RU2323136C2 - Method of suppression of interference caused by vibrations of elastic structure of transformable space antenna in the course of operation and device for realization of this method - Google Patents
Method of suppression of interference caused by vibrations of elastic structure of transformable space antenna in the course of operation and device for realization of this method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2323136C2 RU2323136C2 RU2005131079/11A RU2005131079A RU2323136C2 RU 2323136 C2 RU2323136 C2 RU 2323136C2 RU 2005131079/11 A RU2005131079/11 A RU 2005131079/11A RU 2005131079 A RU2005131079 A RU 2005131079A RU 2323136 C2 RU2323136 C2 RU 2323136C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- antenna
- spacecraft
- accelerations
- control
- solar panels
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Details Of Aerials (AREA)
- Vibration Prevention Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в крупногабаритных высокоточных трансформируемых конструкциях, например зеркальных антеннах космических радиотелескопов.The invention relates to space technology and can be used in large-sized high-precision transformable structures, for example, mirror antennas of space radio telescopes.
Известны способ подавления помех от колебаний упругой конструкции космической трансформируемой антенны в процессе эксплуатации и устройство для его осуществления (Патент на изобретение РФ №2161109, МПК B64G 1/00, 1/22, 3/00, заявлено 10.09.1999; опубл. 27.12.2000, Бюл. №36 - прототип).A known method of suppressing interference from oscillations of the elastic structure of a space-borne transformable antenna during operation and a device for its implementation (Patent for the invention of the Russian Federation No. 2161109, IPC
В данном способе относительно основания космического аппарата обеспечивают пространственную виброизоляцию кинематически связанной с ним платформы с установленным на ней объектом защиты по шести степеням свободы, при которой обеспечивают неизменное положение платформы в инерциальном пространстве, а управление платформой осуществляют согласованной работой модулей активной виброизоляции от акселерометров, которые устанавливают на основании и платформе в местах их шарнирного соединения, а также датчиков относительных перемещений, с помощью которых определяют относительное перемещение платформы, при этом предварительно на рабочей поверхности конструкции антенны и ее элементах располагают контрольные марки системы контроля геометрии и в непосредственной близости от них на нерабочей поверхности устанавливают акселерометры, а на опорной системе вблизи фокуса антенны устанавливают звездные датчики, которые ориентируют относительно базовой системы координат антенны и космического аппарата, затем осуществляют физическое моделирование динамики автоматического раскрытия антенны или ее фрагментов, при котором выявляют амплитуды и частоты колебаний, требующих подавления, а также амплитуды и частоты колебаний, генерируемых платформой, с помощью которых активизируют подавление резонансных колебаний раскрытой антенны до обеспечения требуемой геометрической точности конструкции антенны, затем осуществляют физическое моделирование колебаний конструкции антенны от микродинамических воздействий, вызванных работой систем космического аппарата в процессе эксплуатации и одновременно регистрируют спектр микродинамических воздействий и спектр основных геометрических, и, как следствие, радиотехнических параметров в контрольных точках на рабочей поверхности конструкции антенны, затем производят оценку их взаимного влияния и устанавливают амплитуды и частоты колебаний, требующие демпфирования, после чего осуществляют физическое моделирование спектра микродинамических воздействий, вызванных внешними факторами, и аналогично устанавливают амплитуды и частоты колебаний, требующих подавления, затем одновременно с указанным спектром микродинамических воздействий генерируют платформой спектр динамических воздействий в месте стыковки с ней конструкции антенны, производят оценку их взаимного влияния и устанавливают амплитуды и частоты динамических воздействий, подавляющих колебания, вызванные внешними факторами, при этом физическое моделирование осуществляют с компенсацией влияния силы тяжести и воздушной среды, после этого по полученным данным производят настройку пространственной системы подавления помех от колебаний упругой конструкции космической трансформируемой антенны, с помощью которой осуществляют выбор одного из следующих режимов, или их комбинации управления динамикой конструкции антенны:In this method, with respect to the base of the spacecraft, spatial vibration isolation of the kinematically connected platform is provided with the object of protection installed on it in six degrees of freedom, in which the platform remains in constant position in inertial space, and the platform is controlled by the coordinated operation of active vibration isolation modules from accelerometers that install on the base and platform in places of their articulation, as well as relative displacement sensors, with with the help of which the relative movement of the platform is determined, in this case, control marks of the geometry control system are placed on the working surface of the antenna structure and its elements, and accelerometers are installed in the immediate vicinity of the non-working surface, and star sensors are installed on the support system near the focus of the antenna, which orient with respect to the base coordinate system of the antenna and the spacecraft, then physical modeling of the dynamics of the automatic hiding the antenna or its fragments, in which the amplitudes and frequencies of oscillations requiring suppression are detected, as well as the amplitudes and frequencies of oscillations generated by the platform, with which they activate the suppression