Управление ориентацией космического аппарата — это процесс управления ориентацией космического аппарата (транспортного средства или спутника) относительно инерциальной системы отсчета или другого объекта, например небесной сферы , определенных полей, близлежащих объектов и т. д.
Управление положением транспортного средства требует датчиков для измерения ориентации транспортного средства, приводов для приложения крутящих моментов, необходимых для ориентации транспортного средства в желаемом положении, и алгоритмов для управления приводами на основе (1) измерений датчиков текущего положения и (2) спецификации желаемого положения. Интегрированная область, которая изучает комбинацию датчиков, приводов и алгоритмов, называется наведением, навигацией и управлением .
Ориентация космического корабля обычно должна быть стабилизирована и контролироваться по ряду причин. Часто это необходимо для того, чтобы антенна космического корабля с высоким коэффициентом усиления могла быть точно направлена на Землю для связи, чтобы бортовые эксперименты могли выполнять точное наведение для точного сбора и последующей интерпретации данных, чтобы нагревательные и охлаждающие эффекты солнечного света и тени могли разумно использоваться для терморегулирования, а также для наведения: короткие маневры движения должны выполняться в правильном направлении.
Управление ориентацией космического аппарата осуществляется с использованием одного из двух основных подходов:
Существуют преимущества и недостатки как стабилизации вращения, так и трехосной стабилизации. Стабилизированные вращением аппараты обеспечивают непрерывное размашистое движение, которое желательно для полевых и частицевых инструментов, а также для некоторых оптических сканирующих инструментов, но они могут потребовать сложных систем для де-спиннинга антенн или оптических инструментов, которые должны быть направлены на цели для научных наблюдений или связи с Землей. Трехосные управляемые аппараты могут направлять оптические инструменты и антенны без необходимости де-спиннинга, но им, возможно, придется выполнять специальные вращательные маневры, чтобы наилучшим образом использовать свои поля и частицы. Если двигатели используются для обычной стабилизации, оптические наблюдения, такие как получение изображений, должны быть спроектированы с учетом того, что космический аппарат всегда медленно качается вперед и назад, и не всегда точно предсказуемо. Реактивные колеса обеспечивают гораздо более устойчивый космический аппарат, с которого можно проводить наблюдения, но они добавляют массу космическому аппарату, имеют ограниченный механический срок службы и требуют частых маневров десатурации импульса, что может нарушить навигационные решения из-за ускорений, сообщаемых использованием двигателей. [ необходима цитата ]
Многие космические аппараты имеют компоненты, требующие сочленения. Например, Voyager и Galileo были разработаны с платформами сканирования для наведения оптических приборов на свои цели в значительной степени независимо от ориентации космического аппарата. Многие космические аппараты, такие как марсианские орбитальные аппараты, имеют солнечные панели, которые должны отслеживать Солнце, чтобы они могли обеспечивать электроэнергией космический аппарат. Сопла главного двигателя Cassini были управляемыми. Знание того, куда направить солнечную панель, или сканирующую платформу, или сопло — то есть, как его сочленить — требует знания положения космического аппарата. Поскольку одна подсистема отслеживает положение космического аппарата, местоположение Солнца и местоположение Земли, она может вычислить правильное направление для указания придатков. Логично, что это относится к той же подсистеме — Подсистеме управления положением и сочленением (Attitude and Articulation Control Subsystem, AACS), чтобы управлять как положением, так и сочленением. Название AACS может быть даже перенесено на космический аппарат, даже если у него нет придатков для сочленения. [4]
Отношение является частью описания того, как объект размещен в пространстве, которое он занимает. Отношение и положение полностью описывают, как объект размещен в пространстве. (Для некоторых приложений, таких как робототехника и компьютерное зрение, принято объединять положение и отношение в единое описание, известное как Поза .)
