CC BY
34Решетневскуе чтения. 2014
УДК 629.78
РАЗРАБОТКА ОСНОВНЫХ КОМПОНЕНТОВ СИСТЕМЫ ОРИЕНТАЦИИ И СТАБИЛИЗАЦИИ МИКРОСПУТНИКА
С. А. Елубаев, К. А. Алипбаев, Т. М. Бопеев, А. С. Сухенко
ДТОО «Институт космической техники и технологий» АО «Национальный центр космических исследований и технологий», Республика Казахстан, 050061, г. Алматы, ул. Кисловодская, 34 E-mail: [email protected]
Рассматривается разработка основных компонентов экспериментального образца системы ориентации и стабилизации микроспутника: магнитного датчика, солнечного датчика, маховика.
Ключевые слова: микроспутник, экспериментальный образец, система ориентации и стабилизации.
DEVELOPMENT OF MAIN COMPONENTS OF ATTITUDE CONTROL AND STABILIZATION SYSTEM OF MICROSATELLITE
S. Yelubayev, K. Alipbayev, T. Bopeyev, A. Sukhenko
AALR «Institute of space technique and technologies» CA «National center of space research and technologies» 34, Kislovodskaya str., Almaty, 050061, Republic of Kazakhstan E-mail: [email protected]
Development of main components of attitude control and stabilization system of microsatellite -magnetic sensor, sun sensor, reaction wheel - is considered in this paper.
Keywords: microsatellite, experimental model, attitude control and stabilization system.
С развитием вычислительной и космической техники появилась возможность создавать микроспутники, обладающие полноценными функциональными возможностями. Разрабатываются специальные служебные платформы для малых спутников, позволяющие реализовывать экономически-эффективные миссии, например платформа 88ТЬ-100, на базе которой разработаны и запущены микроспутники дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ), микроспутники мониторинга стихийных бедствий, микроспутники научного назначения [1; 2], платформа СиЬе8а1, на базе которой запущено огромное количество микроспутников различного назначения [3]. Разработка и запуск таких спутников обходятся гораздо дешевле, и они позволяют с меньшими затратами проводить различные исследовательские работы. В связи с этим в последние годы во всех космических странах уделяется большое внимание разработке микроспутников, их компонентов и служебных подсистем.
На данный момент разработка микроспутников становится одной из основных задач в процессе развития космической индустрии в Казахстане. В частности, в Институте космической техники и технологий в рамках проекта разрабатываются компоненты экспериментального образца системы ориентации и стабилизации (СОС) микроспутника.
СОС микроспутника является одной из ключевых подсистем, влияющих на его функциональность и обеспечивающих выполнение определенных для него целей. Современные микроспутники позволяют ис-
пользовать на борту весь спектр приборов СОС: солнечные и магнитные датчики, постоянные магниты и магнитные гистерезисные стержни (спутник Delfi-C3 [4]), звездные датчики, маховики, магнитные исполнительные органы (спутники BIRD [5], PROBA-1, PROBA-2 [6]).
Разрабатываемая СОС микроспутника состоит из следующих компонентов: трехосный магнитный датчик, солнечные датчики, аппаратура системы навигации, маховики, электромагнитные исполнительные органы (ЭМИО). На текущий момент проведены проектирование и разработка экспериментальных образцов некоторых компонентов СУДН микроспутника.
Разработан экспериментальный образец магнитного датчика на базе трехосного цифрового датчика MICROMAG 3-AXIS, который дает в качестве выходных параметров компоненты вектора магнитной индукции Земли (рис. 1). Для отработки экспериментального образца магнитного датчика разработано программное обеспечение, с помощью которого производится обработка и визуализация данных, полученных с магнитного датчика через микроконтроллер и беспроводной приемопередатчик.
Разработан экспериментальный образец солнечного датчика, который дает в качестве выходного параметра угловые координаты Солнца и представляет собой щелевой солнечный датчик на базе треугольных фотодиодов. Общая схема солнечного датчика приведена на рис. 2.
Космическое электронное приборостроение
Рис. 1. Отработка экспериментального образца магнитного датчика
Для тестирования работы маховика изготовлен макет, общий вид которого приведен на рис. 3. Макет состоит из следующих основных частей: подвижной платформы, маховика как исполнительного органа, гироскопического датчика и модуля управления (ПК). Кроме того, для передачи информации в модуль управления на платформе установлен беспроводной приемопередатчик. Макет позволяет управлять угловым положением платформы с помощью прикладного программного обеспечения модуля управления.
Рис. 2. Схема экспериментального образца солнечного датчика
Падающий под углом ф' луч проходит через тонкую щель и попадает на фотодиоды датчика (рис. 2), которые генерируют различные значения силы тока 1Ь 12 в зависимости угла падения луча. Значение угла ф'(или одна из угловых координат Солнца) определяется на основе отношения полученных сил тока и геометрических характеристик солнечного датчика. Для определения второй угловой координаты Солнца 9 используется второй датчик, установленный перпендикулярно к первому. Для разработки экспериментального образца солнечного датчика использовалось два подобных датчика, объединенных в одном корпусе.
Разработан экспериментальный образец маховика, который состоит из тела маховика и электродвигателя. Для управления электродвигателем используется пропорционально-интегральный закон управления.
Рис. 3. Макет для отработки маховика
Предложенные экспериментальные образцы компонентов СОС войдут в основу разработки опытного образца СОС, который планируется использовать для разработки казахстанских микроспутников.
References
1. URL: http://www.sstl.co.uk/Downloads/Datasheets/ SSTL-100 (date of visit: 1.09.2014).
2. URL: http://space.skyrocket.de/doc_sat/sstl_micro-sat-100.htm (date of visit: 1.09.2014).
3. URL: http://space.skyrocket.de/doc_sat/cubesat.htm (date of visit: 1.09.2014).
4. URL: https://directory.eoportal.org/web/eoportal/ satellite-missions/d/delfi-c3 (date of visit: 1.09.2014).
5. URL: https://directory.eoportal.org/web/eoportal/ satellite-missions/b/bird (date of visit: 1.09.2014).
6. URL: https://directory.eoportal.org/web/eoportal/ satellite-missions/p/proba-1 (date of visit: 1.09.2014).
© Елубаев С. А., Алипбаев К. А., Бопеев Т. М., Сухенко А. С., 2014