of resonant vibrations of the open antenna to ensure the required geometric accuracy of the antenna structure, then physical modeling of the structural oscillations is performed antennas from microdynamic effects caused by the operation of spacecraft systems during operation and simultaneously register the spectrum of microdynamic effects and the spectrum of the basic geometric and, as a result, radio-technical parameters at the control points on the working surface of the antenna structure, then they evaluate their mutual influence and establish the amplitudes and frequencies of oscillations that require damping, after which physical modeling of the spectrum of microdynamic effects caused by external factors, and similarly set the amplitude and frequency of oscillations requiring suppression, then simultaneously with the specified spectrum m of microdynamic effects generate a spectrum of dynamic effects at the junction of the antenna structure with the platform, evaluate their mutual influence and set the amplitudes and frequencies of dynamic effects that suppress vibrations caused by external factors, while physical modeling is carried out with compensation for the effects of gravity and air, after that, according to the data obtained, the spatial system for suppressing interference from vibrations of the elastic structure of the space trans ormiruemoy antenna with which selects one of the following modes, or a combination of the control dynamics of the antenna structure:
1) виброизоляция космического аппарата при раскрытии конструкции антенны, управление которой осуществляют единичными модулями активной виброизоляции по показаниям акселерометров, которые устанавливают на основании и платформе в местах их шарнирного соединения с единичными модулями активной виброизоляции, а также по показаниям датчиков относительных перемещений и датчиков относительных скоростей, которые устанавливают на каждом единичном модуле активной виброизоляции;1) vibration isolation of the spacecraft during disclosure of the antenna design, which is controlled by individual active vibration isolation modules according to the readings of accelerometers, which are installed on the base and platform at the points of their articulation with single active vibration isolation modules, as well as according to the readings of relative displacement sensors and relative velocity sensors, which are installed on each individual module of active vibration isolation;
2) подавление колебаний конструкции антенны, вызванных раскрытием антенны и внешними факторами, управление которой осуществляют единичными модулями активной виброизоляции по показаниям акселерометров, которые устанавливают на конструкции антенны, основании и платформе, а также по показаниям датчиков относительных перемещений и датчиков относительных скоростей, которые устанавливают на каждом из единичных модулей активной виброизоляции;2) suppression of fluctuations in the antenna structure caused by the disclosure of the antenna and external factors, which are controlled by individual active vibration isolation modules according to the readings of accelerometers, which are installed on the antenna structure, base and platform, as well as on the readings of relative displacement sensors and relative velocity sensors, which are installed on each of the individual modules of active vibration isolation;
3) виброизоляция конструкции антенны от микродинамических воздействий, вызванных работой систем космического аппарата в процессе эксплуатации, управление которой осуществляют единичными модулями активной риброизоляции по показаниям акселерометров, которые устанавливают на основании и платформе в местах их шарнирного соединения с единичными модулями активной виброизоляции, а также по показаниям датчиков относительных перемещений и датчиков относительных скоростей, которые устанавливают на каждом из единичных модулей активной виброизоляции;3) vibration isolation of the antenna structure from microdynamic effects caused by the operation of the spacecraft systems during operation, which is controlled by single active ribro isolation modules according to accelerometers, which are installed on the base and platform in places of their articulation with single active vibration isolation modules, as well as according to indications sensors of relative displacements and sensors of relative speeds, which are installed on each of the individual active vibration modules oizolyatsii;
4) определение отклонения диаграммы направленности антенны от внешних и внутренних воздействующих факторов и ее юстировку осуществляют системой контроля геометрии и единичными модулями активной виброизоляции по показаниям датчиков относительных перемещений, которые устанавливают на каждом из единичных модулей активной виброизоляции и звездных датчиков, которые устанавливают вблизи от фокуса антенны, при этом обрабатывают векторную информацию от датчиков и системы контроля геометрии, формируют управляющие команды в реальном масштабе времени и подают их на исполнительные органы, а информацию от датчиков и систем преобразуют в радиосигналы и по радиолинии передают в приемно-регистрирующую систему.4) determination of the deviation of the antenna pattern from external and internal influencing factors and its adjustment is carried out by a geometry control system and individual active vibration isolation modules according to the readings of relative displacement sensors, which are installed on each of the individual active vibration isolation modules and star sensors, which are installed close to the antenna focus at the same time they process vector information from sensors and geometry control systems, form control commands in real scale baa time and fed them to the actuators, and information from the sensors and converted to radio systems and radio transmitted to the receiving-recording system.