Положение можно описать с помощью различных методов; однако наиболее распространенными являются матрицы вращения , кватернионы и углы Эйлера . Хотя углы Эйлера часто являются наиболее простым представлением для визуализации, они могут вызывать проблемы для высокоманевренных систем из-за явления, известного как блокировка карданного подвеса . Матрица вращения, с другой стороны, обеспечивает полное описание положения за счет требования девяти значений вместо трех. Использование матрицы вращения может привести к увеличению вычислительных затрат, и с ними может быть сложнее работать. Кватернионы предлагают достойный компромисс, поскольку они не страдают от блокировки карданного подвеса и требуют только четырех значений для полного описания положения.
Прежде чем можно будет выполнить управление ориентацией, необходимо определить текущую ориентацию. Отношение нельзя измерить напрямую с помощью какого-либо одного измерения, поэтому его необходимо рассчитать (или оценить ) на основе набора измерений (часто с использованием разных датчиков). Это можно сделать либо статически (вычислив ориентацию, используя только доступные в данный момент измерения), либо с помощью статистического фильтра (чаще всего, фильтра Калмана ), который статистически объединяет предыдущие оценки ориентации с текущими измерениями датчиков для получения оптимальной оценки текущей ориентации.
Для некоторых датчиков и приложений (например, космических аппаратов, использующих магнитометры) точное местоположение также должно быть известно. Хотя может использоваться оценка позы [ требуется разъяснение ] , для космических аппаратов обычно достаточно оценить положение (через определение орбиты ) отдельно от оценки ориентации. [ требуется цитата ] Для наземных транспортных средств и космических аппаратов, работающих вблизи Земли, появление спутниковых навигационных систем позволяет легко получать точные знания о местоположении. Эта проблема становится более сложной для космических аппаратов дальнего космоса или наземных аппаратов, работающих в условиях, где запрещена Глобальная навигационная спутниковая система (GNSS) (см. Навигация ).
Методы статической оценки положения являются решениями проблемы Вахбы . Было предложено много решений, в частности, q-метод Дэвенпорта, QUEST, TRIAD и разложение по сингулярным значениям . [5]
Crassidis, Джон Л. и Джон Л. Джанкинс. Chapman and Hall/CRC, 2004.
Фильтрация Калмана может использоваться для последовательной оценки ориентации, а также угловой скорости. Поскольку динамика ориентации (комбинация динамики твердого тела и кинематики ориентации) нелинейна, линейного фильтра Калмана недостаточно. Поскольку динамика ориентации не очень нелинейна, расширенного фильтра Калмана обычно достаточно (однако Crassidis и Markely продемонстрировали, что можно использовать неотфильтрованный фильтр Калмана , который может обеспечить преимущества в случаях, когда начальная оценка плохая). [6] Было предложено несколько методов, однако мультипликативный расширенный фильтр Калмана (MEKF) на сегодняшний день является наиболее распространенным подходом. [ требуется ссылка ] Этот подход использует мультипликативную формулировку кватерниона ошибки, что позволяет лучше обрабатывать ограничение единицы на кватернион. Также часто используется метод, известный как динамическая замена модели, где угловая скорость не оценивается напрямую, а измеренная угловая скорость от гироскопа используется напрямую для распространения вращательной динамики вперед во времени. Это справедливо для большинства приложений, поскольку гироскопы, как правило, гораздо точнее, чем знание возмущающих моментов, действующих на систему (что требуется для точной оценки угловой скорости).
Алгоритмы управления — это компьютерные программы , которые получают данные от датчиков транспортного средства и выводят соответствующие команды для приводов, чтобы повернуть транспортное средство в желаемое положение. Алгоритмы варьируются от очень простых, например, пропорционального управления , до сложных нелинейных оценщиков или многих промежуточных типов, в зависимости от требований миссии. Обычно алгоритмы управления положением являются частью программного обеспечения, работающего на компьютерном оборудовании, которое получает команды с земли и форматирует телеметрические данные транспортного средства для передачи на наземную станцию.
Алгоритмы управления ориентацией пишутся и реализуются на основе требований к конкретному маневру ориентации. Помимо реализации пассивного управления ориентацией, такого как стабилизация градиента гравитации , большинство космических аппаратов используют активное управление, которое демонстрирует типичный контур управления ориентацией. Конструкция алгоритма управления зависит от привода, который будет использоваться для конкретного маневра ориентации, хотя использование простого пропорционально-интегрально-дифференциального контроллера ( ПИД-контроллера ) удовлетворяет большинству потребностей управления.
