Классификация космических аппаратов по массогабаритным характеристикам.
Классификация космических аппаратов по массогабаритным характеристикам.
В различных источниках КА классифицируются по массово-габаритным параметрам в достаточно широком спектре.
Ниже дана классификация немецкой компании DLR. На рис. 1 представлена условная классификация космических аппаратов, а также ориентировочные зависимости стоимости и сроков создания КА ДЗЗ от их массы.
Из рис видно, что и стоимость и время создания растут с ростом массы КА. Кроме того, с ростом массы увеличивается стоимость запуска КА. Как следствие, с увеличением массы КА растёт стоимость реализации проекта с его участием, причём этот рост заметно превышает линейный. Значительное уменьшение затрат на создание и ввод в эксплуатацию МКА, а также сокращение времени на их производство и наземные испытания позволяют сформулировать ответ на вопрос, какие преимущества даёт использование малых космических аппаратов:
— значительное увеличение оперативности получения данных наблюдения за счёт создания необходимой по численности группировки малых аппаратов;
— более быстрое внедрение новых технических разработок и технологий съёмки;
— увеличение ≪надежности≫ группировки за счёт её быстрого восполнения в случае необходимости.
Кроме того, относительно малая стоимость МКА позволяет привлекать для их создания предприятия малого бизнеса и высшие технические учебные заведения, то есть способствует созданию ≪пограничной зоны≫ разработка/образование
Классификация космических аппаратов по области применения.
По выполняемым функциям выделяют следующие классы:
· метеорологические
· навигационные
· спутники связи, телевещания, телекоммуникационные спутники
· научно-исследовательские
o геофизические
o геодезические
o астрономические
o дистанционного зондирования Земли
· разведывательные и военные спутники
· другие
3.Назначение университетских нано и микроспутников
Краткое описание космического аппарата микро- класса «Прозрачный Мир-М»
Основное назначение КА: решение задач ДЗЗ.
Общее количество аппаратов в орбитальной группировке на ССО: 6...8 КА.
Возможности группировки: Оперативное обновление информации ДЗЗ для выбранной территории с характерным размером 200 км. Характерные времена обновления: 20 мин, 40 мин, 24 часа.
Группировка разворачивается для увеличения объема информации ДЗЗ, предлагаемой в режиме свободного бесплатного доступа. Увеличение разрешения призвано улучшить потребительские свойства информации.
Модернизация СОС КА позволит перенацеливать аппаратуру ДЗЗ на выбранный район наблюдения. Перенацеливаемые спутники, летящие в составе группировки друг за другом, могут обеспечить оперативный мониторинг быстро- протекающих крупно- масштабных процессов на выбранной территории.
Режимы работы КА:
1. Съемка выбранной территории размером 200х 800 км на освещенной стороне Земли, и одновременное запоминание информации ДЗЗ, последующий сброс накопленной информации на наземный пункт приема (НППЦИ).
2. Одновременная съемка и передача полученного изображения в режиме прямого вещания.
Космические аппараты связи.
Космические аппараты связи, находящиеся на геостационарной орбите, давно стали неотъемлемой частью инфраструктуры связи во всех странах мира.
Геостационарными спутниками связи решается широчайший спектр телекоммуникационных задач – начиная с телевидения и радиовещания и кончая обеспечением выхода в Интернет и созданием корпоративных компьютерных сетей.
Все преимущества геостационарных спутников связаны с замечательной особенностью ГСО – неподвижностью объектов на ней относительно Земли. Благодаря этому качеству земные станции связи могут использовать остронаправленные антенны без каких-либо приводов слежения, что означает минимальные затраты на наземный сектор систем связи. Узкая диаграмма направленности наземных и спутниковых антенн, нацеленная в конкретную точку ГСО или зону земной поверхности, обеспечивает приемлемое затухание сигнала и наиболее эффективное использование выделенного частотного ресурса путем многократного повторения частот. Освоение новых частотных диапазонов позволяет еще больше расширить возможности спутников.
Зона охвата геостационарных спутников ограничена максимальной широтой – около 70 град. Однако, практически все население Земли находится в более низких широтах, что позволяет широко использовать ГСО для связи.
