RU2568527C1

RU2568527C1 - Spacecraft stabilization system

Info

Publication number: RU2568527C1
Application number: RU2014141879/11A
Authority: RU
Inventors: Владимир Андреевич Асюшкин; Валерий Давидович Дишель; Сергей Вячеславович Ишин; Сергей Семенович Степанов; Евгений Павлович Шилин
Original assignee: Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина"
Priority date: 2014-10-17
Filing date: 2014-10-17
Publication date: 2015-11-20

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: claimed system comprises engine plant with spherical oxidizer and fuel tanks, rocket engine, pitch and yaw control channels with angle, linear departure and speed transducers, summation amplifier, servo units, integrators, two logical units, valves and low thrust engines.

EFFECT: higher reliability and efficiency of spacecraft stabilization.

3 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к космической технике и предназначено для обеспечения стабилизации ракетных разгонных блоков и космических аппаратов (КА).The present invention relates to space technology and is intended to provide stabilization of rocket booster blocks and spacecraft (SC).

Известны системы стабилизации КА, использующие в качестве исполнительных органов системы стабилизации электродвигатели-маховики, которые располагаются по осям стабилизации и вырабатывают управляющие динамические моменты, величина которых регулируется, например, пропорционально сигналу управления (патент SU 1839975, приоритет от 26.02.1979). Указанные системы нашли широкое применение в космической технике, но их использование связано с ограничениями по максимуму величины восстанавливающего момента, что определяется предельной скоростью вращения маховиков, поэтому при больших возмущениях реакция системы стабилизации может оказаться недостаточной. Это ограничивает применение подобных систем при стабилизации ракетных разгонных блоков.Known spacecraft stabilization systems that use flywheel motors as stabilization system actuators, which are located along the stabilization axes and generate control dynamic moments, the magnitude of which is regulated, for example, in proportion to the control signal (patent SU 1839975, priority from 02.26.1979). These systems are widely used in space technology, but their use is associated with restrictions on the maximum value of the recovery moment, which is determined by the limiting speed of rotation of the flywheels, therefore, with large disturbances, the reaction of the stabilization system may be insufficient. This limits the use of such systems in stabilizing rocket boosters.

Известны системы стабилизации КА, использующие в качестве исполнительных органов системы стабилизации маломощные реактивные двигатели, у которых рабочим телом могут служить обычные продукты сгорания химического топлива или какой-либо газ (С.И. Королев, Н.К. Матвеев. Космические аппараты серии Зенит: Уч. пособие / Балт гос. техн. ун-т, СПб., 2005). Величина создаваемого восстанавливающего момента зависит от скорости истечения и массового расхода рабочего тела, а также от размера плеча, на котором приложена сила тяги двигателя.Known spacecraft stabilization systems that use low-power jet engines as the stabilization system's executive bodies, in which conventional products of the combustion of chemical fuel or any gas can serve as a working fluid (SI Korolev, NK Matveev. Zenit series spacecraft: Textbook / Baltic State Technical University, St. Petersburg, 2005). The magnitude of the created restoring moment depends on the flow rate and mass flow of the working fluid, as well as on the size of the shoulder on which the engine thrust is applied.