Соответствующие команды для приводов получаются на основе сигналов ошибки, описываемых как разница между измеренным и желаемым положением. Сигналы ошибки обычно измеряются как углы Эйлера (Φ, θ, Ψ), однако альтернатива этому может быть описана в терминах матрицы направляющих косинусов или кватернионов ошибок . ПИД-регулятор, который является наиболее распространенным, реагирует на сигнал ошибки (отклонение) на основе положения следующим образом
где — управляющий крутящий момент, — сигнал отклонения положения, — параметры ПИД-регулятора.
Простая реализация этого может быть применением пропорционального управления для надирного наведения с использованием либо импульсных, либо реактивных колес в качестве приводов. На основе изменения импульса колес закон управления может быть определен в 3-осях x, y, z как
Этот алгоритм управления также влияет на гашение импульса.
Другой важный и распространенный алгоритм управления включает концепцию детумблирования, которая ослабляет угловой момент космического корабля. Необходимость детумблирования космического корабля возникает из-за неконтролируемого состояния после отделения от ракеты-носителя. Большинство космических аппаратов на низкой околоземной орбите (LEO) используют концепцию магнитного детумблирования, которая использует эффект магнитного поля Земли . Алгоритм управления называется контроллером B-Dot и использует магнитные катушки или крутящие стержни в качестве исполнительных механизмов управления. Закон управления основан на измерении скорости изменения сигналов магнитометра , закрепленного на корпусе .
где — управляемый магнитный дипольный момент магнитного крутящего момента, — пропорциональный коэффициент усиления, — скорость изменения магнитного поля Земли.
Многие датчики генерируют выходные данные, отражающие скорость изменения положения. Для этого требуется известное начальное положение или внешняя информация, чтобы использовать их для определения положения. Многие из этого класса датчиков имеют некоторый шум, что приводит к неточностям, если их не корректировать абсолютными датчиками положения.
Гироскопы — это устройства, которые определяют вращение в трехмерном пространстве без опоры на наблюдение внешних объектов. Классически гироскоп состоит из вращающейся массы, но существуют также « кольцевые лазерные гироскопы », использующие когерентный свет, отраженный по замкнутому пути. Другой тип «гироскопа» — это полусферический резонаторный гироскоп , в котором кристаллическая чаша в форме бокала для вина может быть приведена в колебание так же, как бокал для вина «поет», когда палец трёт его обод. Ориентация колебания фиксирована в инерциальном пространстве, поэтому измерение ориентации колебания относительно космического корабля может использоваться для определения движения космического корабля относительно инерциального пространства. [7]
Блоки отсчета движения являются своего рода инерциальным измерительным блоком с одно- или многоосевыми датчиками движения. Они используют MEMS-гироскопы . Некоторые многоосевые MRU способны измерять крен, тангаж, рыскание и вертикальную качку . Они имеют приложения за пределами авиационной области, такие как: [8]
Датчики этого класса определяют положение или ориентацию полей, объектов или других явлений за пределами космического корабля.
Датчик горизонта — оптический прибор, который обнаруживает свет от «лимба» земной атмосферы, т. е. на горизонте. Часто используется тепловое инфракрасное зондирование, которое определяет сравнительное тепло атмосферы по сравнению с гораздо более холодным космическим фоном . Этот датчик обеспечивает ориентацию относительно Земли по двум ортогональным осям. Он, как правило, менее точен, чем датчики, основанные на наблюдении за звездами. Иногда его называют датчиком Земли. [9]
Подобно тому, как наземный гирокомпас использует маятник для определения локальной гравитации и заставляет свой гироскоп выровняться с вектором вращения Земли и, следовательно, указывать на север, орбитальный гирокомпас использует датчик горизонта для определения направления на центр Земли и гироскоп для определения вращения вокруг оси, перпендикулярной плоскости орбиты. Таким образом, датчик горизонта обеспечивает измерения тангажа и крена, а гироскоп обеспечивает рыскание. [10] См. углы Тейта-Брайана .
