Бровкин А.Г., Бурдыгов Б.Г., Гордийко С.В. Бортовые системы управления космическими аппаратами (2010), страница 9

Наиболее популярна трехцветная система UBV: ультрафиолетовый (Ultraviolet),синий (Blue) и желтый (Visual). При этом желтый диапазон очень близок к фотовизуальному (BmPv), а синий – к фотографическому (BmP).Визуальная звезднаявеличина (mV)Сигнал/шумСКО, угл.сек3163,245644,76,91297Таблица 3.272,419,8Из полученных данных следует, что астродатчик может регистрировать звезды до mV = 6,0 с предельной погрешностью 20,7 угл.сек.Конструкция астродатчика предусматривает решение следующихосновных задач:– модульность конструкции, позволяющей адаптировать базовую конструкцию для других условий применения;– технологичность изготовления, сборки и юстировки для снижения стоимости изготовления;5960БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ– возможность регулировки взаимного положения ФППЗ иобъектива на этапе изготовления АД при обеспечении геометрическойстабильности взаимного положения ФППЗ, объектива и основания(астродатчика) в условиях эксплуатации;– обеспечение стабильного взаимного геометрического положения функциональных узлов АД относительно базовых поверхностейпри изготовлении и эксплуатации;– обеспечение требуемых тепловых режимов узлов астродатчика, в первую очередь ФППЗ, объектива и электрорадиоизделий(ЭРИ).Основание астродатчика представляет собой монолитную конструкцию, на которой крепятся его основные модули:– оптическое устройство;– фотоприемная матрица;– электронный блок.Основание является очень ответственной сборочной единицей, ккоторой предъявляются жесткие требования по точности изготовления.Конструкция основания АД-1 должна обеспечивать:– высокую стабильность (во всех условиях эксплуатации) положения линии визирования в пространстве относительно посадочнойплоскости астродатчика и взаимного положения посадочных плоскостей объектива и ФППЗ вдоль линии визирования;– эффективный отвод тепла от узлов астродатчика на его посадочное место.Масса основания АД составляет примерно 0,5 кг.С базовыми установочными поверхностями основания связанаприборная система координат XYZ астродатчика:– ось Z перпендикулярна посадочной плоскости и направлена всторону пространства анализируемых объектов;– ось Х параллельна посадочной плоскости, перпендикулярнапривалочной плоскости и направлена в ее сторону;– ось Y перпендикулярна осям Х, Z и дополняет их до правойпрямоугольной системы координат X Y Z .ДАТЧИКИ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯОбщий вид астродатчика АД-1показан на рис.

3.2.Астродатчики типа АД-1 установлены на КА «Монитор-Э». Порезультатам первого этапа летноконструкторских испытаний (ЛКИ)все три комплекта АД-1 показалиштатное функционирование и вовзаимодействии с БЦВС обеспечили регулярное проведение астрокоррекции параметров ориентацииКА и калибровки инструментальных погрешностей гироскопического измерителя вектора угловойРис. 3.2 Астродатчик АД-1скорости.Необходимостью обеспечения достаточно большого времени экспозиции (для астродатчика АД-1 разработки МОКБ «Марс» его величина составляет 750 мс) диктуется определенное ограничение навеличину допустимой угловой скорости КА, не препятствующей работе астродатчика.

Для АД-1 такой порог составляет 240 угл.сек/сек.В то же время характеристики точности астродатчика весьма высоки(составляют 36 угл.сек для АД-1).Астродатчики одной и той же конструкции могут быть использованы как для низкоорбитальных (с высотой орбиты до 1 тыс.км), таки для высокоорбитальных(с высотой орбиты около 35 тыс.км) КА.Небольшие различия связаны с тем, что в режиме орбитальной стабилизации для низкоорбитальных КА характерны большие значенияугловой скорости, приводящие к «размазыванию» изображения звездна фоточувствительной матрице при большом времени экспозиции.Для обеспечения автономной ориентации КА по информацииастродатчиков АД-1 разработано специальное программное обеспечение, реализованное для повышения надежности в резервированнойБЦВС.

Программа опознавания звезд и расчета астроориентации содержит бортовой каталог звезд, рассчитанный с учетом спектральнойхарактеристики астродатчика АД-1 и данных по координатам и спек-6162БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИтральным характеристикам звезд, предоставленных Государственнымастрономическим институтом им.

П.К. Штернберга [25]. Каталог звездсостоит из кластеров, задаваемых положениями своих фотоцентровотносительно гелиоцентрической инерциальной системы координат(см. раздел 5). При расчете астроориентации положения кластеровприводятся к инерциальной системе координат, связанной с КА.Астроориентация рассчитывается с помощью адаптивного фильтраКалмана по информации, поступающей от астродатчиков и ГИВУС.3.2.