Такие системы могут создавать большие величины восстанавливающих моментов и быстро реагировать на возмущающие воздействия, но необходимость использования невосстанавливаемого запаса рабочего тела ограничивает их время применения. При этом возможный размер плеча, на котором приложена сила тяги двигателя, во многом определяются выбранной компоновкой КА. Так, например, для стабилизации малых и средних ракетных разгонных блоков (РБ), компоновка которых включает кольцеобразный блок баков с диаметрально противоположным расположением относительно продольной оси блока двух сферических баков окислителя, двух сферических баков горючего и двух сферических приборных отсеков, используют двухкомпонентный ракетный двигатель, установленный во внутреннем проеме блока баков вдоль продольной оси (патент RU 2043956, приоритет от 23.11.1993). Указанная компоновка использована в конструкции ракетного разгонного блока «Фрегат». Особенностью КА, имеющих подобную компоновку, является то, что плечо управляющего момента мало из-за близости точки опоры ракетного двигателя к центру масс КА. При этом кроме возмущения в виде момента возмущение в виде силы также имеет значительную величину. Применение поворотного ракетного двигателя, установленного в кардановом подвесе, при малом плече управления, определяемом расстоянием между центром тяжести КА и точкой приложения силы от двигателя, для получения управляющего момента с целью парирования возмущения, требует значительных углов и угловых скоростей поворота камеры сгорания двигателя. Это неизбежно вызывает большую составляющую боковой (поперечной) возмущающей силы. Указанные недостатки частично устраняются при установке ракетного двигателя в подвесе с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА. Перемещение подвеса осуществляется с помощью рулевых машинок. Система стабилизации для КА, содержащего двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, симметрично расположенными относительно продольной оси КА, и ракетный двигатель, установленный в подвесе вблизи центра масса КА с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА, является наиболее близким аналогом к заявленной система стабилизации КА и выбрана в качестве прототипа, (патент RU 2090463, приоритет от 20.09.1997). Система включает канал управления по тангажу и канал управления по рысканию, каждый из которых содержит датчики отклонения линейных ускорений и скорости и датчики отклонения угловых ускорений и скорости, выходы которых через суммирующий усилитель подключены к входам рулевых машинок, обеспечивающих плоскопараллельные перемещения подвеса с двигателем. Указанная система стабилизации была использована при разработке разгонного блока «Фрегат» и позволяет повысить точность стабилизации в режиме кратковременных коррекций траектории за счет повышения точности стабилизации поперечных скоростей центра масс КА. Однако указанная система не позволяет устранить остальные проблемы стабилизации, присущие данной компоновке КА. К одной из таких проблем относится проблема разновыработки топлива из баков окислителя и горючего, что может привести к смещению центра тяжести КА к концу активных маневров до критической для обеспечения стабилизации величины, которая определяется возможно максимальным ходом штока РМ, т.е. зоной прокачки камеры двигателя. Для снижения вероятности такого развития событий приходится конструктивными способами обеспечивать необходимое исходное положение ЦТ в поперечной плоскости и путем замеров и регулировки минимизировать разницу гидравлических сопротивлений в трактах подачи компонентов топлива, что требует значительных технологических и материальных затрат и снижает надежность системы стабилизации.Such systems can create large values of restoring moments and quickly respond to disturbing influences, but the need to use an unrestorable supply of the working fluid limits their application time. Moreover, the possible shoulder size on which the engine thrust force is applied is largely determined by the selected spacecraft layout. So, for example, to stabilize small and medium rocket booster blocks (RB), the layout of which includes a ring-shaped block of tanks with a diametrically opposite location relative to the longitudinal axis of the block of two spherical oxidizer tanks, two spherical fuel tanks and two spherical instrument compartments, use a two-component rocket engine, installed in the inner opening of the tank block along the longitudinal axis (patent RU 2043956, priority from 11.23.1993). The indicated arrangement was used in the design of the Frigate rocket booster. A feature of spacecraft with a similar arrangement is that the shoulder of the control moment is small due to the proximity of the rocket engine support point to the center of mass of the spacecraft. In addition to the perturbation in the form of a moment, the perturbation in the form of a force also has a significant value. The use of a rotary rocket engine installed in a cardan suspension with a small control arm, determined by the distance between the center of gravity of the spacecraft and the point of application of force from the engine, to obtain control torque in order to parry the disturbance requires significant angles and angular velocities of rotation of the engine combustion chamber. This inevitably causes a large component of the lateral (transverse) disturbing force. These disadvantages are partially eliminated when installing a rocket engine in a suspension with the possibility of plane-parallel movement of the suspension with the engine in a plane perpendicular to the longitudinal axis of the spacecraft. The suspension is moved using steering machines. The stabilization system for a spacecraft containing a propulsion system with spherical oxidant and fuel tanks symmetrically located relative to the longitudinal axis of the spacecraft, and a rocket engine installed in a suspension near the center of mass of the spacecraft with the possibility of plane-parallel movement of the suspension with the engine in a plane perpendicular to the longitudinal axis of the spacecraft, is the closest analogue to the claimed spacecraft stabilization system and is selected as a prototype, (patent RU 2090463, priority from 09/20/1997). The system includes a pitch control channel and a yaw control channel, each of which contains linear acceleration and speed deviation sensors and angular acceleration and speed deviation sensors, the outputs of which are connected through inputs of steering amplifiers to the inputs of steering machines providing plane-parallel suspension movements with the engine. The specified stabilization system was used in the development of the Frigate upper stage and allows to increase the stabilization accuracy in the mode of short-term path corrections by increasing the stabilization accuracy of the transverse speeds of the spacecraft center of mass. However, this system does not allow to eliminate the other stabilization problems inherent in this spacecraft layout. One of these problems is the problem of the different depletion of fuel from oxidizer and fuel tanks, which can lead to a shift in the center of gravity of the spacecraft to the end of active maneuvers to a critical value to ensure stabilization of the value, which is determined by the maximum possible stroke of the PM rod, i.e. zone pumping the engine chamber. To reduce the likelihood of such a development of events, it is necessary to constructively ensure the necessary initial position of the central heating in the transverse plane and by measuring and adjusting to minimize the difference in hydraulic resistance in the paths of the supply of fuel components, which requires significant technological and material costs and reduces the reliability of the stabilization system.