Датчик Солнца — это устройство, которое определяет направление на Солнце . Это может быть что-то простое, например, некоторые солнечные элементы и тенты, или что-то сложное, например, управляемый телескоп , в зависимости от требований миссии.
Датчик Земли — это устройство, которое определяет направление на Землю . Обычно это инфракрасная камера ; в настоящее время основным методом определения положения является звездный трекер , но датчики Земли по-прежнему встроены в спутники из-за их низкой стоимости и надежности. [9]
Звездный трекер — это оптическое устройство, которое измеряет положение звезды (звезд) с помощью фотоэлемента (фотоэлементов) или камеры. [11] Он использует величину яркости и спектральный тип для определения и последующего расчета относительного положения звезд вокруг себя.
Магнитометр — это устройство, которое измеряет напряженность магнитного поля и, при использовании в трехосевой триаде, направление магнитного поля. В качестве навигационного средства космического корабля, измеренная напряженность и направление поля сравниваются с картой магнитного поля Земли , хранящейся в памяти бортового или наземного компьютера управления. Если положение космического корабля известно, то можно сделать вывод об ориентации. [12]
Контроль отношения может быть достигнут несколькими механизмами, включая:
Двигатели Вернье являются наиболее распространенными приводами, так как они могут использоваться также для удержания станции. Двигатели должны быть организованы как система для обеспечения стабилизации по всем трем осям, и по крайней мере два двигателя обычно используются на каждой оси для обеспечения крутящего момента как пара, чтобы предотвратить передачу перемещения транспортному средству. Их ограничениями являются расход топлива, износ двигателя и циклы регулирующих клапанов. Топливная эффективность системы управления ориентацией определяется ее удельным импульсом (пропорциональным скорости истечения) и наименьшим импульсом крутящего момента, который она может обеспечить (который определяет, как часто двигатели должны срабатывать для обеспечения точного управления). Двигатели должны быть запущены в одном направлении, чтобы начать вращение, и снова в противоположном направлении, если необходимо удерживать новую ориентацию. Системы двигателей использовались на большинстве пилотируемых космических аппаратов, включая Восток , Меркурий , Джемини , Аполлон , Союз и Спейс Шаттл .
Чтобы свести к минимуму ограничение по топливу на протяжении всей миссии, можно использовать вспомогательные системы управления ориентацией, которые позволят снизить вращение аппарата до более низких значений, например, небольшие ионные двигатели , которые разгоняют ионизированные газы до экстремальных скоростей с помощью электричества, используя энергию солнечных батарей.
Колеса импульса — это роторы с электроприводом, вращающиеся в направлении, противоположном тому, которое требуется для переориентации транспортного средства. Поскольку колеса импульса составляют небольшую часть массы космического корабля и управляются компьютером, они обеспечивают точное управление. Колеса импульса обычно подвешиваются на магнитных подшипниках , чтобы избежать проблем с трением подшипников и поломками. [13] Реактивные колеса космических аппаратов часто используют механические шарикоподшипники.
Для поддержания ориентации в трехмерном пространстве необходимо использовать минимум три реактивных колеса, [14] с дополнительными блоками, обеспечивающими защиту от единичного отказа. См. углы Эйлера .
Это роторы, вращающиеся с постоянной скоростью, установленные на карданных подвесах для обеспечения контроля положения. Хотя CMG обеспечивает управление по двум осям, ортогональным оси вращения гироскопа, для трехосного управления все еще требуются два блока. CMG немного дороже с точки зрения стоимости и массы, поскольку должны быть предусмотрены карданные подвесы и их приводные двигатели. Максимальный крутящий момент (но не максимальное изменение углового момента), создаваемый CMG, больше, чем у колеса импульса, что делает его более подходящим для больших космических аппаратов. Основным недостатком является дополнительная сложность, которая увеличивает количество точек отказа. По этой причине Международная космическая станция использует набор из четырех CMG для обеспечения устойчивости к двойному отказу.
