Диссертация (Динамическое проектирование системы управления движением и навигации малых космических аппаратов дистанционного зондирования Земли с аппаратурой кадровой съемки), страница 5

При этом максимальное угловое ускорение будетопределяться соотношением26̇[ ]Рисунок 1.2 – Угловые скорости КА при передаче целевой информацииТаким образом,обеспечивают управляемость̇малого КА «Аурига» на этапе проведения сеанса передачи целевойинформации с двукратным запасом по угловой скорости даже при 50%допуске на загрузку ДМ к моменту начала разворота.1.3Приборный состав малого КА ДЗЗДля решения целевой задачи на КА ДЗЗ предлагается установитьследующий набор измерительных приборов и исполнительных органов. интегрирующий гироскоп на базе микромеханического датчикаугловых скоростей [3]; два звёздных датчика; три двигателя-маховика; пять магнитных исполнительных органов; пять магнитометров; GPS/ГЛОНАСС – приёмник.27В таблицах 1.2 –1.4 представлены основные характеристики приборовСУДН КА [4].Таблица 1.2 – Характеристики интегрирующего гироскопаПараметрЗначениеСистематический дрейф нулевого сигнала, °/часСмещение нулевого сигнала, °/час10–250…250Шум случайного блуждания, °/√0.15Фликкер-шум, °/час0.5Масштабный коэффициент, млн-1±500Стабильность масштабного коэффициента, %0.0025Частота формирования выходного сигнала, Гц10Неортогональность чувствительных элементовприбора, мрадТемпературная стабильность при ΔT = ±1°C/мин,°/час (СКО)Полоса пропускания, Гц11016Таблица 1.3.

Характеристики звёздного датчикаПараметрПогрешность определения координат относительновизирной оси, СКО (угл. сек)* при углах отстройки от направления наСолнце > 60°; при углах отстройки от направления наСолнце 35°< θ < 60° .Погрешность определения поворота вокруг осивизирования, СКО (угл.с)* при углах отстройки от направления наСолнце > 60°; при углах отстройки от направления наСолнце 35°< θ < 60° .Максимальная угловая скорость оси визирования,°/сМинимальный угол между осью визирования и28Значение10–0.4·θ + 3470–2.8·θ + 238335Солнцем (полураствор конуса), градМинимальный угол между осью визированиялимбом Земли (полураствор конуса), градЧастота формирования выходной информации, Гц* – при угловых скоростях вращения от 0 до 1.5 °/с.352Таблица 1.4 – Характеристики двигателя-маховикаПараметрЗначениеКинетический момент, мНм30Максимальный управляющий момент, мНм2Минимальный управляющий момент, мНм0.052.81·10–5Момент инерции ротора, кгм2Коэффициент статического дисбаланса ротора,*Коэффициент динамического дисбаланса ротора,*Постоянная времени управления, с0.25281.25Частота приёма управляющих команд, Гц10* - определены экспериментально на динамическом стенде1.4Анализ засветки звёздных датчиков КА на различныхорбитах функционированияПри работе целевой аппаратуры требуется обеспечить работу звёздныхдатчиков (хотя бы одного), поскольку точность измерения интегрирующегогироскопанадлительныхпромежуткахвременинеобеспечиваетстабильность ориентации аппарата.

Как было сказано ранее, компоновка КАДЗЗ (например КА «Аурига) не всегда обеспечивает возможность установкизвёздных датчиков таким образом, чтобы аппарат мог функционировать ворбитальной ориентации. В этом случае обеспечение их функционированиядолжно осуществляться за счёт изменения ориентации аппарата во времясъёмки средствами СУДН КА.Для оценки условий засветки/закрытия звёздных датчиков со стороныЗемли и Солнца на КА было проведено29моделирование полёта КА наразличных орбитах функционирования на интервале года. В качествеисследуемых орбит рассмотрим: орбиту ССО с высотой 600 км и местнымвременем в восходящем узле орбиты 11:30, а также орбиту с аналогичнойвысотой, но местным временем в восходящем узле 10 часов.

Выбор крассмотрению данных параметров обусловлен светочувствительностьюматрицы КА, поэтому рассмотрение орбит с временами прохождениявосходящего узла менее 10 часов не является целесообразным. Рассмотрениеже орбит с временем в узле порядка 13…14 часов не имеет смысла ввидуотсутствия в ближайшие годы попутных пусков на такого рода орбиты.Признаком возможности функционирования аппарата на орбитеявляется выполнение следующих условий:1) на освещённой части витка угол между направлением на Солнце ибинормальным (или отрицательным бинормальным) направлением не менее 35°;2) на освещённой части витка угол между направлением на Солнце итрансверсальным направлением - не менее 35°;При этом условием невозможности функционирования являетсяодновременное выполнение условий 1 и 2.Введем в рассмотрением матрицу M, которая определяет поворот осейКА на углы 20° вокруг трансверсального и бинормального направлений сцелью обеспечения отстройки визирных осей астроприборов на угол >35° отповерхности Земли.Результаты показывают, что засвечивается датчик с визирной осью,направленной по трансверсали.