Недостатками известного способа являются:The disadvantages of this method are:
- отсутствие возможности непрерывного и оперативного контроля геометрии всех формообразующих элементов конструкции антенны, т.к. контроль геометрии осуществляется дискретно по отдельным точкам путем их последовательного сканирования;- the lack of the possibility of continuous and operational control of the geometry of all the forming elements of the antenna structure, because geometry control is carried out discretely for individual points by sequential scanning;
при этом возможно сканирование только тех контрольных точек, которые лежат в прямой видимости устройства сканирования, в связи с чем не представляется возможным определять пространственное положения контрольных точек, расположенных на элементах конструкции антенны и космического аппарата и не лежащих в прямой видимости устройства сканирования; в результате затрудняется процесс управления юстировкой оси антенны с учетом ее геометрических искажений в процессе эксплуатации в реальном масштабе времени;it is possible to scan only those control points that lie in the direct line of sight of the scanning device, and therefore it is not possible to determine the spatial position of the control points located on the structural elements of the antenna and the spacecraft and not lying in direct line of sight of the scanning device; as a result, the process of controlling the alignment of the antenna axis becomes difficult, taking into account its geometric distortions during operation in real time;
- в результате дискретного контроля геометрии рабочей поверхности антенны отсутствует единовременная целостная картина деформации контролируемых конструкций, что приводит к снижению точности контроля изделия в динамике и, как следствие, достоверности обрабатываемой информации и качества управления антенной в процессе эксплуатации;- as a result of discrete control of the geometry of the working surface of the antenna, there is no one-time complete picture of the deformation of the controlled structures, which leads to a decrease in the accuracy of control of the product in dynamics and, as a result, the reliability of the processed information and the quality of antenna control during operation;
- в связи с отсутствием контрольных точек на протяженных элементах конструкции космического аппарата, например панелей солнечных батарей, и, как следствие, возможности осуществления контроля пространственных положений и ускорений контрольных точек данный способ не позволяет организовать управление подавлением упругих колебаний протяженных элементов космического аппарата, вызванных работой его систем в процессе эксплуатации (система терморегулирования приборного контейнера несущей конструкции 6 космического аппарата, приводы поворота панелей солнечных батарей 7 и телеметрической антенны 8, силовые гиродины системы ориентации космического аппарата и др.), способных привести к снижению надежности их работы; кроме того, в связи с протяженностью конструкций панелей солнечных батарей (линейные размеры составляют 10 метров и более), малой их жесткостью, отсутствием на них контрольных точек пространственных положений и ускорений, снижается точность ориентации рабочих поверхностей панелей солнечных батарей на Солнце и, как следствие, эффективность их работы.- due to the lack of control points on the extended structural elements of the spacecraft, such as solar panels, and, as a result, the ability to control spatial positions and accelerations of control points, this method does not allow controlling the suppression of elastic vibrations of extended elements of the spacecraft caused by its operation systems during operation (temperature control system of the instrument container of the supporting
В данном устройстве подвеска, связывающая космический аппарат с конструкцией антенны, выполнена в виде манипулятора, включающего не менее шести одинаковых единичных модулей активной виброизоляции, которые образуют при отключенных исполнительных органах пространственную ферму. Управление устройством осуществляется от бортовой информационно-технологической системы контроля и управления по показаниям установленных на элементах конструкции антенны и космического аппарата акселерометров, датчиков относительного перемещения, датчиков относительной скорости, звездных датчиков и системы контроля геометрии.In this device, the suspension linking the spacecraft with the antenna structure is made in the form of a manipulator that includes at least six identical individual modules of active vibration isolation, which form a spatial truss when the executive organs are switched off. The device is controlled from the on-board information and technological monitoring and control system according to the readings of accelerometers, relative displacement sensors, relative speed sensors, stellar sensors and geometry control systems installed on the structural elements of the antenna and spacecraft.