Технической задачей, решаемой предлагаемым изобретением, является повышение надежности осуществления стабилизации при наличии разновыработки, способной привести к потере стабилизации КА.The technical problem solved by the invention is to increase the reliability of the stabilization in the presence of different development, which can lead to a loss of stabilization of the spacecraft.

Указанная задача обеспечивается тем, что в отличие от известной системы стабилизации космического аппарата (КА), содержащего двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, симметрично расположенными относительно продольной оси КА, и ракетным двигателем, установленным в подвесе вблизи центра масса КА с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА, включающая канал управления по тангажу и канал управления по рысканию, каждый из которых содержит датчики отклонения линейных ускорений и скорости и датчики отклонения угловых ускорений и скорости, выходы которых через суммирующий усилитель подключены к входам рулевых машинок, обеспечивающих плоскопараллельные перемещения подвеса с двигателем, новым является то, что система стабилизации снабжена датчиками угла и интегрирующими устройствами, введенными в каналы управления по тангажу и рысканию, и двумя логическими блоками, подключенными к входам клапанов, управляющих наддувом в каждом баке, что определяет расход топлива из баков окислителя и горючего и подключением двигателей малой тяги, при этом в каждом из каналов управления по тангажу и рысканию вход интегрирующего устройства подключен ко второму выходу датчика отклонения угловых ускорений и скорости, а выходы датчика угла и интегрирующего устройства подключены соответственно к третьему и четвертому входу суммирующего усилителя, пятый вход которого подключен ко вторым выходам рулевых машинок, причем входы каждого логического блока подключены к третьим выходам рулевых машинок обоих каналов.This task is ensured by the fact that, in contrast to the known system for stabilizing a spacecraft (SC), which contains a propulsion system with spherical tanks of oxidizer and fuel, symmetrically located relative to the longitudinal axis of the SC, and a rocket engine installed in a suspension near the center, the mass of the SC with the possibility of plane-parallel moving the suspension with the engine in a plane perpendicular to the longitudinal axis of the spacecraft, including a pitch control channel and a yaw control channel, each of which It contains deviations of linear accelerations and speeds and deviations of angular accelerations and speeds, the outputs of which are connected through inputs of steering amplifiers to the inputs of steering machines that provide plane-parallel movements of the suspension with the engine, the new one is that the stabilization system is equipped with angle sensors and integrating devices introduced into control channels for pitch and yaw, and two logical blocks connected to the inputs of the valves that control the boost in each tank, which determines the flow rate liq from oxidizer and fuel tanks and connecting small thrust engines, while in each of the pitch and yaw control channels, the input of the integrating device is connected to the second output of the angular acceleration and velocity deviation sensor, and the outputs of the angle sensor and integrating device are connected to the third and fourth the input of the summing amplifier, the fifth input of which is connected to the second outputs of the steering machines, and the inputs of each logic unit are connected to the third outputs of the steering machines of both channels.

Снабжение системы стабилизации датчиками угла и интегрирующими устройствами, введенными в каналы управления по тангажу и рысканию, и логическими блоками, подключенными к входам клапанов, управляющих наддувом и, следовательно, расходом топлива из баков окислителя и горючего и подключением двигателей малой тяги, позволяет компенсировать разновыработку топлива из баков, снизить уровень возмущений, действующих на КА, и повысить быстроту и надежность осуществления стабилизации.Providing the stabilization system with angle sensors and integrating devices introduced into the pitch and yaw control channels and logic blocks connected to the valve inputs controlling boost and, consequently, fuel consumption from oxidizer and fuel tanks and connecting low-thrust engines, makes it possible to compensate for the different generation of fuel from tanks, reduce the level of disturbances acting on the spacecraft, and increase the speed and reliability of stabilization.

