Электромеханика в космосе

Анализ систем управления роботами и манипуляторами как объектами, произвольно двигающимися в пространстве, показал, что эти системы имеют много общего с аналогичными системами космических летательных аппаратов. Особенно это касается приборов и систем наблюдения и информации, электрических схем управления ориентацией и стабилизацией, следящих исполнительных механизмов. Для того чтобы ракета-носитель двигалась автоматически по определенной трассе, а в момент отделения от нее искусственного спутника Земли имела заданную по величине и направлению скорость, на ней устанавливается прибор, в котором заложена программа движения. Прибор, сохраняя свое положение в пространстве, определяет фактическое положение ракеты-носителя, регистрирует любое отклонение ее движения от заданного с помощью электрических сигналов, по которым осуществляется рулевое управление космического летательного аппарата. Такой сложный прибор называется электромеханической стабилизированной платформой (или инерциальной платформой). На рис. 2 представлена схема такой (платформы. На ней установлены: ньютонометры для измерения ускорений (по трем осям координат); приборы, определяющие скорости, приобретенные с момента взлета, а также траекторию, определенную по этим скоростям (при наличии точных часов); и, наконец, приборы, которые сравнивают эту фактическую траекторию с программной, заложенной в памяти автомата. Автомат может быть электромеханическим и в виде управляющей ЭВМ. Сигналы отклонения привадят в действие соответствующие автоматы стабилизации и ориентации, которые воздействуют как на ракетные основные, так и на рулевые двигатели таким образом, чтобы как можно быстрее ликвидировать эти отклонения.

Рис. 2. Схема стабилизированной платформы:

1 — корпус; ABC — датчики с моментными электродвигателями; XYZ — приборы-датчики стабилизации по трем осям

Рулевые органы ракеты-носителя снабжены электромеханическими и электрогидравлическими приводами и соответствующими электромагнитными механизмами, обеспечивающими передачу электрических сигналов от датчиков.

Перейдем теперь к основным динамическим процессам, сопровождающим отделение космического летательного аппарата[1] от ракеты-носителя, а именно — к ориентации и стабилизации и дальнейшему функционированию аппарата как в свободном полете, так и при корректировании траектории орбиты, необходимом для дальнейшего движения в соответствии с программой полета.

После вывода на орбиту космического летательного аппарата и отключения двигателей последней ступени ракеты-носителя программное устройство (электромеханический часовой механизм или ЭВМ), находящееся в этой ступени, подает сигнал в электропиротехническое устройство, которое отталкивает космический аппарат от ракеты-носителя.

Следовательно, после отделения от последней ступени ракеты-носителя космический летательный аппарат представляет собой тело, центр масс которого движется вдоль круговой, эллиптической или другой траектории. Космический аппарат в целом может вращаться с определенной угловой скоростью относительно мгновенной оси, проходящей через его центр масс. Происходит это потому, что механические силы, отделяющие космический летательный аппарат от ракеты-носителя, в момент отделения не являются одинаковыми. Вследствие этого возникают вращательные моменты относительно центра масс, и под действием этих вращательных импульсных моментов аппарат приобретает мгновенную угловую скорость относительно некоторой оси.

Возможность аппарата занимать любое положение в пространстве при движении его центра масс по некоторой космической траектории и определяет законы управления автономными электромеханическими системами в зависимости от назначения космического аппарата.

Пусть, например, космический летательный аппарат предназначен для фотографирования поверхности облачного и ледового покровов Земли. Эта задача выполняется космической метеорологической системой, функциональная схема которой представлена на рис. 3. Всю фотоинформацию система должна закодировать в форме электрических сигналов, запомнить их и затем передать на Землю, где эту телефотоинформацию должна принять наземная радиостанция. Для расшифровки, а главное, для обеспечения географической привязки I получаемой информации к местности при дальнейшей обработке необходимы ориентация и стабилизация фотоаппаратуры относительно некоторой оси, проходящей все время через центр масс той или иной планеты (в частности, Земли). Это направление будет перпендикулярно к поверхности планеты и тем самым по периоду вращения можно будет привязать полученную фотографию изображения к местности.

Рис. 3. Функциональная схема космической метеорологической системы: