Разработка и исследование одноосной маховичной системы ориентации и стабилизации для космических аппаратов нанокласса

Полный текст

Обоснование. Согласно [1, 2], проблема ориентации и стабилизации космического аппарата по выбранному направлению в пространстве является одной из наиболее важных при планировании миссии. Однако если задача проектирования систем ориентации и стабилизации (СОС) для крупных космических аппаратов имеет достаточно много решений, представленных, например, в [3, 4], то для аппаратов нанокласса решений значительно меньше. Основное ограничение при проектировании СОС для аппаратов нанокласса — это рамки формата, например, описанные в [5].

СОС может быть организована различными способами [1]. В данной работе рассмотрены подробно СОС на основе двигателей-маховиков.

Цель — разработать универсальный маховичный модуль для системы ориентации и стабилизации космического аппарата нанокласса.

Методы. При анализе литературы были выявлены основные преимущества и недостатки маховичных систем ориентации. Основное достоинство маховичных СОС — высокая точность. Этим обосновывается их применение в аппаратах нанокласса, даже несмотря на такие недостатки, как большая масса и энергопотребление и необходимость разгрузки.

На следующем шаге проводится разработка маховичного модуля. Были выбраны размеры модуля 50×50×50 мм, что составляет одну четвертую объема аппарата CubeSat 1U. Выбранные небольшие размеры позволяют уменьшить стоимость модуля, а также обеспечивают универсальность его применения, в том числе на аппаратах формата PocketCube [6].

Для разрабатываемого модуля был выбран бесколлекторный двигатель модели А2212, представленный на рис. 1. Характеристики данного двигателя занесены в таблицу 1.

 

Рис. 1. Двигатель А2212

 

Таблица 1. Характеристики двигателя А2212

Удельная скорость вращения вала двигателя, об/В	Напряжение	Максимальный ток, А	Размер, мм
1400	2–3 S (7,4–11,1 B)	15	27,5×27,5

 

Основываясь на ограничениях, заданных размерами двигателя, а также на общих размерах модуля, спроектируем диск двигателя-маховика.

Трехмерная модель сборки диска маховика с двигателем, а также чертеж диска, приведены на рис. 2.

 

Рис. 2. Двигатель-маховик

 

Следующий этап работы — проведение математического моделирования плоского углового движения аппарата на круговой орбите с учетом влияния маховиков. Это необходимо, чтобы определить границы применимости разработанного модуля. Подробный вывод упрощенной математической модели неуправляемого движения представлен в [7], окончательный ее вид представляет собой следующее уравнение:

$ä – a\left(h\right) \sin \alpha – c\left(h\right) \sin 2\alpha = 0$,

где α — угол атаки; a(h) — коэффициент аэродинамического момента; c(h) — коэффициент гравитационного момента.

Для моделирования влияния двигателя-маховика на движение аппарата необходимо добавить управляющий момент. Формирование управляющего воздействия может производится различными способами, описанными в [3]. В данной работе будем формировать управляющее воздействие линейно, тогда управляющий момент двигателя-маховика:

$M = k_{м}u,$

где k_м — крутизна статической характеристики; u — сигнал управления, формируемый как линейная комбинация сигналов угла и угловой скорости:

$u = –k_1(\alpha – {\alpha }_p) – k_2\alpha \text{'},$

где k₁, k₂ — коэффициенты пропорциональности; α_p — угол программного поворота.

Дальнейшая работа представляет собой моделирование движения для различных начальных условий и нескольких форматов космических аппаратов.

Результаты.  В ходе работы был спроектирован компактный маховичный модуль СОС, а также изготовлен образец для наземного тестирования (рис. 3).

 

Рис. 3. Образец для наземного тестирования

 

Был экспериментально определен момент двигателя-маховика: M = 3,7 · 10^–3 Нм.

Было проведено моделирование движения аппаратов формата CubeSat 1U и CubeSat 3U для различных начальных углов атаки и угловых скоростей. В результате оказалось, что разработанный модуль эффективен для стабилизации аппаратов данных форматов даже на больших скоростях.

Выводы. Разработанный модуль подходит для стабилизации форматов CubeSat 1U за время, не превышающее 5 мин, и CubeSat 3U за время, не превышающее 17 мин.

Об авторах

Полина Евгеньевна Агеева

Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева

Автор, ответственный за переписку.
Email: polina.ageeva.z@gmail.com

студентка, группа 1415-240301D, институт авиационной и ракетно-космической техники

Россия, Самара

Алексей Андреевич Кумарин

Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева

Email: alky_samara@mail.ru

аспирант, группа А303, институт информатики и кибернетики

Россия, Самара

Список литературы

Дополнительные файлы