При этом подключение двигателей малой тяги к процессу стабилизации позволяет компенсировать на начальном этапе стабилизации определенную инерционность реакции от перераспределения расхода топлива в баках на процесс стабилизации КА.In this case, the connection of small thrust engines to the stabilization process makes it possible to compensate for a certain inertia of the reaction from the redistribution of fuel consumption in the tanks to the spacecraft stabilization process at the initial stage of stabilization.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:

Фиг. 1 - структурная схема системы стабилизации;FIG. 1 is a structural diagram of a stabilization system;

Фиг. 2 - принципиальная схема 1-го логического блока;FIG. 2 - schematic diagram of the 1st logical block;

Фиг. 3 - принципиальная схема 2-го логического блока.FIG. 3 is a schematic diagram of a 2nd logical unit.

Предлагаемая система стабилизации предназначена для стабилизации космических аппаратов (КА), содержащего двигательную установку (ДУ) со сферическими баками окислителя и горючего, симметрично расположенными относительно продольной оси КА, и ракетный двигатель (РД), установленный в подвесе вблизи центра масса КА с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА, например, ракетного разгонного блока «Фрегат». Система включает канал управления по тангажу («Т») и канал управления по рысканию («Р»), каждый из которых содержит датчики отклонения линейных ускорений и скорости 1, 2 и датчики отклонения угловых ускорений и скорости 3, 4, выходы которых через суммирующий усилитель 5, 6 подключены к входам рулевых машинок (РМ) 7, 8, обеспечивающих плоскопараллельные перемещения подвеса с двигателем 9. Канал тангажа («Т») обеспечивает управление линейным перемещением подвеса с двигателем 9 в плоскости YOZ вдоль оси «OZ» (штоком рулевых машинок 7 канала «Т»), а канал рыскания («Р») обеспечивает управление линейным перемещением подвеса с двигателем 9 в плоскости YOZ вдоль оси «OY» (штоком рулевых машинок 8 канала «Р»). Кроме того, каждый из каналов управления по тангажу («Т») и рысканию («Р») включает датчик угла 10, 11 и интегрирующее устройство 12, 13, подключенные к суммирующему усилителю 5, 6. Вход интегрирующего устройства 12, 13 подключен ко второму выходу датчика отклонения угловых ускорений и скорости 2. Пятый вход суммирующего усилителя 5, 6 подключен ко второму выходу рулевой машинки 7, 8. Составы приборов каналов тангажа и рыскания в этой части (блоки 1-13) являются идентичными и могут быть реализованы на базе известных технических решений, см. например, кн. «Управление космическим летательным аппаратом», К.Б. Алексеев, Г.Г. Бебенин, изд. Машиностроение, 1964 (1, 2 - стр. 115, Фиг. 4.2); (3, 4 - стр. 163, Фиг. 4-28); (5, 6 - стр. 217, Фиг. 5.17); (10, 11 - стр. 117, Фиг. 4.3); (12, 13 - стр. 218, Фиг. 5.19). Система снабжена двумя логическими блоками (ЛБ-1, ЛБ-2) 14, 15, подключенными к входам клапанов 16, 17, 18, 19, управляющих наддувом и, следовательно, расходом топлива из баков окислителя и горючего и подключением двигателей малой тяги 20, 21, 22, 23, причем входы каждого логического блока 14, 15 подключены к третьим выходам рулевых машинок 7, 8 обоих каналов. Пример реализации ЛБ-1 приведен на Фиг. 2, где 24 - развязывающие диоды; 25 - настроечные сопротивления, 26 - реле с нормально замкнутыми контактами и нормально разомкнутыми контактами в канале «+» тангаж; 27 - аналогичное реле в канале «-» тангаж; 28 - аналогичное реле в канале «+» рысканье; 29 - аналогичное реле в канале «-» рысканье; 261, 262, 213 - контактные группы реле 26; 271, 272, 273 - контактные группы реле 27; 281, 282, 283 - контактные группы реле 28; 291, 292, 293 - контактные группы реле 29; 30, 31 - соответственно реле управления клапанами наддува в первом и втором баках горючего; 32, 33 - соответственно реле управления клапанами наддува в первом и втором баках окислителя. Пример реализации ЛБ-2 приведен на Фиг. 3, где 24 - развязывающие диоды; 25 - настроечные сопротивления, 34 - реле с нормально замкнутыми контактами и нормально разомкнутыми контактами в канале «+» тангаж; 35 - реле в канала «-» тангаж; 36 - реле канала «+» рысканье; 