Недостатками известного устройства для реализации приведенного выше способа являются:The disadvantages of the known device for implementing the above method are:
- отсутствие конструктивного совмещения контрольных точек измерения ускорений и соответствующих им отклонений геометрических параметров всех формообразующих элементов конструкции антенны, панелей солнечных батарей и других протяженных элементов космического аппарата приводит к снижению достоверности контролируемых параметров;- the lack of constructive alignment of control points for measuring accelerations and the corresponding deviations of the geometric parameters of all the forming elements of the antenna structure, solar panels and other extended elements of the spacecraft leads to a decrease in the reliability of the controlled parameters;
- устройство сканирования системы контроля геометрии антенны и контрольные точки расположены на рабочей поверхности зеркала антенны, что приводит к затенению его рабочей поверхности и переотражению от них принимаемых и передаваемых радиоволн в процессе эксплуатации и, как следствие, к ухудшению радиотехнических характеристик;- a scanning device of the antenna geometry control system and control points are located on the working surface of the antenna mirror, which leads to shading of its working surface and the re-reflection of received and transmitted radio waves from them during operation and, as a result, to deterioration of radio technical characteristics;
- устройство сканирования системы контроля геометрии антенны не позволяет осуществлять контроль участков, которые не просматриваются при сканировании, в том числе участков рабочей поверхности антенны, затененных опорной системой фокального блока; тыльной поверхности зеркала антенны; панелей солнечных батарей и других элементов конструкции антенны и космического аппарата, что снижает эффективность системы контроля геометрии и качество обрабатываемой информации и формируемых команд управления антенной и космическим аппаратом в процессе их эксплуатации;- the scanning device of the antenna geometry control system does not allow monitoring of areas that are not visible during scanning, including areas of the antenna working surface shaded by the focal unit reference system; the back surface of the antenna mirror; solar panels and other structural elements of the antenna and the spacecraft, which reduces the effectiveness of the geometry control system and the quality of the processed information and the generated antenna and spacecraft control teams during their operation;
- наличие в сканирующем устройстве системы контроля геометрии подвижными элементов конструкции снижает точность контроля и надежность системы;- the presence in the scanning device of the geometry control system by moving structural elements reduces the accuracy of the control and the reliability of the system;
- наличие сканирующего устройства системы контроля геометрии приводит к повышению массогабаритных характеристик конструкции антенны;- the presence of a scanning device of the geometry control system leads to an increase in the overall dimensions of the antenna structure;
- наличие в единичных модулях активной виброизоляции датчиков относительного перемещения, выполненных в виде линейных позиционеров потенциометрического типа с подвижными электрическими контактами и связанными с ними подвижными элементами, соединяющими шарнирные концы единичных модулей, приводит к снижению надежности функционирования единичных модулей активной виброизоляциии и повышению их массогабаритных характеристик;- the presence of relative displacement sensors in individual active vibration isolation modules made in the form of linear positioners of potentiometric type with movable electrical contacts and associated movable elements connecting the hinged ends of individual modules, reduces the reliability of functioning of individual active vibration isolation modules and increases their weight and size characteristics;
Техническим результатом изобретения являетсяThe technical result of the invention is
