Разработка и исследование одноосной маховичной системы ориентации и стабилизации для космических аппаратов нанокласса
- Authors: 1, 1
-
Affiliations:
- Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева
- Issue: Vol 1 (2023)
- Pages: 463-465
- Section: Динамика, баллистика, управление движением летательных аппаратов
- URL: https://journals.eco-vector.com/osnk-sr2023/article/view/418811
- ID: 418811
Cite item
Full Text
Abstract
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:
,
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:
где kм — крутизна статической характеристики; u — сигнал управления, формируемый как линейная комбинация сигналов угла и угловой скорости:
где k1, k2 — коэффициенты пропорциональности; αp — 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.
Full Text
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:
,
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:
где kм — крутизна статической характеристики; u — сигнал управления, формируемый как линейная комбинация сигналов угла и угловой скорости:
где k1, k2 — коэффициенты пропорциональности; αp — 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.
About the authors
Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева
Author for correspondence.
Email: polina.ageeva.z@gmail.com
Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева
Email: alky_samara@mail.ru
References
- Овчинников М.Ю. Системы ориентации спутников: от Лагранжа до Королева // Соросовский образовательный журнал. 1999. № 12. С. 91–96.
- Каргу Л.И. Системы угловой стабилизации космических аппаратов. Москва: Машиностроение, 1980. 172 с.
- Васильев В.Н. Системы ориентации космических аппаратов. Москва: ФГУП «НПП ВНИИЭМ», 2009. 310 с.
- Алексеев К.Б., Каргу К.Б., Бебенин Г.Г. Управление космическими летательными аппаратами. Москва: Машиностроение, 1974. 340 с.
- CubeSat Design specification rev. 14.1. California State Polytechnic University. Доступ по: https://static1.squarespace.com/static/5418c831e4b0fa4ecac1bacd/t/62193b7fc9e72e0053f00910/1645820809779/CDS+REV14_1+2022-02-09.pdf
- Ravi A., Deepak R., Twiggs R. Thinking out of the box: Space science beyond the CubeSat // JoSS. 2012. Vol. 1, No. 1. P. 3–7.
- Белоконов И.В., Тимбай И.А. Движение наноспутника относительно центра масс на околоземных орбитах: учебное пособие. Самара: Издательство Самарского университета, 2020. 128 с.
Supplementary files
