Силовое гироскопическое устройство для управления ориентацией космических аппаратов

Силовое гироскопическое устройство для управления ориентацией космических аппаратов

Реферат

 

Изобретение относится к электромеханическим исполнительным органам управления угловым положением космических летательных аппаратов, выполненных на основе спаренных гироскопов. Устройство содержит трехстепенные гироскопы с механической синхронизацией однотипных осей подвесов и электроприводами по этим осям, при этом на каждом механизме синхронизации установлены измерители моментов, выходы которых через усилительно-преобразующие блоки соединены со входами управления электроприводов. Техническим результатом является повышение надежности работы. 2 ил.

Предлагаемое изобретение относится к электромеханическим исполнительным органам управления угловым положением космических летательных аппаратов, выполненных на основе спаренных (синхронизированных) гироскопов.

В настоящее время известны устройства, содержащие два гироскопа с механической синхронизацией осей их подвеса и электроприводы поворота гироскопов по осям подвеса (см. Кэннон Р.К., Гироскопическая связь в системе управления ориентацией космического корабля. - Техническая механика, №1, 1962).

Такие устройства предназначены для генерирования моментов с целью управления угловым положением космических аппаратов относительно двух ортогональных осей. Применение подобных устройств на космических аппаратах существенно затрудняется из-за наличия перекрестных взаимосвязей внутри гироблока, возникающих из-за сложных пространственных движений гироскопов и приводящих к генерированию динамических моментов вокруг двух осей даже при управлении гироблоком с целью получения момента лишь вокруг одной из осей. Перекрестные связи внутри гироблока существенно усложняют динамику углового движения космического аппарата, приводят к появлению дополнительных ошибок в его угловой ориентации и к дополнительному нерациональному расходу энергии.

Компенсацию вредного влияния нежелательных составляющих моментов управления, обусловленных внутренними взаимосвязями в гироблоке, принципиально можно произвести с помощью вычислительных средств, используя информацию об углах отклонения гироскопов и угловых скоростях поворотов рам их подвесов (см. Джекот Лиска. Трехстепенный силовой гироблок для точного управления ориентацией. -Ракетная техника и космонавтика, №3, 1968). Однако подобная компенсация приводит к существенному усложнению систем ориентации, для ее реализации необходима бортовая ЭВМ. К тому же ряд технологических факторов (неравенство кинетических моментов, неперпендикулярность осей подвеса, люфты и т.п.) остаются неучтенными.

Предлагаемое устройство в известной мере свободно от указанных недостатков. Развязка каналов управления в предлагаемом гироблоке достигается за счет измерения моментов на выходных синхронизированных осях гироблоков и введения на этой основе компенсирующих обратных связей.

Блок-схема предлагаемого устройства представлена на фиг.1.

Здесь БГ - блок механически синхронизированных (спаренных) гироскопов;

ЭП₁, ЭП₂ - электроприводы поворота осей подвеса гироскопов;

ИМ ₁, ИМ₂ - измерители моментов на синхронизированных осях подвеса гироскопов;

У₁, У₂ - усилительно-преобразующие устройства;

U₁, U ₂ - сигналы управления;

M₁, M₂ - динамические моменты, развиваемые гироблоком по ортогональным осям;

- скорости поворота осей подвеса гироскопов.

Одна из возможных схем гироблока с механически спаренными гироскопами приведена на фиг.2. В этом гироблоке гиророторы 1 установлены в подвесе бикарданового типа, включающем внутренние и наружные рамки (соответственно 2, 3), и водила 4. Оси вращения наружных рам 3 и водила 4 механически синхронизированы (в данном случае - с помощью антипараллелограммных устройств 5). Для управления гироблоком эти оси соединены с двигателями 6 электроприводов.

В данном устройстве динамические моменты передаются на космический аппарат с целью управления его ориентацией через механизмы синхронизации и двигатели, поэтому, установив на кривошипах механизмов синхронизации измерители деформации (например, тензодатчики) 7, можно получить информацию о моментах, создаваемых гироблоком. В дальнейшем эта информация может быть использована для уменьшения внутренних взаимосвязей 1 в гироблоке согласно фиг.1.

Для этих целей сигналы с измерителей моментов ИМ₁ и ИМ₂ предварительно усиливают и подают на вход электроприводов, реализуя отрицательные обратные связи как показано на фиг.1.

Для подтверждения эффективности введения обратных связей по моментам, согласно фиг.1, установим взаимосвязь управляющих сигналов U₁, U₂ и генерируемых моментов M₁ и М₂ в описанном гироблоке.

Динамика рассматриваемой системы с приемлемыми допущениями, описывается следующей совокупностью уравнений:

где f₁÷ f₄ - нелинейные функции углов и ,

K₂W₂(S) - передаточные функции электроприводов.

Согласно системе уравнений (1) введение обратных связей по моментам приводит к следующим значениям выходных моментов гироблока:

Если обеспечить в области рабочих частот

K₁ K₂W₂(j )>> 1,

то получим:

что свидетельствует о существенном снижении влияния внутренних взаимосвязей в гироблоке автономизации и приближении к линейным его характеристик M₁ (U₁) и M₂ (U₂), и, следовательно, об эффективном использовании введенных обратных связей.

Формула изобретения

Силовое гироскопическое устройство для управления ориентацией космических аппаратов, содержащее трехстепенные гироскопы с механической синхронизацией однотипных осей подвесов и электроприводами по этим осям, отличающееся тем, что, с целью повышения надежности работы, в нем на каждом механизме синхронизации установлены измерители моментов, при этом выходы этих измерителей через усилительно-преобразующие блоки соединены со входами управления электроприводов.

РИСУНКИ