авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ РОССИЙСКАЯ БИБЛИОТЕКА - WWW.DISLIB.RU

АВТОРЕФЕРАТЫ, ДИССЕРТАЦИИ, МОНОГРАФИИ, НАУЧНЫЕ СТАТЬИ, КНИГИ

 
<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ

Pages:   || 2 | 3 |

Динамика быстро вращающихся малых спутников в геомагнитном поле

-- [ Страница 1 ] --

РОССИЙСКАЯ АКАДЕМИЯ НАУК

Ордена Ленина
ИНСТИТУТ ПРИКЛАДНОЙ МАТЕМАТИКИ

имени М.В.Келдыша

на правах рукописи

Ильин Андрей Александрович

ДИНАМИКА БЫСТРО ВРАЩАЮЩИХСЯ МАЛЫХ СПУТНИКОВ В ГЕОМАГНИТНОМ ПОЛЕ

Специальность 01.02.01 – Теоретическая механика

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени
кандидата физико-математических наук

Москва 2006

Работа выполнена в Институте прикладной математики им.М.В.Келдыша РАН

Научный руководитель: доктор физико-математических наук, профессор

Овчинников Михаил Юрьевич

Официальные оппоненты: доктор физико-математических наук,
ведущий научный сотрудник

Лемак Степан Степанович

кандидат технических наук, доцент

Меркурьев Игорь Владимирович

Ведущая организация: Московский авиационный институт
(Технический университет)

Защита диссертации состоится 20 июня 2006 г. в 11:00 часов на заседании диссертационного совета Д 002.024.01 при Институте прикладной математики им.М.В.Келдыша РАН по адресу: 125047, Москва, Миусская пл., 4, конференц-зал.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Института прикладной математики им.М.В.Келдыша РАН

Автореферат разослан 16 мая 2006 г.

Ученый секретарь диссертационного совета:

доктор физико-математический наук Т.А.Полилова

Общая характеристика работы. Диссертация посвящена исследованию движения малых спутников вокруг центра масс при их быстром вращении. Для таких спутников имеют место жесткие ограничения по энергетике, по измерительным и исполнительным элементам, по вычислительным ресурсам, что необходимо учитывать при разработке систем ориентации. Рассматривается динамика двух спутников с магнитными системами ориентации. Первый спутник стабилизируется собственным вращением с помощью активной системы ориентации, состоящей из трех взаимно ортогональных токовых катушек. Исследуется динамика такого спутника при управлении положением в пространстве оси его вращения. Управление может осуществляться по двум алгоритмам, отличающимся информацией, необходимой для выбора управляющего воздействия. Приводятся результаты численного моделирования вращательного движения спутника вокруг центра масс с такой системой ориентации. Второй спутник оснащен пассивной системой ориентации, которая состоит из постоянного магнита и гистерезисных стержней. Анализ динамики спутника позволил проинтерпретировать результаты летных испытаний спутника ТНС-0, который был успешно выведен на орбиту в 2005 г.

Актуальность темы. В последнее десятилетие в мире возрос интерес к созданию малых спутников. Сейчас малые спутники способны выполнять задачи, которые до недавнего времени были по силам лишь большим и, как правило, дорогостоящим космическим аппаратам. Это явилось результатом достижений в электронике, вычислительной технике, материаловедении, средствах связи. Относительная простота реализации малого спутника и, как следствие, более короткий срок разработки и изготовления и относительно низкая стоимость самого спутника и его вывода на орбиту оказались факторами, способствующими их широкому распространению.





Одним из наиболее простых и часто используемых способов обеспечения заданного углового движения спутника заключается в его закрутке вокруг оси с наибольшим моментом инерции. При этом спутник сохраняет достаточно долго неизменную ориентацию оси закрутки в инерциальном пространстве. Для ориентации оси вращения и регулирования скорости собственного вращения применяется магнитная система, использующая токовые катушки для создания магнитного дипольного момента спутника. Магнитная система обладает тем преимуществом, что она не требует расхода рабочего тела. Это особенно важно для малогабаритных недорогих спутников, связанных множеством ограничений. Кроме того, отсутствие подвижных частей значительно повышает надежность, а, следовательно, и продолжительность активного функционирования такого аппарата. При проектировании малого спутника важной проблемой становится разработка алгоритмов и анализ динамики аппарата при управлении им на основании ограниченного объема информации о его фактическом движении.

Важной является проблема определения фактического вращательного движения малого спутника на основании ограниченного набора сенсоров. Первый российский наноспутник ТНС-0 был оснащен пассивной магнитной системой ориентации, состоящей из сильного постоянного магнита и набора гистерезисных стержней. С помощью такой системы ориентации предполагалось обеспечить отслеживание осью симметрии спутника вектора индукции магнитного поля. Однако, когда спутник выводили на орбиту, ему придали сильное вращение. Так, вопреки ожиданиям, спутник ТНС-0 также оказался быстро вращающимся телом, взаимодействующим с геомагнитным полем. Правильно проинтерпретировать результаты летных испытаний этого спутника важно для разработки систем ориентации последующих малых спутников.