37 - реле канала «-» рысканье; 341, 351, 361, 371 - контактные группы соответствующих реле 34, 35, 36, 37; 38 - реле управления двигателем малой тяги в канале «+» тангаж; 39 - реле управления двигателем малой тяги в канале «-» тангаж; 40 - реле управления двигателем малой тяги в канале «+» рысканье; 41 - реле управления двигателем малой тяги в канале «-» рысканье.The proposed stabilization system is designed to stabilize spacecraft (SC), containing a propulsion system (DU) with spherical tanks of oxidizer and fuel symmetrically located relative to the longitudinal axis of the SC, and a rocket engine (RD) installed in a suspension near the center of the mass of the SC with the possibility of plane-parallel moving the suspension with the engine in a plane perpendicular to the longitudinal axis of the spacecraft, for example, the Frigate rocket booster. The system includes a pitch control channel (“T”) and a yaw control channel (“P”), each of which contains linear acceleration and speed deviation sensors 1, 2 and angular acceleration and speed deviation sensors 3, 4, the outputs of which are via summing the amplifier 5, 6 is connected to the inputs of the steering machines (RM) 7, 8, providing plane-parallel movement of the suspension with the engine 9. The pitch channel (“T”) provides control of the linear movement of the suspension with the engine 9 in the YOZ plane along the axis “OZ” (steering rod cars 7 channel "T"), and the channel yaw ("P") provides control of the linear movement of the suspension with the engine 9 in the plane YOZ along the axis "OY" (rod steering gear 8 channel "P"). In addition, each of the control channels for pitch (“T”) and yaw (“P”) includes an angle sensor 10, 11 and an integrating device 12, 13 connected to the summing amplifier 5, 6. The input of the integrating device 12, 13 is connected to the second output of the angular acceleration and velocity deviation sensor 2. The fifth input of the summing amplifier 5, 6 is connected to the second output of the steering gear 7, 8. The composition of the pitch and yaw channels in this part (blocks 1-13) are identical and can be implemented on the basis of well-known technical solutions, see, for example, Prince. "Control of a spacecraft," KB Alekseev, G.G. Bebenin, ed. Engineering, 1964 (1, 2 - p. 115, Fig. 4.2); (3, 4 - p. 163, Figs. 4-28); (5, 6 - p. 217, Fig. 5.17); (10, 11 - p. 117, Fig. 4.3); (12, 13 - p. 218, Fig. 5.19). The system is equipped with two logic blocks (LB-1, LB-2) 14, 15 connected to the inputs of the valves 16, 17, 18, 19, controlling the pressurization and, therefore, the fuel consumption from the oxidizer and fuel tanks and connecting the low-thrust engines 20, 21, 22, 23, and the inputs of each logical unit 14, 15 are connected to the third outputs of the steering machines 7, 8 of both channels. An example implementation of LB-1 is shown in FIG. 2, where 24 are decoupling diodes; 25 - tuning resistance, 26 - relay with normally closed contacts and normally open contacts in the channel "+" pitch; 27 - a similar relay in the channel “-” pitch; 28 - a similar relay in the “+” channel yaw; 29 - a similar relay in the “-” channel yaw; 261, 262, 213 - contact groups of the relay 26; 271, 272, 273 - contact groups of the relay 27; 281, 282, 283 - contact groups of the relay 28; 291, 292, 293 - contact groups of the relay 29; 30, 31 - respectively, the control relay control valves in the first and second fuel tanks; 32, 33 - respectively, the control relay control valves in the first and second oxidizer tanks. An example implementation of LB-2 is shown in FIG. 3, where 24 - decoupling diodes; 25 - tuning resistance, 34 - relay with normally closed contacts and normally open contacts in the channel "+" pitch; 35 - relay in the channel “-” pitch; 36 - channel “+” yaw relay; 37 - channel relay “-” yaw; 341, 351, 361, 371 - contact groups of the corresponding relays 34, 35, 36, 37; 38 - pitch control relay in the “+” channel pitch; 39 - pitch control relay in the channel “-” pitch; 40 - control relay of the thruster in the channel "+" yaw; 41 - control relay of the thruster in the channel “-” yaw.