Ниже приводится краткая информация о трех Казахстанских спутниках связи
| Характкристики | КазСат-1 | КазСат-2 | КазСат-3 |
| Орбита | Геостационарная | Геостационарная | Геостационарная |
| Масса | 1092 кг | 1330 кг | 1743 кг |
| Энергопотребление | 1300 Вт | 4600 Вт | 5300 Вт |
| Количество Транспондеров | 16+4 резерв | ||
| Расчетный ресурс | 10 лет | 12 лет | 15 лет |
| Орбитальная позиция | 103 градуса в.д | 86,5 градуса в.д | |
| Дата запуска | 18 июня 2006 | 16 июля 2011 год | 28 апреля 2014 |
| Рабочий диапазон | Ku, 10700 — 18000 МГц | Ku-диапазон | Ku-диапазона |
Элементы орбиты спутников.
Орбитальные элементы — набор параметров, задающих траекторию движения небесного тела.
Одной из задач небесной механики является определение орбит небесных тел. Для задания орбиты спутника планеты, астероида или Земли используют так называемые орбитальные элементы. Они отвечают за задание базовой системы координат (точка отсчёта, оси координат), форму и размер орбиты, её ориентацию в пространстве и момент времени, в который небесное тело находится в определённой точке орбиты. В основном, используются два способа задания орбиты (при наличии системы координат)[1]:
при помощи векторов положения и скорости;
при помощи орбитальных элементов.
Кеплеровы элементы орбиты
Элементы орбиты
Традиционно, в качестве элементов орбиты используют шесть величин, получивших название кеплеровых:
большая полуось (a);
эксцентриситет (e);
наклонение (i);
аргумент перицентра (ω)
долгота восходящего узла (☊);
средняя аномалия (Mo).
Аномалия (в небесной механике) — угол, используемый для описания движения тела по эллиптической орбите. Термин аномалия впервые введён Аделардом Батским при переводе на латынь астрономических таблиц Аль-Хорезми «Зидж» для передачи арабского термина аль-хеза («особенность»).
Истинная аномалия v представляет собой угол между радиус вектором и направлением на перицентр.
Средняя аномалия (обычно обозначается M) — для тела, движущегося по невозмущённой орбите, — произведение его «среднего движения» и интервала времени после прохождения перицентра. Таким образом, средняя аномалия — угловое расстояние от перицентра гипотетического тела, движущегося с постоянной угловой скоростью, равной среднему движению.
Эксцентрическая аномалия (обозначается E) — параметр, используемый для выражения переменной длины радиус-вектора r.
В небесной механике, аргумент широты (u) — угловой параметр, который определяет положение тела, движущегося вдоль кеплеровой орбиты. Это сумма часто используемых истинной аномалии и аргумента перицентра, образующая угол между радиус-вектором тела и линией узлов. Отсчитывается от восходящего узла по направлению движения.
аргумент широты;
истинная аномалия;
аргумент перицентра.
11. Назначение и состав университетских нано и микроспутников.
1. Подсистема энергоснабжения
Источники электрической энергии; накопители электрической энергии; распределение электрической энергии; регулирование и контроль энергоснабжения.
2. Подсистема контроля и управления ориентацией и стабилизацией
Режимы управления и требования к подсистеме, выбор типа управления ориентацией космического аппарата, количественная оценка внешних возмущений, выбор типа и определение параметров аппаратуры подсистемы контроля и управления ориентацией, определение алгоритмов управления.
3. Подсистемы телеметрического контроля
4. Подсистема связи
Требования к подсистеме связи, проектирование подсистемы связи.
5. Подсистема наведения и навигации
Процесс определения проектного облика подсистемы; системы определения параметров орбиты космического аппарата; поддержание и коррекция орбиты космического аппарата; определение проектного облика автономной системы наведения и навигации.
6. Подсистема терморегулирования
Компоненты подсистемы терморегулирования; проектирование подсистемы терморегулирования; теоретические основы исследований теплового режима; процесс предварительного проектирования подсистемы терморегулирования; детали проектирования подсистемы терморегулирования.
7. Конструкция и механизмы
Конструктивные требования; компоновка и выбор конфигурации подсистем космического аппарата; варианты проекта космического аппарата; философия и критерии конструкторского проектирования; предварительное определение характеристик элементов конструкции; методы анализа упругости и напряжений в конструкции; пример задачи разработки конструкции; механизмы и разворачиваемые в космосе конструкции.
12. Состав полезной нагрузки университетских нано и микроспутников.
