğinden, güvenilirliklerinin oldukça yüksek olduğunu göstermektedir. ve uçuş saati başına birkaç kilometrelik hatalarla karakterize edilen, ulaşılan navigasyon doğruluğu seviyesi.

Bununla birlikte, yukarıda belirtilen zorluklara rağmen, BSO ve SINS yoğun bir şekilde geliştirilmekte ve tesislerde çok çeşitli amaçlar için başarıyla uygulanmakta ve birçok göstergede platform tipi sistemlerle rekabet etmektedir.

Üç derecelik astatik jiroskoplar (örneğin, elektrostatik bir süspansiyon üzerinde), tek eksenli jiroskop dengeleyiciler, açısal hız sensörleri (lazer olanlar dahil), açısal ve doğrusal ivmeölçerler, titreşim jiroskoplarına dayalı cihazlar ve diğerleri.

Bu cihazlar tarafından üretilen sinyaller, uygun şekilde dönüştürüldükleri ve entegre edildikleri bir bilgisayar cihazının (CD) girişine gönderilir.

Açısal hız sensörlerinin kullanımına dayalı kayış aşağı yönlendirme sistemleri.

Tipik olarak BSO, hassasiyet eksenleri karşılıklı olarak dik olan üç DUS'tan oluşan bir hassas eleman bloğu kullanır. Aşırı sayıda metreye (dört, altı veya daha fazla) sahip sistemler de geliştirilmektedir, bu da bir nesnenin hareketinin parametreleri hakkında bilgi edinmenin doğruluğunu ve güvenilirliğini artırmayı mümkün kılar.

Üç jiroskopik DUS'lu bir BSO'nun şematik diyagramı şekilde gösterilmektedir. Hassas elemanlar bloğu, hassasiyet eksenleri dikdörtgen koordinat sisteminin eksenleri boyunca yönlendirilmiş olan DUS'u içerir. Uçağın eksen üzerindeki mutlak açısal dönme hızı vektörünün izdüşümleri olan tabanın açısal dönme hızlarına tepki veren bu cihazlar, BSO'daki yönelim problemini çözmek için birincil olan ilgili sinyalleri üretir.

BSO, DUS olarak her biri uçakla ilişkili dikdörtgen koordinat sisteminin eksenleri boyunca yönlendirilmiş bir hassasiyet eksenine sahip üç lazer jiroskopu (LG) kullanıldığında benzer şekilde oluşturulur. Bireysel LG'lerin çıkışlarından gelen sinyaller, bilgi ön işleme sistemine (PIP) girer ve ardından uygun şekilde dönüştürülüp entegre edildikleri yerleşik bilgisayarın girişine girer.

Bu sensörlerin okumalarının bitişik açısal hızlardan bağımsızlığı, bireysel sayaçların kurulumunun yüksek doğruluğu veya BSO sensör bloğunun mahfazasına monte edilmiş monolitik üç bileşenli bir lazer jiroskop bloğunun imalatının doğruluğu ile sağlanır.

Sönümleyici jiroskop bloğunun tasarımı.

Sönümleme jiroskopları bloğu, ataletsel navigasyon ve stabilizasyon sisteminin açısal hız geri besleme döngüsünde çalışacak şekilde tasarlanmıştır. Sönümleme jiroskopları bloğu, INS kanallarının sayısına göre üç kanallıdır. Sönümleme jiroskop bloğunun bir kanalı her stabilizasyon kanalıyla birlikte çalışır. Her üç kanal da aynıdır ve DUS ile DUS geri besleme amplifikatörünü içerir. DUS'un hassasiyet eksenleri, füze stabilizasyon eksenleri boyunca karşılıklı olarak üç dik yöne yönlendirilir. Ek olarak, DG ünitesi, jiroskop motorlarının dönüş hızını kontrol etmek için, ünitenin çalışmaya hazır olduğuna dair bir sinyal veren (araç bilgisayarında) bir ünite içerir.