В процессе работы системы стабилизации на входы суммирующего усилителя 5, 6 помимо сигналов от датчиков 1, 2, 3, 4, 10, 11 и интегрирующего устройства 12, 13 поступает информация о положении штока рулевой машинки (РМ) 7, 8 в каждом канале стабилизации. При достижении в канале стабилизации тангажа первого порога заданной величины хода штока рулевой машины (например, 7), сигнал пропорциональный величине хода штока (например, с потенциометров обратной связи) поступает также на соответствующий вход логического блока ЛБ-1, который выдает команду на клапан управления наддувом в соответствующем баке. Величина наддува в этом баке снижается соответственно, снижается и расход компонента топлива из этого бака. Начинается процесс уменьшения величины эксцентриситета, вызванного накопившейся разновыработкой. Аналогичные процессы могут проходить и в канале стабилизации рысканья, приводя в конечном итоге к сокращению накопленного эксцентриситета до заданного уровня. Поскольку оси стабилизации, вдоль которых установлены РМ, и оси симметрии баков с топливом не совпадают (угол между ними составляет порядка 45°), ЛБ-1 использует для выработки управляющих команд информацию о положении штоков обеих РМ. Система подачи топлива устроена так, что за счет ограничения наддува в баке с меньшим количеством топлива происходит перераспределение расхода топлива из двух одноименных баков с сохранением общего расхода на выходе из турбонасосного агрегата (ТНА). Тяга ДУ при этом остается постоянной. Далее динамика процесса изменения положения ЦТ зависит от степени ограничения наддува. Для конкретной заправки баков степень ограничения может определяться экспериментально. Вследствие перераспределения расхода топлива величина отклонения центра тяжести (ЦТ) будет уменьшаться. В случае максимальной заправки баков и большей продолжительности работы двигательной установки возможен случай, когда предпринятое ограничение наддува в конкретном баке приведет к нарастанию эксцентриситета в противоположном направлении. В этом случае ЛБ-1 отключит клапан и восстановит исходную величину наддува. С целью гарантированного обеспечения стабилизации РБ, учитывая, что реакция перераспределения расхода топлива на ограничение наддува является медленным процессом и возможно, что в течение некоторого времени после включения клапана наддува эксцентриситет, ЦТ будет продолжать увеличиваться, дополнительно предусмотрено по второму уровню управляющего сигнала на входе ЛБ-2 подключение двигателей стабилизации РБ на пассивных участках, что дает некоторый запас по расширению возможной зоны обеспечения стабилизации РБ. Принципиальным является то, что подключение двигателей малой тяги производится в результате анализа положения основного управляющего двигателя, а не по результатам измерения динамических параметров стабилизации РБ. Принцип действия логической схемы следующий: при достижении величины хода штока, например, в канале РМТ соответствующего значения, определяемого настроечным сопротивлением, в зависимости от знака управляющего тока, срабатывает соответствующее реле 26 или 27. Соответствующее положение займут контактные группы этого реле, в результате чего подана команда на отключение клапанов наддува в соответствующем баке топлива. Поскольку в нашем случае оси стабилизации РБ и оси симметрии баков не совпадают, то отключение клапана наддува соответствующего бака определяется исходя из величины и знака ходов штока РМ в каналах тангажа и рыскания, как следует из представленной схемы. На входы логического устройства ЛБ-2 через развязывающие диоды и настроечные сопротивления подаются сигналы, пропорциональные ходу штоков рулевых машинок в каналах тангажа и рыскания. В зависимости от знака входного сигнала в каждом канале стабилизации ЛБ-2 вырабатывает сигналы на подключение соответствующих двигателей малой тяги (ДМТ), создающих дополнительный управляющий момент в канале тангажа и в канале рыскания.In the process of operation of the stabilization system, the inputs of the summing amplifier 5, 6, in addition to the signals from the sensors 1, 2, 3, 4, 10, 11 and the integrating device 12, 13, receive information about the position of the steering gear rod (RM) 7, 8 in each stabilization channel . When the pitch stabilization channel reaches the first threshold of the specified value of the steering gear stroke (for example, 7), a signal proportional to the stroke value (for example, with feedback potentiometers) is also sent to the corresponding input of the LB-1 logic block, which issues a command to the control valve supercharging in an appropriate tank. The magnitude of the boost in this tank decreases accordingly, and the fuel component consumption from this tank also decreases. The process of decreasing the amount of eccentricity caused by the accumulated diversion begins. Similar processes can take place in the yaw stabilization channel, ultimately leading to a reduction in the accumulated eccentricity to a given level. Since the stabilization axes along which the PMs are installed and the axis of symmetry of the tanks with the fuel do not coincide (the angle between them is about 45 °), LB-1 uses information about the position of the rods of both RMs to generate control commands. The fuel supply system is designed so that due to the restriction of boost in the tank with less fuel, the fuel consumption is redistributed from the two tanks of the same name while maintaining the total flow rate at the outlet of the turbopump unit (TNA). The thrust of the remote control remains constant. Further, the dynamics of the process of changing the position of the DH depends on the degree of restriction of the boost. For a particular tank refueling, the degree of restriction can be determined experimentally. Due to the redistribution of fuel consumption, the deviation of the center of gravity (CG) will decrease. In the case of maximum refueling of tanks and a longer duration of the propulsion system, a case is possible where the undertaken restriction of boost in a particular tank will lead to an increase in eccentricity in the opposite direction. In this case, LB-1 will turn off the valve and restore the initial boost value. In order to guarantee the stabilization of RB, given that the reaction of redistributing fuel consumption to limiting boost is a slow process and it is possible that for some time after turning on the boost valve the eccentricity, the DH will continue to increase, additionally provided for by the second level of the control signal at the input 2 connection of RB stabilization engines in passive sections, which gives some margin for expanding the possible zone for ensuring RB stabilization. It is important that the connection of small thrust engines is made as a result of the analysis of the position of the main control engine, and not according to the results of measuring the dynamic parameters of stabilization of the Republic of Belarus. The principle of operation of the logic circuit is as follows: when the stroke value of the rod, for example, in the PMT channel, reaches the corresponding value determined by the tuning resistance, depending on the sign of the control current, the corresponding relay 26 or 27 is activated. The contact groups of this relay will take the corresponding position, as a result of which command to turn off boost valves in the corresponding fuel tank. Since in our case the stabilization axes of the RB and the axis of symmetry of the tanks do not coincide, the shutdown of the boost valve of the corresponding tank is determined based on the magnitude and sign of the PM rod moves in the pitch and yaw channels, as follows from the presented diagram. Signals proportional to the course of the steering gear rods in the pitch and yaw channels are fed to the inputs of the LB-2 logic device through decoupling diodes and tuning resistances. Depending on the sign of the input signal in each stabilization channel, the LB-2 produces signals for connecting the corresponding small thrust engines (DMT), which create an additional control moment in the pitch channel and in the yaw channel.