ОЭК предназначен для преобразования изображения подстилающей поверхности в последовательный цифровой информационный поток. Разрешение: 25 м, спектральных каналов: четыре. В состав ОЭК входят 2 камеры, механически идентичные, 2 спектральных канала каждая, сопрягаются в единый блок. Для информационного сопряжения с СПИ одна из камер является ведущей, вторая- ведомой.
СПИ предназначена для передачи изображения подстилающей поверхности в вещательном режиме. Рабочая частота излучения 8192 МГц (Х- диапазон).
1. Система сбора научной информации. Подсистема управления и обработки данных
Общие сведения о подсистеме управления и обработки данных; процесс системного проектирования подсистемы управления и обработки данных.
 |
Влияние требований проекта и других подсистем на облик подсистемы контроля и управления ориентацией.
Направление стрелок обозначает предъявление требований от одной подсистемы космического аппарата к другой.
13. Режимы полета университетских нано и микроспутников.
1. Успокоение КА после выведения на орбиту.
2. Трехосная ориентация КА на освещенном участке орбиты с ориентацией ФП СЭП на Солнце при углах Солнца над местным горизонтом < 15°.
3. Ориентацию оси визирования ОЭК в выбраный район наблюдения на освещенной стороне Земли при углах Солнца на горизонтом 15...90°. Возможность тангажного отслеживания изучается *.
4. Ориентацию оси визирования СПИ в направлении НППЦИ.
5. Сброс остаточного кинетического момента и невозмущенное поддержание ориентации на теневом участке орбиты.
6. Программные развороты КА по всем трем осям для ориентации двигательной установки (ДУ) КА.
7. Поддержание ориентации КА во время работы двигательной установки в условиях действия возмущений.
8. Восстановление ориентации КА в нештатных ситуациях.
14. Состав служебных подсистем университетских нано- и микроспутников.
Подсистема связи
Требования к подсистеме связи, проектирование подсистемы связи.
Конструкция и механизмы
Конструктивные требования; компоновка и выбор конфигурации подсистем космического аппарата; варианты проекта космического аппарата; философия и критерии конструкторского проектирования; предварительное определение характеристик элементов конструкции; методы анализа упругости и напряжений в конструкции; пример задачи разработки конструкции; механизмы и разворачиваемые в космосе конструкции.
15. Назначение служебных подсистем университетских нано- и микроспутников.
Подсистема связи
Требования к подсистеме связи, проектирование подсистемы связи.
Конструкция и механизмы
Конструктивные требования; компоновка и выбор конфигурации подсистем космического аппарата; варианты проекта космического аппарата; философия и критерии конструкторского проектирования; предварительное определение характеристик элементов конструкции; методы анализа упругости и напряжений в конструкции; пример задачи разработки конструкции; механизмы и разворачиваемые в космосе конструкции.
16.Состав и назначение подсистема контроля и управления ориентацией и стабилизацией университетских нано- и микроспутников.
Анализ требований СУДН показывает, что процесс ориентации должен состоять из операций быстрых разворотов (смены ориентиров), переходящих непрерывно к точному программному наведению, в котором происходит регулирование углов и угловых скоростей вращения МКА. Построение системы управления движением, навигации и ориентации МКА возможно только с использованием современных технических решений. К таким решениям в первую очередь следует отнести:
- высокоточные и высокоскоростные звездные датчики, обеспечивающие знание ориентации КА;
- высокопроизводительные маховики, с системой измерений угловой скорости вращения маховика, обеспечивающие как быстрый разворот, так и высокий уровень стабилизации;
- аппаратура спутниковой навигации ГЛОНАСС/GPS, обеспечивающая синхронизацию времен и высокоточное измерение реального положения КА.
Кроме перечисленных приборов, в состав СУДН для обеспечения других режимов МКА входят:
- малогабаритные датчики Солнца,
- MEMS измерители угловой скорости,
- магнитометры и магнитные привода (МП) для разгрузки накапливаемого кинетического момента МКА.
