Искусственный спутник земли

Представим себе телескоп, установленный на ракете и автоматически следящий за звездой. Поскольку звезда удалена от Земли на огромное расстояние и лучи света, идущие от звезды, параллельны друг другу, то при перемещении телескопа из точки А в точку В его ось остается параллельной самой себе. К телескопу прикреплена на шарнире платформа, на которой помещены акселерометр и двигатель Д, связанный через редуктор С с телескопом. Акселерометр измеряет ускорения вдоль плоскости платформы.

Сигналы акселерометра интегрируются двумя последовательно включенными интеграторами. На выходе первого интегратора получаем скорость, а на выходе второго — пройденный путь. Двигатель Д поворачивает платформу на угол α_пер, который определяется как пройденный путь, деленный на радиус Земли. В результате если перед вылетом (в точке А) платформа была установлена точно горизонтально, а высота светила была равна углу h₀, то в процессе полета платформа непрерывно поворачивается двигателем Д на угол α_пер, и высота светила равна h₀+α_пер. При этом платформа во время полета сохраняет строго горизонтальное положение независимо от того, какие ускорения возникают в процессе полета ракеты. На рис. 27 было показано движение ракеты только в одной плоскости. Для получения величин и направлений скорости полета и пройденного пути используют два аналогичных устройства, направленных своими телескопами на два небесных светила. Поскольку каждое из этих устройств измеряет ускорение, скорость и путь в определенном направлении, то полная скорость и путь определяются как геометрическая равнодействующая из измеренных составляющих скорости и пути. Платформа с акселерометром в процессе полета сохраняет горизонтальное положение. Благодаря этому акселерометр не измеряет вертикальной составляющей ускорения, вызванного силой тяжести.

Если платформа имеет какое-либо начальное отклонение (угол β) относительно горизонтальной плоскости, то акселерометр будет измерять составляющую ускорения силы тяжести (g∙sinβ), которая проектируется на плоскость платформы (рис. 28). Интеграторы будут интегрировать эту составляющую, а двигатель Д (на рис. 27) поворачивать платформу в сторону уменьшения угла β. В момент подхода платформы к горизонтальному положению составляющая ускорения (g∙sinβ) будет равна нулю, но движение платформы не прекратится, так как первый интегратор накопит за это время наибольший сигнал. Под действием этого сигнала второй интегратор будет продолжать свою работу и заставит двигатель Д отклонять платформу в другую сторону относительно горизонтальной плоскости. В результате этого устанавливаются периодические незатухающие колебания с периодом 84,4 мин. (если ракета летит у поверхности Земли) и амплитудой, равной начальному углу отклонения платформы от горизонтальной плоскости.

Рис. 28. Возникновение периодических незатухающих колебаний платформы астроинерциального ориентатора:

g∙sinβ — проекция ускорения силы тяжести на плоскость платформы ориентатора

Интересно отметить, что таким же периодом колебаний обладает математический маятник (у такого маятника вся масса сосредоточена в одной точке), имеющий длину подвеса, равную радиусу Земли. Такой же период обращения вокруг Земли имел бы и спутник, если осуществить его полет на одинаковой с маятником высоте. Маятники с периодом 84,4 мин. обладают тем свойством, что они не раскачиваются от инерционных сил, возникающих при движении точки их подвеса.

Свойством такого маятника и обладает платформа с акселерометром астроинерциального ориентатора. Телескоп, следящий за небесным светилом, играет роль устройства, сохраняющего неизменным направление своей оси в мировом пространстве. В гироинерциальном ориентаторе вместо телескопа используется гироскоп, который благодаря своему свойству устойчивости может также сохранять неизменным положение оси вращения в мировом пространстве. Однако по сравнению с астроинерциальным ориентатором гироинерци-альный ориентатор совершенно не зависит от внешних условий полета и с этой точки зрения является абсолютно автономным. Но для получения высокой точности измерений скорости полета и пройденного ракетой расстояния гироинерциальный ориентатор должен иметь гироскопы с очень малым уходом от сил трения в опорах подвеса и разбалансировки. Если гироскоп имеет уход 1° в час, то гироинерциальный ориентатор будет давать погрешность в измерении пройденного расстояния, равную дуге в 1° на земной поверхности или 111 км за каждый час полета.