Датчик, направление которого совпадает сбинормальным направлением (отрицательным или положительным), никогдане засвечивается Солнцем на орбите с местным временем в узле 11:30.Результаты моделирования для орбиты с временем в узле 10 часовпоказали: если датчик, располагаемый по бинормали, установить вотрицательном направлении, то реализуется одновременная засветка двухдатчиков на витке на время длительностью 6±2 минуты.30Однако можно заметить, что эта ситуация исправляется разворотом КАна 180° вокруг направления в надир. При этом изменяется направлениевизирной оси камеры, но обеспечивается условие незасветки одного издатчиков на всем витке орбиты. При этом в обоих случаях датчик, стоящийпо направлению трансверсали, засвечивается на время ~20 минут.В заключение можно сказать, что для ССО орбит с высотой ~ 600км иразличным местным временем в восходящем угле орбиты можно подобратьтакую ориентацию осей аппарата путём выбора матрицы M, при которойбудет обеспечена работоспособность звёздных датчиков (хотя бы одного) навсем витке орбиты.

При этом во время съёмки визирная ось съёмочнойаппаратуры будет направлена в сторону от трассы КА и отклонена вдольтрассы.Конкретные значения элементов матрицы М определяются изфактических параметров орбиты функционирования аппарата, которые могутоставаться неизвестными даже во время проектирования аппарата, посколькуподразумевается выведение КА «Аурига» попутно с основной полезнойнагрузкой.Таким образом, можно сказать, что какая бы ни была орбита, можноопределить такую матрицу поворота М, которая обеспечит незасветку хотябы одного звёздного датчика. Однако параметры матрицы M не должнывыходить за пределы отклонения в 25°, для обеспечения качестваполучаемых изображений.1.5Бортовая цифровая вычислительная машина малогоКА ДЗЗ и организация вычислительного процессаЛогика работы и структура бортовой задачи СУДН во многом зависитот применяемой в составе КА бортовой цифровой вычислительной машины.Как правило, в составе малых КА применяются высокопроизводительныеБЦВМ,посколькувысотаорбитыфункционированияменее600 кмпредъявляет скромные требования по радиационной стойкости микросхем и31становится возможным применять вычислительные средства, которыеизначально разрабатывались для применения на Земле, а не в космическомпространстве.В качестве операционной системы было предложено использованиеоперационной системы реального времени (ОСРВ) на базе Linux, посколькувремя разработки специальной операционной системы потребовало бысущественных временных и финансовых затрат.Основными требованиями при разработке БЦВМ малого КА ДЗЗ«Аурига» являлись:1.

обеспечение необходимого количества интерфейсов взаимодействия сприборами и подсистемами КА;2. обеспечениеаппаратнойподдержкиоперацийнадчисламисплавающей точкой двойной точности (тип double);3. поддержка со стороны операционной системы Linux;4. производительность,обеспечивающаяфункционированиепрограммного обеспечения в режиме реального времениОсновные характеристики БЦВМ, применяемой в составе КА,представлены в таблице 1.5 [4].Задача СУДН функционально разделяется на две бортовые подзадачи:системы ориентации и стабилизации (СОиС) и баллистико-навигационногообеспечения (БНО).Таблица 1.5 – Характеристики БЦВМ КА «Аугрига»ПараметрЗначениеТактовая частота, МГц800АрхитектураARM Cortex-A8MIPS1600Энергопотребление примаксимальной загрузке, Вт2.532Объём NAND-FLASH, Гб1Объём SPI-FLASH, Мб8Объём EEPROM, Кб4Бортовое программное обеспечение должно успевать реагировать навнешние события КА в заданный интервал времени [4].

Удовлетворитьтакому требованию может только программное обеспечение, управляемоеоперационной системой реального времени. По определению операционнойсистемойреальноговремениназываетсяоперационнаясистема,реагирующая в предсказуемое время на непредсказуемое появление внешнихсобытий. При этом системы реального времени иногда делят на два типа:системы жёсткого реального времени и системы мягкого реального времени[37].Операционная система, которая может обеспечить требуемое времявыполнения задачи реального времени даже в худших случаях, называетсяоперационной системой жёсткого реального времени. Операционная система,которая может обеспечить требуемое время выполнения задачи реальноговремени в среднем, называется операционной системой мягкого реальноговремени.ОСLinux,основаннаянаоригинальномядре,можетбытьсконфигурирована таким образом, чтобы по своим характеристикамсоответствовать операционным системам мягкого реального времени.Однако очевидно, что для обеспечения функционирования задач КАнеобходима ОС жёсткого реального времени.ОС Linux может быть доработана до системы жёсткого реальноговремени.