Фактически каждый космический аппарат является уникальным по своему назначению и составу. В связи с этим разработано большое количество систем управления движением и навигации, специализированных для КА различного назначения. Несмотря на такое многообразие можно отметить, что все системы управления движением и навигации КА в основном состоят из следующих функционально отличающихся групп приборов:
- датчиков, позволяющих определять положение КА в пространстве и характер его движения (гироскопические датчики, магнитные датчики, датчики солнца, звездные датчики и т.д.);
- логических устройств, анализирующих информацию, поступающую с датчиков, и вырабатывающих команды управления движением в соответствии с возникшей ситуацией;
- исполнительных органов (инерционные исполнительные органы - маховики, электромагнитные исполнительные органы, реактивные двигатели и т.д.), изменяющих движение КА в соответствии с командами логических устройств.
На основании требований к СУДН КА в целом и требований к режимам управления экспериментального образца системы управления движением и навигации микроспутника определён состав СУДН микроспутника. На рисунке 3.1 представлена структура экспериментального образца системы управления движением и навигации микроспутника.
Рисунок 3.1 – Структура экспериментального образца системы управления движением и навигации микроспутника
Как видно из рисунка в состав экспериментального образца системы управления движением и навигации микроспутника входят следующие компоненты:
- датчики определения ориентации: магнитные датчики, определяющие компоненты вектора магнитной индукции Земли, солнечные датчики, предназначенные для определения ориентации космического аппарата по Солнцу;
- исполнительные органы системы ориентации: маховики и электромагнитные исполнительные органы;
- аппаратура спутниковой навигации;
- бортовой комплекс управления, осуществляющий контроль всех компонентов системы управления движением и навигации микроспутника и управление положением микроспутника.
17.Типы систем ориентации университетских нано- и микроспутников.
В зависимости от того, какова природа управляющего воздействия на движение КА, каковы способы его реализации и какие требуются при этом устройства системы управления движением и навигации можно разделить на три группы: активные, пассивные и комбинированные.
1 Активные системы ориентации. В этих системах для создания управляющих воздействий требуется расход тела или энергии, запасенных на борту. Для формирования управляющих воздействий требуются логические устройства, датчики ориентации и исполнительные органы. Преимуществом данной системы является то, что с ее помощью можно реализовать произвольные и быстрые угловые развороты КА, однако для этого на борту КА должен быть постоянный запас необходиой энергии.
2 Пассивные системы ориентации. В этих системах для создания управляющих воздействий не требуется расход тела или энергии, запасенных на борту, а используется взаимодействие с внешними полями естественного происхождения. Здесь реализовать программные повороты КА практически невозможно.
3 Комбинированные системы ориентации. Эти системы включают в себя как активные, так и пассивные элементы управления.
На практике наибольшее распространение получили активные системы управления движением. Они имеют более широкие возможности по сравнению с пассивными системами управления, обеспечивая более высокую точность ориентации и высокое быстродействие СУДН.
18.Режимы управления и требования к подсистеме ориентации университетских нано- и микроспутников.
В таблицах 11-2 и 11-3 приведен перечень типовых режимов управления ориентацией космического аппарата и требований к подсистеме контроля и управления ориентацией. Требования к подсистеме тесно связаны с задачами космического проекта и с характеристиками других подсистем космического аппарата, как показано на рисунке 11-2. Эти требования могут изменяться в зависимости от этапа реализации космического проекта или режима полета космического аппарата, что требует от проектировщика решения сложной задачи разработки единого состава приборного оборудования подсистемы для достижения различных целей.
Таблица 11-2. Типовые режимы управления ориентацией космического аппарата
| Режим управления | Содержательное описание режима |
| Выведение космического аппарата на орбиту | Период в процессе работы двигателей ракеты носителя и после их отключения, до достижения космическим аппаратом номинальной орбиты. Возможные варианты режима: управления нет, стабилизация вращением (обычно при использовании твердотопливной последней ступени носителя), полномасштабное управление ориентацией космического аппарата с использованием жидкостных реактивных микродвигателей. |
| Построение ориентации | Начальное определение ориентации и стабилизация космического аппарата. Режим может использоваться также для восстановления ориентации после ее аварийной потери. |
| Номинальная ориентация | Используется в течение основного времени реализации проекта (полета космического аппарата). Требования к этому режиму в решающей степени определяют проект системы управления. |
| Маневр переориентации | Изменение в случае необходимости номинальной ориентации космического аппарата |
| Дежурный, или аварийный режим | Используется в нештатных ситуациях, когда режим номинальной ориентации не работает или был отключен. Возможными требованиями является снижение потребляемой мощности или ухудшение точности управления для выполнения ограничений по тепловому режиму или энергетике. |
| Специальные режимы | Требования к таким режимам могут быть различными для решения различных специальных задач или для различных периодов времени (таких, как нахождение космического аппарата в тени Земли) |
Таблица 11-3 Типовые требования к подсистеме контроля и управления ориентацией космического аппарата
Требования должны быть определены для каждого режима работы подсистемы. Часто требования разбиваются по группам, так как показано ниже.