Цель работы: разработка алгоритмов магнитной ориентации малого спутника, стабилизируемого собственным вращением; исследование динамики малого спутника, стабилизируемого собственным вращением, при использовании предложенных алгоритмов активной магнитной системы ориентации; разработка методики определения и определение фактического вращательного движения малого спутника на основании ограниченного набора сенсоров.

Научная новизна: усовершенствованы существующие алгоритмы магнитной ориентации малого спутника, стабилизируемого собственным вращением; исследована динамика спутника при использовании алгоритмов активной магнитной ориентации; получены новые результаты по динамике быстро вращающегося спутника с пассивной магнитной системой ориентации.

Практическая ценность: разработанные алгоритмы активной магнитной системы ориентации предполагается использовать на наноспутнике ТНС-1; разработанную методику обработки телеметрической информации ТНС-0 предполагается использовать также для обработки телеметрии проектируемого спутника ТНС-0-N2; результаты аналитического исследования движения спутника с пассивной магнитной системой ориентации при его быстром вращении позволят в дальнейшем избежать выхода на нежелательный режим движения; оригинальные результаты, полученные в диссертационной работе, используются в учебном процессе на базовой кафедре МФТИ в ИПМ им.М.В.Келдыша РАН.

Апробация работы. Результаты работы докладывались на: научном семинаре отдела N 5 ИПМ им.М.В.Келдыша; научных семинарах механико-математического факультета МГУ им.М.В.Ломоносова; научном семинаре Московского авиационного института (Технического университета) кафедры «Теоретическая механика»; XXVIII, XXIX, XXX Академических научных чтениях по космонавтике, секция Прикладная небесная механика и управление движением, Москва, 2004-2006гг.; XLVI, XLVII, XLVIII конференциях МФТИ, Современные проблемы фундаментальных и прикладных наук, Долгопрудный, 2003-2005 гг.; Сороковых научных чтениях памяти К.Э.Циолковского, секция «Проблемы ракетной и космической техники», Калуга, 14 сентября 2005; Совещании «Управление движением малогабаритных спутников», Москва, 7 декабря, 2005г; 5th International Symposium of IAA “Small Satellites for Earth Observation”, 4-8 April, 2005, Berlin, Germany; 55th Congress IAF, 4-8 October, 2004, Vancouver, Canada; 1st International Workshop "Spaceflight Dynamics & Control", 15-16th of September, 2005, Covilha, Portugal.

Публикации. Основные результаты диссертационной работы изложены в 21 печатной работе, список которых приведен в конце автореферата.

Объем работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав и заключения. Общий объем диссертации составляет 137 страниц.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении разобраны вопросы, связанные с актуальностью темы и целью настоящей диссертационной работы, кратко описана история разработок активной магнитной системы ориентации для спутника, стабилизируемого собственным вращением, приведено краткое содержание диссертации.



В первой главе приводятся два достаточно простых по вычислительным затратам алгоритма активной магнитной ориентации спутника, стабилизируемого собственным вращением. Алгоритмы условно названы первый и второй. Каждый из них содержит в себе алгоритм управления ориентацией спутника, алгоритм управления скоростью вращения спутника, алгоритм гашения нутационного движения.

Первый и второй алгоритмы различаются измерительной информацией, требуемой для выбора управляющего воздействия. Для работы первого алгоритма необходимы измерения напряженности геомагнитного поля, измерения требуемого направления в связанных со спутником осях и измерения угловой скорости спутника. Этот алгоритм является более точным по сравнению со вторым, для работы которого необходимы только измерения напряженности магнитного поля и измерения в связанных осях требуемого направления оси ориентации.

Для описания вращательного движения спутника используются связанная с Землей инерциальная система координат и связанная со спутником система координат . Матрицу перехода можно представить в виде . Пусть на спутнике установлены три взаимно перпендикулярные токовые катушки. Током через каждую из них можно управлять независимо. Катушка с дипольным моментом , создающая дипольный момент вдоль оси симметрии спутника с ортом , управляет положением этой оси в пространстве. Катушки, расположенные в экваториальной плоскости спутника, с дипольными моментами , используются для управления скоростью вращения спутника.

Рассматривается первый алгоритм. Закон управления катушкой, расположенной вдоль оси симметрии спутника, выглядит следующим образом:

, (1)

где максимальный дипольный момент, создаваемый катушками, рассогласование между требуемым кинетическим моментом и фактическим на текущий момент времени кинетическим моментом , индукция геомагнитного поля в точке расположения центра масс спутника. Требуемый кинетический момент представляется в виде

.

Здесь требуемая скорость осевого вращения спутника, момент инерции спутника вокруг оси симметрии, требуемое направление этой оси. В данном случае величина является постоянной.