Yapısal olarak DG ünitesi bir mahfaza, bir kapak, üç DCS ve bir elektronik parçadan oluşur. Blok gövdesi alüminyum alaşımından dökülmüştür. Gövdenin DUS'ları takmak için üç koltuğu vardır. CRS eksenlerinin dikliği, bloğun gövdesi üzerinde bulunan ve CRS tork sensörünün gövdesi üzerindeki oluklara oturan pimler ile sağlanır.

Alüminyum alaşımdan yapılmış kapağın altında, DUS'un üç kanallı geri besleme amplifikatörü ve jiroskopların dönüş hızını kontrol etmek için bir ünite içeren ünitenin elektronik bir parçası bulunmaktadır. Elektronik parça baskılı devre yöntemi kullanılarak üretilir; Elektronik parçanın yükseltici-dönüştürücü elemanları, orta ve küçük entegrasyonlu mikro devreler üzerine monte edilir.

Sönümleme jiroskop bloğunun sıkılığı, gövde ile kapak arasındaki lastik conta ile sağlanır.

DG ünitesinin INSN ekipmanıyla elektrik bağlantısı, küçük boyutlu fiş tipi konnektör aracılığıyla gerçekleştirilir.

Elektronik parçanın kapağı, konektörü, baskılı devre kartları ve DUS, DG ünitesinin gövdesine vidalarla tutturulur.

DG bloğunun ana ölçüm elemanı DUS'tur.

DUS, ilgili roket koordinat sisteminin eksenlerine göre açısal hıza orantılı bir sinyal üretmek üzere tasarlanmıştır.

DUS, güçlendirici bir geri bildirim döngüsüyle birlikte çalışır. Blok bir jiroskop, bir endüksiyon sensörü ve bir tork sensöründen oluşur.

DUS, geri bildirimle kapsanan, iki serbestlik derecesine sahip bir jiroskoptur. Çalışma prensibi, Mg jiroskopik momentinin bir elektrik yayının Mpr momenti ile karşılaştırılmasına dayanmaktadır. Blok, OU ekseni etrafında, jiroskop ünitesinin OX eksenine göre açısal hızla döndüğünde, bir jiroskopik moment Mg = meydana gelir.

Jiroskopik momentin etkisi altında, jiromotor rotor ekseni, kinematik moment vektörü H'yi açısal hız vektörü ile en kısa şekilde birleştirecek şekilde OX ekseni etrafında dönme eğilimi gösterir. Jiroskop ünitesine bağlı endüksiyon sensörünün rotoru dönecek ve endüksiyon sensörünün çıkışından geri besleme döngüsü devresine bir sinyal gönderilecektir. Devre devresinde yükseltilen ve dönüştürülen sinyal, tork sensörünün sargısına ve ona seri bağlı bir dirence girer. Sensör bobinindeki akım, kalıcı bir mıknatısın manyetik alanıyla etkileşime girdiğinde, OX ekseni etrafında jiroskopun sapmasını önleyen bir moment oluşur.

Bir sönümleme torku oluşturmak için sinyalin farklılaştırılması, yükseltici bir geri besleme döngüsünde gerçekleştirilir.

1HT251 transistör matrisi ve 143KT1 mikro devresi üzerinde yapılan faz dedektörünün girişine, endüksiyon sensöründen gelen açısal hızla orantılı bir sinyal sağlanır.

Faz dedektörünün dönüştürülen çıkış sinyali, 153UDZ ve 550UP1'de yapılan üç aşamalı bir amplifikatör tarafından güçlendirilir. Amplifikatörün ilk aşamasının geri bildiriminde, ikinci aşamanın kazancıyla birlikte DUS'un gerekli sönümlenmesini sağlayan bir düzeltme hücresi uygulanır.

Tork sensörünün sargısı, amplifikatörün çıkışına yük ile seri olarak bağlanır.