| Требования | Определение требований* | Пример, комментарий |
| Определение параметров ориентации космического аппарата | ||
| Точность | Насколько хорошо известна ориентация космического аппарата относительно опорной системы координат | 0.25°, 3s, по всем осям; может быть задана точность определения параметров ориентации в реальном времени (на борту космического аппарата) либо с учетом последующей обработки на Земле |
| Диапазон | Диапазон угловых движений, в пределах которого должна быть реализована заданная выше точность | Любая ориентация в пределах 30° от надира |
| Управление ориентацией и стабилизация космического аппарата | ||
| Точность | Насколько точно угловое положение космического аппарата может быть приведено к заданным направлениям | 0.25°, 3s, по всем осям; включает погрешности контроля и управления ориентацией, может быть задана относительно инерциальной или связанной с Землей системы координат |
| Диапазон | Диапазон угловых движений, в пределах которого должна быть реализована заданная выше точность | Любая ориентация в пределах 50° от надира или в пределах 20° от Солнца |
| Высокочастотная стабилизация или Дрожание (англ. Jitter) | Диапазон углов или предельная угловая скорость, которые характеризуют кратковременное, высокочастотное движение космического аппарата | 0.1° в течение одной минуты, 1 °/с в диапазоне частот 1…20 Гц; обычно это требование задается для подавления возможного смаза изображения, формируемого оптической полезной нагрузкой |
| Низкочастотная стабилизация или Дрейф (англ. Drift) | Ограничения, накладываемые на медленные, низкочастотные движения космического аппарата. Обычно выражается в форме "угол за определенное время". | 1° в час, максимально 5°. Задается, если допускается медленный дрейф космического аппарата от заданного направления, особенно если реальная ориентация аппарата известна. |
| Время восстановления ориентации | Определяет допустимое время восстановления ориентации космического аппарата после маневра переориентации или после аварийной потери ориентации | Максимальное начальное отклонение 2° с уменьшением до 0.1° за 1 минуту; может использоваться для ограничения перерегулирования, колебаний, в том числе нутационных |
Определения требований могут различаться у различных организаций – заказчиков и разработчиков космической техники, особенно в деталях (например, требования по точности могут задаваться на уровне 1s или 3s, величины могут задаваться средними значениями или, для измеряемых величин, с учетом фильтрации, и т.п.). Поэтому всегда желательно точно определять, что именно требуется от подсистемы контроля и упра. оринтац
19. Выбор типа управления университетских нано- и микроспутников
После того, как мы определили требования к подсистеме контроля и управления ориентацией космического аппарата, мы готовы выбрать метод управления ориентацией.Методы пассивного управления. Гравитационно-градиентная стабилизация основана на использовании инерционных свойств космического аппарата при решении задачи ориентирования его в направлении на Землю. Метод основан на том факте, что вытянутый (в инерционном смысле) объект в гравитационном поле стремится развернуться продольной осью в направлении на центр Земли.Реактивные микродвигатели могут использоваться для переориентации космического аппарата и демпфирования его колебаний на орбите с любой высотой, магнитные исполнительные органы – на орбитах от низких околоземных до геостационарных.Как правило, ориентируемый с использованием гравитационно-градиентного метода космический аппарат оснащается демпфирующими устройствами для подавления либрации – малых колебаний относительно вектора направления в надир, обусловленных действием внешних возмущений. Такой космический аппарат обладает повышенной чувствительностью к действию тепловых ударов на протяженные штанги гравитационных стабилизаторов, которые возникают при входе космического аппарата в тень Земли и при выходе его из тени.Третий метод чисто пассивного управления ориентацией космического аппарата основан на использовании постоянного магнита, установленного на его борту, который обеспечивает ориентацию вдоль силовых линий магнитного поля Земли. Такой метод особенно эффективен для космических аппаратов, выводимых на близкие к экваториальным орбиты, где направление вектора индукции магнитного поля Земли остается практически постоянным для космического аппарата, ориентированного на Землю.