Небольшие солнечные паруса (устройства, которые создают тягу как силу реакции, вызванную отражением падающего света) могут использоваться для выполнения небольших регулировок ориентации и скорости. Это приложение может сэкономить большое количество топлива в длительной миссии, создавая моменты управления без расхода топлива. Например, Mariner 10 регулировал свою ориентацию, используя свои солнечные элементы и антенны в качестве небольших солнечных парусов.
На орбите космический корабль, у которого одна ось намного длиннее двух других, спонтанно ориентируется так, что его длинная ось указывает на центр масс планеты. Эта система имеет то преимущество, что не нуждается в активной системе управления или расходе топлива. Эффект вызван приливной силой . Верхний конец корабля испытывает меньшее гравитационное притяжение, чем нижний конец. Это обеспечивает восстанавливающий крутящий момент всякий раз, когда длинная ось не коллинеарна направлению силы тяжести. Если не предусмотрены какие-либо средства амортизации, космический корабль будет колебаться относительно местной вертикали. Иногда тросы используются для соединения двух частей спутника, чтобы увеличить стабилизирующий крутящий момент. Проблема с такими тросами заключается в том, что метеороиды размером с песчинку могут их разъединить.
Катушки или (на очень маленьких спутниках) постоянные магниты оказывают момент против локального магнитного поля. Этот метод работает только там, где есть магнитное поле, против которого нужно реагировать. Одна классическая полевая «катушка» на самом деле имеет форму проводящего троса в планетарном магнитном поле. Такой проводящий трос также может генерировать электроэнергию за счет орбитального распада . И наоборот, путем индуцирования противотока, используя энергию солнечной батареи, орбита может быть поднята. Из-за огромной изменчивости магнитного поля Земли от идеального радиального поля законы управления, основанные на крутящих моментах, связанных с этим полем, будут крайне нелинейными. Более того, в любой момент времени доступно только двухосное управление, что означает, что может потребоваться переориентация транспортного средства для обнуления всех скоростей.
Для спутников существует три основных типа пассивного управления ориентацией. Первый использует градиент гравитации и приводит к четырем устойчивым состояниям с длинной осью (осью с наименьшим моментом инерции), направленной к Земле. Поскольку эта система имеет четыре устойчивых состояния, если спутник имеет предпочтительную ориентацию, например, камеру, направленную на планету, необходим какой-то способ перевернуть спутник и его трос конец в конец.
Вторая пассивная система ориентирует спутник вдоль магнитного поля Земли благодаря магниту. [15] Эти чисто пассивные системы управления ориентацией имеют ограниченную точность наведения, поскольку космический корабль будет колебаться вокруг энергетических минимумов. Этот недостаток преодолевается путем добавления демпфера, который может быть гистерезисным материалом или вязким демпфером. Вязкий демпфер представляет собой небольшую банку или бак с жидкостью, установленную в космическом корабле, возможно, с внутренними перегородками для увеличения внутреннего трения. Трение внутри демпфера будет постепенно преобразовывать энергию колебаний в тепло, рассеиваемое внутри вязкого демпфера.
Третьей формой пассивного управления ориентацией является аэродинамическая стабилизация. Это достигается с помощью градиента сопротивления, как было продемонстрировано на демонстрации технологии Get Away Special Passive Attitude Control Satellite (GASPACS) . На низкой околоземной орбите сила, вызванная сопротивлением, на много порядков больше, чем сила, придаваемая градиентами гравитации. [16] Когда спутник использует аэродинамическое пассивное управление ориентацией, молекулы воздуха из верхней атмосферы Земли ударяют по спутнику таким образом, что центр давления остается позади центра масс, подобно тому, как перья на стреле стабилизируют стрелу. GASPACS использовал надувной «AeroBoom» длиной 1 м, который простирался позади спутника, создавая стабилизирующий крутящий момент вдоль вектора скорости спутника. [17]
Медиа, связанные с управлением ориентацией космического корабля на Wikimedia Commons