Катушки, управляющие скоростью вращения спутника, в случае первого алгоритма создают дипольные моменты по законам

, , (2)

где рассогласование между требуемым кинетическим моментом и фактическим на текущий момент времени кинетическим моментом . В качестве номинального кинетического момента зададим момент, который имел спутник, если бы он вращался вокруг оси симметрии с требуемой угловой скоростью, а ось симметрии ориентировалась так, как она ориентирована в текущий момент времени,

. (3)

Описывается алгоритм гашения нутационного движения спутника, использующий оценку угловой скорости спутника. Движение спутника описывается динамическими уравнениями Эйлера. Пусть проекции вектора угловой скорости спутника на связанные оси. Под гашением нутационного движения будем понимать уменьшение компонент и угловой скорости. Находится управление, уменьшающее величину при неизменной величине закрутке спутника , в следующем виде:

.

Здесь , проекции вектора индукции магнитного поля Земли на связанные оси.

Рассматривается второй алгоритм в предположении, что спутник быстро вращается вокруг оси симметрии с моментом инерции . Тогда текущий кинетический момент спутника приближенно представляется в виде

. (4)

Требуемый кинетический момент спутника  записывается так:

. (5)

Тогда после подстановки выражения (4) и (5) в формулу (1) получен закон управления ориентацией

. (6)

Предполагается, что текущий кинетический момент спутника описывается формулой (4), а требуемый кинетический момент задан выражением (3). Эти выражения подставляются в формулу (2), что дает закон управления катушками, регулирующими скорость вращения,

,, (7)

Закон управления (7) требует оценку компоненты угловой скорости , то есть фактически - скорости вращения спутника вокруг оси симметрии. При условии, что спутник быстро вращается, скорость вращения спутника определяется с помощью двухосного магнитометра, оси которого расположены в экваториальной плоскости спутника. В случае быстрого вращения спутника изменением вектора индукции магнитного поля вследствие движения спутника по орбите можно пренебречь и считать, что проекция вектора индукции на экваториальную плоскость спутника изменяется только из-за вращения спутника.

Описывается алгоритм гашения нутационного движения спутника, для которого требуется только информация о знаке производной составляющей магнитного поля Земли вдоль оси симметрии спутника. В этом алгоритме уменьшение угловых скоростей и выполняется с помощью одной катушки, направленной по оси симметрии спутника с ортом . Дипольный магнитный момент формируется по закону

.

Здесь знак производной составляющей магнитного поля Земли вдоль оси симметрии спутника. Закон управления (9) получается при условии, что для гашения нутационного движения используется одна катушка.

Во второй главе проведено аналитическое исследование динамики спутника с активной магнитной системой ориентации. Рассмотрено два возможных режима ориентации спутника собственным вращением, когда ось симметрии направлена по нормали к плоскости орбиты и на Солнце. Выбор ориентации по нормали к плоскости орбиты обусловлен простотой работы системы управления, а ориентации на Солнце – максимальным токосъемом с солнечных батарей. Для выбора одного из двух возможных режимов в качестве рабочего производится оценка минимально необходимого дипольного момента спутника, требуемого для поддержания выбранной ориентации. Величина минимального магнитного момента, необходимого для компенсации возмущения гравитационного момента, оценивается аналитически при различных направлениях оси вращения. Для этого анализируется асимптотическое решение для быстро вращающегося спутника в гравитационном и магнитном полях.

Для описания движения спутника используются динамические и кинематические уравнения Эйлера. Вводятся безразмерные угловые скорости , где величина угловой скорости вращения спутника по орбите, а в качестве безразмерного времени используется аргумент широты . Осуществляется переход к полусвязанной системе координат, которая не участвуют в собственном вращении спутника.

Пусть дипольный момент спутника направлен по оси симметрии, тогда . Считая, что спутник закручен с высокой скоростью вокруг оси симметрии, то есть , где , ищется частное решение в виде формального ряда по степеням малого параметра

Здесь , углы Эйлера (прецессии и нутации), , проекции угловой скорости на полусвязанные оси. В нулевом приближении спутник сохраняет свою ориентацию: . Направление, определяемое углами , может быть выбрано как направление на Солнце. Для расчета поведения спутника в первом приближении получаются уравнения, правые части которых зависят только от параметров орбиты и безразмерного времени , поэтому их решения можно найти в виде квадратуры. Решения этой системы содержит как периодические, так и вековые составляющие. Наличие вековых членов означает, что гравитационный момент, действующий на спутник, приводит к возмущениям, которые надо систематически компенсировать, если ось ориентации направлена не под прямым углом к плоскости орбиты. Представляют интерес только вековые составляющие первого приближения и .

Пусть направление спутника в нулевом приближении, задаваемое углами , совпадает с нормалью к плоскости орбиты . В этом случае при отсутствии магнитного момента вековые члены также равны нулю . Рассматривается другой частный случай. Пусть направление на Солнце, задаваемое углами нулевого приближения , лежит в плоскости эклиптики . Долготу восходящего узла, не теряя общности, можно положить равной нулю (). В отсутствии магнитного момента существует вековой уход от направления на Солнце.

Управляющий магнитный момент представляется в виде ряда Фурье

.

Величины , можно использовать для устранения векового ухода от требуемого направления. Для того чтобы компенсировать возмущения гравитационного момента с помощью магнитных катушек, значения коэффициентов и следует положить следующими:



Pages:   || 2 | 3 |
 

Похожие работы:







 
© 2013 www.dislib.ru - «Авторефераты диссертаций - бесплатно»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.