Методы стабилизации вращением. Стабилизация вращением представляет собой метод пассивного управления ориентацией, предусматривающий вращение космического аппарата таким образом, чтобы вектор его кинетического момента сохранял практически неизменным свое положение относительно инерциального пространства. Космический аппарат, стабилизированный вращением, использует гироскопический эффект для пассивного парирования возмущающих моментов, действующих вокруг двух осей.Принципиальными недостатками метода стабилизации вращением являются:
1. ограничения, налагаемые методом на компоновку и массово-инерционные характеристики космического аппарата для обеспечения заданного направления и устойчивости положения оси вращения;
2. ограничения, налагаемые методом на применение полезной нагрузки, требующей частого перенацеливания, поскольку наличие значительного кинетического момента вращающегося космического аппарата требует больших затрат топлива на его переориентацию по сравнению с космическим аппаратом, имеющим близкий к нулевому кинетический момент.
Методы трехосной стабилизации. Космические аппараты, стабилизированные по трем осям, на сегодняшний день распространены более, чем аппараты, стабилизированные вращением или имеющие гравитационно-градиентную систему стабилизации. Они способны к маневрам переориентации, а достижимая точность и быстродействие подсистемы контроля и управления ориентацией определяется в основном составом и параметрами используемых в ее составе командных приборов и исполнительных органов. Однако такие подсистемы и оснащенные ими космические аппараты одновременно более дорогостоящие, более сложные и потенциально менее надежные, чем подсистемы, реализующие пассивные методы стабилизации.
20. Подсистема контроля и управления ориентацией и стабилизацией университетских нано- и микроспутников.
Подсистема контроля и управления ориентациейобеспечивает стабилизацию космического аппарата и его ориентирование в заданном направлении в процессе полета, несмотря на внешние возмущающие моменты, действующие на аппарат. Решение этих задач требует определения ориентации космического аппарата с помощью датчиков ориентации и управления ею с помощью исполнительных органов. Подсистема контроля и управления ориентацией тесно связана с другими бортовыми подсистемами космического аппарата, в особенности с двигательной установкой и с навигационной подсистемой.
Корпус космического аппарата подвержен действию небольших по величине (порядка 10-4 Нм), но постоянно действующих возмущающих моментов от различных источников. Эти моменты можно разделить на переменные, изменяющиеся по близкому к синусоидальному закону с частотой обращения космического аппарата вокруг Земли, и постоянно действующие, которые накапливаются со временем и не осредняются за период обращения. Эти моменты могут быстро изменить ориентацию космического аппарата, если не предпринять надлежащих мер противодействия. Подсистема контроля и управления ориентацией парирует эти моменты либо пассивными средствами, используя взаимодействие космического аппарата, обладающего определенными инерционными или магнитными свойствами, с внешними физическими полями таким образом, чтобы превратить возмущающие моменты в стабилизирующие, обеспечивающие устойчивость углового движения космического аппарата, либо активными средствами, путем определения параметров возмущенного движения и формирования корректирующих моментов, приложенных к корпусу космического аппарата.
Кинетический момент играет важную роль в космосе, где действующие моменты обычно невелики, а космический аппарат представляет собой свободное тело. Для тела, находящегося в начальный момент времени в покое, действие внешнего момента будет приводить к угловому движению тела с ускорением, величина которого будет пропорциональна величине действующего момента, или, иначе говоря, к нарастанию угловой скорости тела. С другой стороны, если тело в начальный момент вращалось вокруг оси, перпендикулярной к вектору действующего момента, то ось вращения тела под действием внешнего момента начнет прецессировать с постоянной угловой скоростью, пропорциональной величине внешнего момента. Следовательно, вращающееся свободное тело ведет себя подобно гироскопу, который парирует возмущающий момент, действующий вокруг двух осей, прецессируя с постоянной, а не с нарастающей, как в предыдущем случае, угловой скоростью. Это свойство вращающегося тела, называемое гироскопической устойчивостью, может быть использовано для уменьшения возмущающего действия небольших по величине переменных моментов. Это утверждение справедливо независимо от того, вращается ли все тело или только какая-либо его часть, такая как маховик или ротор электродвигателя.
Закон сохранения кинетического момента космического аппарата требует, чтобы действие внешнего возмущающего момента приводило бы к изменению кинетического момента системы.
