Исследование быстродействия и точности алгоритмов активной магнитной системы ориентации малого спутника

• Автор: Ролдугин, Дмитрий Сергеевич
• Шифр специальности: 01.02.01
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2013
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 129 с. : ил.

Оглавление
Введение
Глава 1. Постановка задачи. Модели геомагнитного поля, системы координат,
уравнения движения, метод исследования
1.1. Описание задачи
1.2. Модели геомагнитного поля
1.3. Уравнения движения
1.4. Асимптотические методы
Глава 2. Исследование алгоритма демпфирования «-Вбов)
2.1. Переходный процесс
2.2. Установившееся движение
Глава 3. Исследование алгоритмов ориентации спутника, стабилизированного собственным вращением
3.1. Алгоритм гашения нутационных колебаний
3.2. Алгоритм раскрутки вокруг оси симметрии
3.3. Алгоритм точной переориентации
3.4. Первый алгоритм предварительной переориентации
3.5. Второй алгоритм предварительной переориентации
Глава 4. Трехосная магнитная ориентация спутника в инерциальном
пространстве
4.1. Конструирование алгоритма ориентации
4.2. Исследование переходных процессов
4.3. Исследование устойчивости
4.4. Численное моделирование
Глава 5. Численные, полунатурные и летные испытания алгоритмов
5.1. Численное исследование динамики спутника при использовании
различных моделей геомагнитного поля
5.2. Стендовые испытания
5.3. Летные испытания на борту малого спутника «Чибис-М»
Заключение
Литература
Приложение I. Асимптотические методы
Приложение II. Краткое описание лабораторного стенда

Введение
В последние два десятилетия наблюдается существенный рост интереса к малым спутникам (далее под малыми спутниками будем понимать спутники массой до нескольких десятков килограмм - наноспутники и микроспутники). Благодаря существующему уровню развития электроники и вычислительной техники были разработаны и выведены на орбиту десятки малых спутников. Напомним, что аппараты массой до 10 килограмм принято относить к наноспутникам, а аппараты массой до 100 килограмм - к микроспутникам. Далее речь пойдет в основном о наноспутниках. Интерес к малым спутникам и бурное развитие этого направления объясняется короткими сроками разработки и изготовления, относительно низкой стоимостью самого аппарата и его вывода на орбиту. Немаловажным фактором, обусловленным развитием техники, является способность малых спутников выполнять некоторые задачи, которые ранее были подвластны только большим и дорогостоящим аппаратам. Кроме того, на базе нескольких миниатюрных спутников возможно создание формаций и группировок спутников, предоставляющих возможность проведения одновременных экспериментов в различных, но близких точках пространства. Последнее направление, в англоязычной литературе носящее название «formation flying», в течение нескольких последних лет приобрело особенный интерес для исследователей и разработчиков.
Рассматриваемые в диссертации алгоритмы управления ориентацией спутника были предложены для реализации на борту малого аппарата «Чибис-М» (разработка Института космических исследований РАН), семейства малых спутников ТНС (технологический наноспутник, разработка ОАО «Российские космические системы»), малых спутников TabletSat, разрабатываемых ООО «Спутнике» и аппарата UniSat-5, разрабатываемого в GAUSS Sri. В диссертации детально исследуются алгоритмы управления этими аппаратами, так как необходимость (заметим, что для малых аппаратов магнитная система применяется с необходимостью) применения их на борту приводит к необходимости заранее понять, как будут влиять на их работу отдельные

параметры - как аппарата (моменты инерции), так и его орбиты (наклонение). Общность проблем ориентации малых аппаратов при помощи магнитной системы управления и задачи, стоящие в рамках трех указанных спутников или их серий, подтверждают актуальность диссертационной работы. Возникающие в каждой миссии требования по точности и быстродействию (время переходных процессов) системы ориентации привели к необходимости получения простых, наглядных формул, позволяющих оценить, насколько система ориентации удовлетворяет требованиям, предъявляемым к ней научной аппаратурой. Таким образом, цель диссертации - получение простых и эффективных методов анализа работоспособности системы ориентации и выбора параметров управления для каждой конкретной миссии. Основные решаемые при этом задачи - показать возможность реализации требуемой ориентации спутника при помощи известных алгоритмов с учетом ограничений, накладываемых малыми аппаратами, при необходимости разработать новые, исследовать эти алгоритмы, доведя результат до уровня конечных формул или первых интегралов, что позволит оперативно выбирать параметры системы ориентации, которые затем уточняются при помощи численного и полунатурного моделирования. При этом, несмотря на популярность магнитных систем ориентации, аналитическое исследование, позволяющее удовлетворить обозначенным выше целям, встречается редко. В частности, для рассмотренных в диссертационной работе алгоритмов удовлетворительных общих результатов найти не удалось, что указывает на новизну работы. Опишем сначала проекты, в рамках работы над которыми возникла необходимость представленной диссертации.
Микроспутник «Чибис-М» (запущен с борта космического аппарата Прогресс в ночь с 24 на 25 января 2012 года) предназначен для исследования атмосферных грозовых разрядов. Научная аппаратура спутника требует его трехосной ориентации относительно орбитальной системы координат. Для этого используется магнитно-маховичная система ориентации, состоящая из трех пар маховиков и трех магнитных катушек. Демпфирование начальной

2(1- /?) + (3/?-і)5Іп2р^
^ сів.
(Ьр — і) БІГ! у9СОБ р
Я эш^созб?
(2.1.15)
Знаменатели в выражениях слева и справа не равны нулю (иначе, см. случаи 2 и 1 соответственно). Интегрирование уравнения (2.1.15) дает еще один первый интеграл
и при З/? —1 = 0 получаем р = рй (случай 2).
Интеграл 12{р,д) задает (9 как неявную функцию /?. Из (2.1.16) видно, что 12(р,в) на некоторых интервалах (например, в е (0,тг/2)) удовлетворяет условиям теоремы о неявной функции [50] (существует производная по в и первый интеграл непрерывен) и можно определить в как функцию р. Аналогичные рассуждения можно применить к (2.1.14) и записать р как функцию /. Тем самым, решение уравнений (2.1.9) может быть найдено в квадратурах.
Кинетический момент является функцией трех параметров: I = 1{г,рй,в0). Таким образом, на быстродействие алгоритма могут оказать влияние наклонение орбиты и начальные условия - угол между вектором кинетического момента и осью конуса осредненной модели и угол между осью симметрии спутника и вектором кинетического момента. На рис. 2.1.2 и рис. 2.1.3 показано влияние наклонения орбиты и р0.
Аналогично интеграл представим в виде
Ґ 2 ґ~*
І2(ур,в)=(Зр-) — 1п^2/?+і)-1п|8Іп(9|н—1п|со8#| +Л.(2-2/)1п^уС>| (2.1.16)
12 А )