Гироскопический измеритель вектора угловой скоростиИнерциальный метод определения ориентации КА основан на решении дифференциальных кинематических уравнений для параметров ориентации исходя из известного начального положения КА иизмеряемого вектора его угловой скорости. Гироскопический измеритель вектора угловой скорости предназначен для определения и выдачи в бортовую систему управления космического аппаратаинформации о проекциях абсолютной угловой скорости аппарата.В качестве датчиков угловой скорости используются гироскопические измерители различного класса точности.Примером высокоточного датчика является ГИВУС типаКИНД34-020 (рис.

3.3) на поплавковых гироскопах разработки НИИПМ им. Кузнецова, который примассе 12,6 кг в диапазоне угловыхскоростей до 0,4 град/сек обладаетхарактеристиками дрейфа на уровне0,005 град/час и нестабильностьюмасштабного коэффициента не хужеРис. 3.3 Датчик КИНД34-0200,01 %.Выпускаемый этой же организацией ГИВУС средней точностиКИНД34-038 на динамически настраиваемых гироскопах (ДНГ) обладает на порядок худшими характеристиками по дрейфу (порядка0,05 град/час). Характеристики ряда приборов, разработанных в НИИПМ им. Кузнецова [29], приведены в табл.

3.3.ДАТЧИКИ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯК классу приборов низкой точности можно отнести поплавковыйдвухстепенный датчик КХ79060 (разработки и производства ПО «Корпус», г. Саратов), который при массе 0,6 кг в диапазоне угловых скоростей до 36 град/сек обладает характеристиками дрейфа на уровне0,1 град/час и нестабильностью масштабного коэффициента 0,5 %.В последнее время механические гироскопы сдают позиции датчикам, основанным на других принципах. Среди них – лазерные(МИЭА, НПО «Полюс»), волоконно-оптические (ООО «Оптолинк»[32], «Физоптика»), твердотельные волновые гироскопы (РаменскоеПКБ, НПО «Медикон»). В качествепримера можно привести одноосныйволоконно-оптический гироскопический датчик SRS 2000 (ООО «Оптолинк»), который при массе 1,7 кг идиапазоне измеряемой угловой скорости 10 град/сек обладает характеристиками дрейфа на уровне0,005…0,01 град/час и нестабильностью масштабного коэффициентаРис.

3.4 Датчик SRS 20000,03 % (рис. 3.4).Гироскопические датчики не имеют особенностей, ограничивающих их применение на низко- или высокоорбитальных КА, и являютсяв этом смысле унифицированными.В бортовых системах управления КА, разрабатываемых МОКБ«Марс», используются два типа ГИВУС разработки НИИ ПМ им. академика В.И. Кузнецова (табл. 3.3).Для КА со сроком активного существования на орбите порядкапяти лет и умеренными требованиями к точностным характеристикамиспользуется прибор КИНД34-038 с динамически настраиваемымигироскопами, выполняющий следующие функции:– выдача по запросу БЦВС информации в виде 16-разрядныхдвоичных кодов, пропорциональных приращениям интегралов отпроекций угловой скорости КА на оси чувствительности ГИВУС заинтервал времени 0,1 сек между двумя последовательными опросамиБЦВС;63БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ64ПараметрДиапазонизмеряемыхугловыхскоростейЦенаимпульсавыходнойинформации,дуг.сек/импГИВУСКИНМ34-001± (1 + 10 %)0,18 ± 10 %Погрешность± 0,1ценыпри t = 15 – 25 °Симпульса, %± 0,2– за весь срок при t = 0 – 15 °Сэксплуатациии 25 – 40 °С– за 720 часов± 0,03Случайная составляющаянулевого сигнала, независящая отперегрузки,дуг.сек/сек– от запуска± 0,15к запуску– в запуске± 0,02 (за 24 часа)ГИВУСКИНМ34-0021-ямодификация:± (0,53 + 10%)2-ямодификация:± (0,9 + 10 %)ГИВУСТаблица 3.3ГИВУСКИНД34-032 КИНД34-040±10Узкий(УД) – ±4Широкий(ШД) – ±81-ямодификация:0,0792 ± 10 % 0,2 ± 0,04 УД – 0,182-яугл.сек/бит ШД – 0,36модификация:0,11880 ± 10 %± 0,05 (3s)± 0,05УД – ± 1,0ШД – ±3,0±0,7УД – ± 0,3± 0,03± 0,30± 0,02± 0,15ШД – ±1,5ДАТЧИКИ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯПараметрСтабильностьуглового положения измерительных осей завесь срок эксплуатации,угл.секКоличествоуглоизмерительныхканаловТип ЧЭРесурс, лет(час)ГИВУСКИНМ34-001± 903ГИВУСКИНМ34-002± 456Таблица 3.3 (продолжение)ГИВУСКИНД34-032ГИВУСКИНД34-040± 30±4566поплавковый поплавковыйДНГДНГгироскопгироскопКИНД05-078 КИНД05-091КИ79-132 КИНД99-003А3,5(3 в полете)3,5(3 в полете)3,5(3 в полете)100000 час5,84,70 – 300 – 40минус10 – 40минус10 – 40Энергопотребление, не более,Вт50при работе:3-х ИК- 924-х ИК- 1043555ИспользованиеСпутникиСпутникиСпутники«Экспресс1000»,«Экспресс2000»,Луч-5А,Луч-5БМасса, кгТемператураустановочнойповерхности,11,5С22,56566БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ– взаимодействие с БЦВС по мультиплексному каналу обмена(МКО) по ГОСТ Р 52070-2003 [8];– исполнение импульсных команд на включение (выключение)подсистем и режимов работы прибора;– выдача в БЦВС телеметрической информации;– выдача в БЦВС информации по результатам встроенногоконтроля.Эксплуатационные характеристики прибора приведены в табл.3.4, основные точностные характеристики – в табл.

