Динамика быстро вращающихся малых спутников в геомагнитном поле

• Автор: Ильин, Андрей Александрович
• Шифр специальности: 01.02.01
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2006
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 151 с. : ил.

Глава 1. Активная магнитная система ориентации спутника, стабилизируемого собственным вращением
1.1. Уравнения движения спутника
1.2. Алгоритм управления магнитными катушками, требующий измерения угловой скорости спутника (первый алгоритм)
Управление ориентацией оси вращения спутника
Управление скоростью вращения спутника
Алгоритм гашения нутационного движения спутника
1.3 Алгоритм управления магнитными катушками, не требующий измерения угловой скорости спутника (второй алгоритм)
Управление ориентацией оси вращения спутника
Управление скоростью вращения спутника
Алгоритм гашения нутационного движения спутника
Определение скорости вращения спутника на основании измерений магнитометров
Глава 2. Исследование динамики спутника при использовании магнитного управления
2.1. Асимптотическое решение для быстро вращающегося спутника в гравитационном и магнитном полях
2.2. Осредненная модель геомагнитного поля и используемые системы координат
2.3. Уравнения возмущенного движения
2.4. Исследование алгоритмов управления ориентацией
Уравнения движения при управлении ориентацией спутника 47 Осредненные уравнения по переменной у
Случай вращения спутника вокруг оси симметрии
Осреднение уравнений движения по быстрой переменной % Анализ уравнений, осредненных по быстрой переменной % Анализ динамики спутника, использующего первый алгоритм, в случае малости угла р Способы преодоление режима перерегулирования Характерные особенности динамики спутника, использующего второй алгоритм, в случае малости угла р
2.5. Использование пассивного нутационного демпфера для гашения нутационных колебаний оси симметрии спутника
Глава 3. Моделирование работы активной магнитной системы ориентации на спутнике ТНС
3.1.0 спутнике ТНС
3.2. Программный комплекс для моделирования движения спутника относительно центра масс
3.3. Моделирование вращательного движения спутника с
магнитной системой ориентации, использующей первый алгоритм
3.4. Использование первого алгоритма при вычислении ориентации и угловой скорости спутника с помощью
магнитометра и солнечного датчика
Определение ориентации и угловой скорости спутника локальным методом с помощью магнитометра и солнечного датчика
Моделирование вращательного движения спутника с
магнитной системы ориентации, использующей первый алгоритм, при вычислении угловой скорости с помощью показаний магнитометров и солнечного датчика
3.5. Моделирование вращательного движения спутника с
магнитной системой ориентации, использующей второй алгоритм
Глава 4. Динамика спутника ТНС-0 относительно центра масс
4.1.0 цели запуска спутника ТНС-0
4.2. Пассивная магнитная система ориентации спутника ТНС-0
4.3. Задача определение параметров движения наноспутника ТНС-0 по измерениям солнечных датчиков
4.4. Обработка кратковременных измерений при быстром вращении спутника
4.5. Движение быстро вращающегося спутника с постоянным магнитом
4.6. Асимптотическая устойчивость вращающегося спутника
с постоянным магнитом и гистерезисными стержнями
4.7. Определение параметров движения спутника по измерениям, сделанным в течение одного витка
Основные результаты и выводы диссертационной работы
Литература
Здесь г, гц, г)2 суть безразмерные параметры, выражения для которых выглядят так:
Кроме величин Ь[, , 63, введенных в предыдущем разделе, определим
величины
которые понадобятся в дальнейшей работе. При этом заметим, что
Как уже было отмечено, система координат 3 выбрана так, чтобы
орт ОУ2 указывал направление требуемой ориентации оси симметрии спутника. Тогда угол р будет задавать отклонение кинетического момента спутника от требуемого направления (см рис.2.5). Ось симметрии спутника с ортом аз будет прецессировать вокруг направления кинетического момента спутника. Угол между направлением кинетического момента и осью симметрии спутника будет равен 0 . Таким образом, максимальный за период прецессии угол между требуемым и текущим направлением оси симметрии спутника равен сумме углов р и 0. Алгоритм, который производит
64 = Ь сояа - 63 бюст ,
65 = бшсг + 63 соэсг,
(2.3.3)
1ц +65 = Ь[ + Ь1.
2.4. Исследование алгоритмов управления ориентацией