обеспечение непрерывного оперативного контроля геометрии всех формообразующих элементов конструкции антенны, панелей солнечных батарей и других протяженных элементов конструкции космического аппарата независимо от местоположения контрольных точек, позволяющего организовать управление работой антенны в режиме реального времени;providing continuous operational control of the geometry of all the forming elements of the antenna structure, solar panels, and other extended structural elements of the spacecraft, regardless of the location of the control points, which allows real-time control of the antenna operation;
повышение достоверности контролируемых параметров за счет совмещения контрольных точек измерения ускорений и соответствующих им отклонений геометрических параметров всех формообразующих элементов конструкции антенны, панелей солнечных батарей и других протяженных элементов космического аппарата;increasing the reliability of the controlled parameters by combining the control points of the acceleration measurement and the corresponding deviations of the geometric parameters of all the forming elements of the antenna structure, solar panels and other extended elements of the spacecraft;
улучшение радиотехнических характеристик антенны за счет исключение затенения ее рабочей поверхности устройством сканирования и отражающими элементами системы контроля геометрии (контрольными марками) и переотражения от них принимаемых и передаваемых радиоволн в процессе эксплуатации. Снижение массогабаритных характеристик за счет исключения из системы контроля геометрии устройства сканирования;improvement of the radio technical characteristics of the antenna due to the exclusion of shadowing of its working surface by the scanning device and reflecting elements of the geometry control system (control marks) and the re-reflection from them of the received and transmitted radio waves during operation. Decrease in weight and size characteristics due to exclusion from the control system of the geometry of the scanning device;
получение целостной картины деформации контролируемых конструкций, а не дискретной по каждой точке в отдельности, что позволяет повысить точность контроля изделия в динамике и, как следствие, достоверность обрабатываемой информации и качество управления антенной и космическим аппаратом в процессе их эксплуатации;obtaining a holistic picture of the deformation of controlled structures, rather than discrete for each point separately, which allows to increase the accuracy of product monitoring in dynamics and, as a result, the reliability of the processed information and the quality of control of the antenna and spacecraft during their operation;
повышение точности контроля геометрии и надежности за счет исключения в системе контроля геометрии подвижных элементов. Обеспечение контроля геометрии в недоступных для сканирующей системы контроля геометрии местах (участки, которые не просматриваются сканирующим устройством, в том числе поверхность антенны, затененная опорной системой фокального блока, тыльная поверхность зеркала антенны, панели солнечных батарей и другие);improving the accuracy of geometry control and reliability by eliminating the geometry of moving elements in the control system. Ensuring geometry control in places inaccessible to the scanning geometry control system (areas that are not visible by the scanning device, including the surface of the antenna shaded by the focal unit reference system, the back surface of the antenna mirror, solar panels, and others);
снижение массогабаритных характеристик и повышение надежности функционирования единичных модулей активной виброизоляции за счет исключения из конструкции датчиков их относительных перемещений подвижных электрических контактов и связанных с ними подвижных элементов, соединяющих шарнирные концы единичных модулей;reducing weight and size characteristics and increasing the reliability of the functioning of individual active vibration isolation modules by eliminating from the design of the sensors their relative movements of the moving electrical contacts and the associated moving elements connecting the hinged ends of the individual modules;
повышение надежности работы протяженных элементов конструкции космического аппарата, например панелей солнечных батарей, и точности их ориентации на Солнце.increasing the reliability of operation of extended structural elements of a spacecraft, such as solar panels, and the accuracy of their orientation to the Sun.