3.5.Прибор выполнен в виде моноблока, в герметичном исполнении.Габаритные размеры – не более 262218150 мм.Масса прибора – 4,70,3 кг.Каждый из трех ДНГ имеет две измерительных оси, суммарно поприбору – шесть осей, две по каждой оси приборной системы координат. Прибор сохраняет свою работоспособность при отказе одноголюбого измерительного канала ДНГ.На первом этапе ЛКИ КА «Монитор - Э » в основном подтверждены заявленные разработчиком точностные характеристики прибора.Для КА со сроком активного существования на орбите до 10 лет,повышенными требованиями к точностным характеристикам и устойчивости к воздействию космического излучения используется ГИВУСна базе прибора КИНД34-020 с поплавковыми гироскопами.Масса, кгПараметрФункциональная готовность, мин, не болееТочностная готовность, мин, не болееЭнергопотребление, Вт, не более (Uпит.

= 28 В)– в режиме набора готовности– в установившемся режимеСрок эксплуатации на орбите, летТаблица 3.4Значение4,7 0,3154512535до 5ДАТЧИКИ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯТаблица 3.5ЗначениепараметраНаименование параметраДиапазон измерения угловой скорости, град/сек– широкий– узкийЦена единицы младшего разряда выходнойинформации, угл.сек/бит– в широком диапазоне– в узком диапазонеСтабильность цены младшего разряда, %а) в широком диапазоне– за весь срок эксплуатацииб) в узком диапазоне– за весь срок эксплуатации– за любой год в течение ресурса– за 24 часа в непрерывном запускеНулевой сигнал, не зависящий от перегрузки,град/час– систематическое значение– случайная составляющая от запуска к запуску– случайная составляющая за 24 ч в непрерывном запуске при времени осреднения 300 секНулевой сигнал, зависящий от перегрузки,град/час на 1 gСистематическое значение углов отклонения осейчувствительности от номинальных направлений,угл.минСтабильность углов ориентации осей чувствительности за весь срок эксплуатации, угл.секСтабильность углов ориентации осей чувствительности за 24 часа при изменении температуры посадочного места в пределах 5 С, угл.сек102,00,220 %0,0420 %0,10,10,050,01(с доведением до0,005)500,70,05(с доведением до0,02)69045156768БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИТаблица 3.6Наименование параметра,размерностьДиапазон измеряемой угловой скорости в проекцияхна измерительные оси ИК, град/сек, по модулю не менееМасштабный коэффициент:Величинапараметра,пределыизменения0,4– паспортизованное значение, угл.сек, в пределах0,0400,050– отклонение среднего значения за 24 часаот паспортизованного в любом запуске, %,0,1по модулю за весь срок эксплуатации, не более– изменение среднего значения в двух любых соседних24-х часовых интервалах в непрерывном запуске, %,0,005по модулю, не более– случайная составляющая относительно среднего значения0,005за 24 часа (оценка по 2,7), %, не болееНулевой сигнал, не зависящий от ускорения:– паспортизованное значение, угл.сек/сек,3по модулю, не более– отклонение среднего значения за 24 часаот паспортизованного в любом запуске, угл.сек/cек,0,35по модулю, не более– изменение среднего значения в двух любыхсоседних 24-х часовых интервалах в непрерывном запуске,0,006угл.сек/cек, по модулю, не более– случайная составляющая относительно среднего значения0,005–0,003за 24 часа (оценка по 2,7), угл.сек/cек, не болееНулевой сигнал,пропорциональный первой степени перегрузки n:– паспортизованное значение, угл.сек/сек, по модулю, не более10n– отклонение среднего значения в любом запускеотносительно паспортизованного значения, угл.сек/сек,1nпо модулю не болееШумовая составляющая выходного сигнала при времени ос0,20реднения 0,110 сек (оценка по 1), угл.сек, не болееУглы рассогласования измерительных осей ИК:– паспортизованное значение, угл.сек, по модулю, не более1800– отклонение в любом запуске относительно40паспортизованного значения, угл.сек, по модулю, не болееДАТЧИКИ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯОси чувствительности (измерительные оси) четырех гироблоковориентированы по образующим конуса вращения вокруг приборнойоси ОХ П с углом полураствора при вершине, равным 544408, и распределены по поверхности конуса таким образом, что их проекции наустановочную плоскость прибора составляют с приборной осью ОУ Пуглы, кратные 90 град (см.