Для обеспечения правильной ориентации космического аппарата необходимо использовать внешние ориентиры для определения абсолютного (в инерциальном пространстве) углового положения аппарата. К таким ориентирам относятся Солнце, инфракрасный горизонт Земли, направление вектора индукции магнитного поля Земли в данной точке пространства и звезды. Кроме того, для кратковременного предоставления информации об инерциальной ориентации космического аппарата могут использоваться инерциальные (гироскопические) датчики. Положение внешних ориентиров (например, углы Солнца) обычно измеряется как углы между векторами с началом в центре масс космического аппарата. Такие измерения дают для каждого ориентира только два независимых параметра из трех, необходимых для определения ориентации космического аппарата. Это обстоятельство приводит к необходимости использования на борту большинства космических аппаратов нескольких датчиков различных типов.
21. Режимы управления и требования к подсистеме управления ориентацией университетских нано- и микроспутников.
В таблицах 1 приведен перечень типовых режимов управления ориентацией космического аппарата и требований к подсистеме контроля и управления ориентацией. Требования к подсистеме тесно связаны с задачами космического проекта и с характеристиками других подсистем космического аппарата, как показано на рисунке 1. Эти требования могут изменяться в зависимости от этапа реализации космического проекта или режима полета космического аппарата, что требует от проектировщика решения сложной задачи разработки единого состава приборного оборудования подсистемы для достижения различных целей.
Для большинства космических аппаратов подсистема контроля и управления ориентацией должна обеспечивать управление угловым положением космического аппарата во время работы мощных бортовых жидкостных или твердотопливных ракетных двигателей, которые могут использоваться на участке выведения или при проведении орбитальных маневров коррекции параметров орбиты. Мощные ракетные двигатели являются источником больших возмущающих моментов, учет которых может потребовать введения в проект подсистемы более мощных исполнительных органов, чем требуется для управления ориентацией космического аппарата в номинальном режиме.
Таблица 1 Типовые режимы управления ориентацией космического аппарата
| Режим управления | Содержательное описание режима |
| Выведение космического аппарата на орбиту | Период в процессе работы двигателей ракеты носителя и после их отключения, до достижения космическим аппаратом номинальной орбиты. Возможные варианты режима: управления нет, стабилизация вращением (обычно при использовании твердотопливной последней ступени носителя), полномасштабное управление ориентацией космического аппарата с использованием жидкостных реактивных микродвигателей. |
| Построение ориентации | Начальное определение ориентации и стабилизация космического аппарата. Режим может использоваться также для восстановления ориентации после ее аварийной потери. |
| Номинальная ориентация | Используется в течение основного времени реализации проекта (полета космического аппарата). Требования к этому режиму в решающей степени определяют проект системы управления. |
| Маневр переориентации | Изменение в случае необходимости номинальной ориентации космического аппарата |
| Дежурный, или аварийный режим | Используется в нештатных ситуациях, когда режим номинальной ориентации не работает или был отключен. Возможными требованиями является снижение потребляемой мощности или ухудшение точности управления для выполнения ограничений по тепловому режиму или энергетике. |
| Специальные режимы | Требования к таким режимам могут быть различными для решения различных специальных задач или для различных периодов времени (таких, как нахождение космического аппарата в тени Земли) |
22. Системы определения ориентации космического аппарата.
Система ориентации космического аппарата — одна из бортовых систем космического аппарата, обеспечивающая определённое положение осей аппарата относительно некоторых заданных направлений. Необходимость данной системы обусловлена следующими задачами:
* ориентирование солнечных батарей на Солнце;
* для навигационных измерений;
* для проведения различных исследований;
* при передаче информации с помощью остронаправленной антенны;
* перед включением тормозного или разгонного двигателя с целью изменения траектории полёта.
Задачи, выполняемые аппаратом, могут требовать как постоянной ориентации, так и кратковременной. Системы ориентации могут обеспечивать одноосную или полную (трёхосную) ориентацию.
Различают активные, пассивные и комбинированные системы ориентации.
Если для создания управляющих воздействий требуется расход рабочего тела или энергии, запасенных на борту, а для формирования этих воздействий требуется блок логики, датчики ориентации и исполнительные органы (реактивные двигатели ориентации, гиродины, маховики, соленоиды и т. д.), то такая система называется активной системой ориентации.
Пассивные системы ориентации, использующие вза