УДК 621.317:531.768

Карпишина Ю.І

КОМПЛЕКСОВАНА ОПТИКО-МАГНІТНА СИСТЕМА ОРІЄНТАЦІЇ ЕКОЛОГІЧНОГО МІКРОСУПУТНИКА

Вступ

Спостереження та контроль за зміною стану атмосферної оболонки є однією з найважливіших задач у вирішенні проблеми глобального потепління. За допомогою супутників можливе отримання більш точної інформації про стан екологічної ситуації на Землі. Використання супутників з невеликою масою, відносною дешевизною, можливістю кластерних запусків в даному випадку є більш доцільним, ніж використання звичайних супутників. Тому що чим більше мікросупутників буде виведено на орбіту, тим більш точну інформацію про стан атмосферної оболонки Землі ми будемо отримувати. Під задачами орієнтації та стабілізації розуміють:

- суміщення осі (осей) супутника із віссю (осями) деякої системи координат, яку називають базовою системою відліку, рух якої в просторі відомий (задача орієнтації);

- усунення малих кутових відхилень осей супутника від відповідних осей базової системи відліку (задача стабілізації) [1].

Постановка задачі

Метою даної статті є розробка система орієнтації для екологічного мікросупутника моніорингу атмосферної оболонки Землі за допомогою ультрафіолетового поляримитра. Визначення орієнтації мікросупутника і положення оптичної осі поляриметра забезпечене комплектованою системою орієнтації на основі побудовника місцевої вертикалі Землі та магнітометрів. Перший дозволить визначити положення вертикалі з точністю до 0,5...1 град, другий – визначення просторової орієнтації з точністю до 3º [2]. Передбачена корекція показань за допомогою датчика Сонця. Ця сукупність датчиків складає систему орієнтації мікро супутника.

Алгоритм визначення кутової орієнтації.

Для забезпечення необхідного кутового положення супутника в просторі використовуємо комплектовану оптико-магнітни систему орієнтаці, яка включає в себе магнітометр,датчик горизонту Землі ти датчик сонця. Функціональна схема орієнтації та стабілізації мікросупутника зображена на рис.1. Магнітометр вимірює проекції вектори напруженості магнітного поля Землі на осі системи координат зв’язаної з супутником. В кожній точці польоту космічного апарату ми маємо інформацію про стан вектора напруженості магнітного поля Землі, спроектувавши цей вектор на будівельні осі супутника одержимо три кути орієнтації,тобто матимемо можливість зорієнтувати супутник лише за сигналами котушок магнітометра [3].

.

Рис.1. Функціональна схема орієнтації та стабілізації мікросупутника

В процесі польоту супутник може зайняти положення, коли вектор напруженості магнітного поля Землі буде перпендикулярним до однієї з будівельних осей, в такому випадку буде відсутня інформація про стан одного з кутів орієнтації. Використовуючи датчик горизонту та датчик сонця, матимемо додаткову інформацію по кутам орієнтації [4].

Розглянемо детально роботу обчислюючого пристрою в блоці якого закладений алгоритм визначення кутової орієнтації супутника (рис.2). На

вхід обчислюючого пристрою надходить сигнал від магнітометра, якщо сигнал повний, тобто присутня інформація про три проекції вектора напруженості магнітного поля, то на виході ми відразу отримуємо інформацію про три кути орієнтації.

Сигнал з ДС

Сигнал з ДГЗ

Рис.2. Алгоритм визначення кутової орієнтації мікросупутника

Якщо інформація часткова – є лише дві проекції, то обчислюючий пристрій використовує інформацію з датчика горизонту та датчика сонця. Якщо вектор напруженості магнітного поля Землі буде напрямлений по місцевій вертикалі, то дві з його проекцій будуть рівними нулю. Такий випадок матиме місце коли супутник буде знаходитись над полюсами, тобто нахил площини його орбіти до площини екватора перевищуватиме 98º , в такому випадку необхідно дочекатись коли супутник займе наступне положення в якому буде можливим виміряти проекції вектора напруженості . Розглянуту нами функціональну схему системи орієнтації та стабілізації мікросупутника (рис.1) та алгоритм роботи системи орієнтації супутника промодельовано в середовищі MatLab Simulink . На рис.3,4,5 показано графіки відхилення між реальними та заданими значеннями кутів орієнтації.

Рис.3. Відхилення по куту курсу

З графіка видно що похибка вимірювання по куту курсу менша ніж 0.026 (1.5º), що не перевищує значення похибки датчика Сонця.

Рис.4. Відхилення по куту тангажу

Рис.5. Відхилення по куту крену

Проаналізувавши рис.2 і рис.3 видно, що похибки по кути крену і тангажу не перевищу значення 0,017 рад (1 º), що рівне похибці вимірювання датчика горизонту Землі.

Висновок

Магнітометри є простими й надійними датчиками. Однак їхнє використання обмежене тими районами, де напрямок вектора магнітної індукції відомо з високою точністю, похибка вимірювання кутів орієнтації буде рівною 3º. Включивши в систему датчик горизонту Землі ми зможемо підвищити точність вимірювання системи по кутах крену та тангажу до 1º.Для корекції кута курсу в систему включено сигнали з датчика Сонця, похибка вимірювання якого по куту курсу складає 1.5º. Запропонована сукупність датчиків, що складає систему орієнтації мікросупутника, дозволяє підвищити точність визначення кутів орієнтації. Схема реалізації алгоритму дослідження системи орієнтації супутника показує незначні відхилення між реальним і заданим значенням кутів орієнтації. Для використання в складі системи визначення орієнтації пропонується розглянути можливість використання датчика Сонця з похибкою виміру до 1 º виробництва Institute of Atmospheric Physics; датчика Землі з похибкою вимірів до 1,5 º- Academy of Sciences of the Czech Republic; магнітометр із похибкою вимірів до 3 º - КБ Раменське.

Література

1. Аким Э.Л., Энеев Т.М. Определение параматров движения космического апарата по данням траекторных измерений // Космические исслеования.- 1963.- Т. 1.- С.5-50

2. Бортовые устройства спутниковой радионавигации/Под ред.. В.С.Шебшаевича.- М. Транспорт, 1988.-201 с.

3. Базаров Ю.И. Состояние и перспективы ГЛОНАСС//IV Санкт-Петербургская международная конференция по интегрированным навигационным системам,26-28 мая 1997.-СПб.: ЦНИИ «Электроприбор», 1997.- С.5-10

4. Бэттин Р.И.Навидении в космосе. М.: Машиностроение, 1966.- 448 с.