Предлагаемая система стабилизации позволяет снизить уровень возмущений, действующих на КА, и повысить быстроту и надежность осуществления стабилизации.The proposed stabilization system allows to reduce the level of disturbances acting on the spacecraft, and to increase the speed and reliability of stabilization.

Claims

The stabilization system of a spacecraft (SC) containing a propulsion system with spherical tanks of oxidizer and fuel symmetrically located relative to the longitudinal axis of the SC, and a rocket engine installed in a suspension near the center of the mass of the SC with the possibility of plane-parallel movement of the suspension with the engine in a plane perpendicular to the longitudinal axis SC, including pitch control channel and yaw control channel, each of which contains linear acceleration and speed deviation sensors and angular acceleration and velocity deviation sensors, the outputs of which are connected through the summing amplifier to the inputs of the steering machines providing plane-parallel movements of the suspension with the engine, characterized in that the stabilization system is equipped with angle sensors and integrating devices introduced into the pitch and yaw control channels, and two logic blocks connected to the valve inputs that control the fuel consumption from the oxidizer and fuel tanks and the connection of small thrust engines, while in each channel in the pitch and yaw controls, the input of the integrating device is connected to the second output of the angular acceleration and velocity deviation sensor, and the outputs of the angle sensor and the integrating device are connected to the third and fourth inputs of the summing amplifier, the fifth input of which is connected to the second outputs of the steering machines, the inputs of each logic block connected to the third outputs of the steering machines of both channels.