Это достигается тем, что в способе подавления помех от колебаний упругой конструкции космической трансформируемой антенны в процессе эксплуатации, заключающемся в том, что в контрольных точках на конструкции осуществляют контроль ускорений и соответствующих им отклонений геометрических параметров антенны от теоретических и, в случае превышения их значений, формируют управляющие команды и подают их на исполнительные органы системы виброзащиты и наведения конструкции антенны, контроль ускорений и соответствующих им отклонений геометрических параметров от теоретических в контрольных точках осуществляют непрерывно в реальном масштабе времени, а контрольные точки выполняют для всех формообразующих элементов конструкции антенны, панелей солнечных батарей и других протяженных элементов космического аппарата и каждую из них организуют общей для контроля ускорений и отклонений геометрических параметров конструкции антенны, панелей солнечных батарей и других протяженных элементов космического аппарата и располагают в местах, исключающих нарушение радиотехнических характеристик конструкции антенны, затенение рабочей поверхности панелей солнечных батарей и геометрических связей с их контролируемыми участками и непосредственно в них устанавливают совмещенные датчики пространственного положения и ускорений и по их показаниям судят о величинах ускорений контрольных точек и отклонений их пространственных положений от теоретических значений, при этом взаимную настройку совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений осуществляют относительно базовой системы координат после окончательной юстировки конструкции антенны и других протяженных элементов космического аппарата, которую производят в наземных условиях с одновременным контролем геометрии конструкции антенны, панелей солнечных батарей и других протяженных элементов космического аппарата с помощью независимой системы контроля геометрии и в их обезвешенном состоянии, а после выведения на орбиту космического аппарата и раскрытия конструкции антенны, панелей солнечных батарей и других протяженных элементов показания совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений сравнивают со значениями, полученными при их наземной настройке, и по их различиям судят о деформации элементов конструкции антенны, панелей солнечных батарей и других протяженных элементов конструкции космического аппарата в процессе эксплуатации, а в случае превышения значений показаний совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений, установленных непосредственно в контрольных точках панелей солнечных батарей и других протяженных элементов конструкции космического аппарата, формируют управляющие команды и подают их на исполнительные органы системы виброзащиты, панелей солнечных батарей и других протяженных элементов конструкции космического аппарата, согласованной работой которых организуют подавление их упругих колебаний и корректировку пространственного положения.This is achieved by the fact that in the method of suppressing interference from oscillations of the elastic structure of the space-borne transformable antenna during operation, which consists in the fact that at the control points on the structure the accelerations and the corresponding deviations of the geometric parameters of the antenna from the theoretical ones are controlled and, if their values are exceeded, form control commands and submit them to the executive bodies of the vibration protection system and guidance of the antenna structure, control of accelerations and corresponding deviations The theoretical parameters from the control points are carried out continuously in real time, and the control points are performed for all the forming elements of the antenna structure, solar panels and other extended elements of the spacecraft and each of them is organized common to control accelerations and deviations of the geometric parameters of the antenna structure, solar panels and other extended elements of the spacecraft and are located in places that exclude the violation of radio engineering the characteristics of the antenna design, the shading of the working surface of solar panels and geometric connections with their monitored areas and directly in them set the combined sensors of the spatial position and accelerations and judging by their readings on the values of the accelerations of the control points and the deviations of their spatial positions from theoretical values, while the mutual adjustment of combined sensors of spatial position and accelerations is carried out relative to the base coordinate system after rigorous alignment of the antenna structure and other extended elements of the spacecraft, which is carried out in ground conditions with simultaneous control of the geometry of the antenna structure, solar panels and other extended elements of the spacecraft using an independent geometry control system and in their weightless state, and after launching the spacecraft into orbit apparatus and disclosure of the design of the antenna, solar panels and other extended elements readings combined sensors spatial position and accelerations are compared with the values obtained during their ground adjustment, and their differences are used to judge the deformation of the structural elements of the antenna, solar panels and other extended structural elements of the spacecraft during operation, and if the values of the readings of the combined sensors of the spatial position and accelerations installed directly at the control points of solar panels and other extended structural elements of the spacecraft form vlyayuschie team and served on the executive bodies of vibration protection systems, solar panels and other extended elements of the spacecraft design, which coordinated the work of organizing the suppression of elastic vibrations and adjusting the spatial position.
Это достигается тем, что в устройстве подавления помех от колебаний упругой конструкции космической трансформируемой антенны в процессе эксплуатации, содержащем систему виброзащиты и наведения антенны в процессе эксплуатации, включающую систему контроля геометрии и ускорений в контрольных точках конструкции антенны и исполнительных органов в виде единичных модулей активной виброизоляции, кинематически связанных в приводное шестиподвижное соединение с возможностью образования, при отключенных исполнительных органах, пространственной переходной фермы между конструкцией антенны и космическим аппаратом и электрически связанные с бортовой высокопроизводительной информационно-измерительной управляющей системой, система контроля геометрии и ускорений выполнена в виде размещенных в контрольных точках на формообразующих элементах конструкций антенны, панелей солнечных батарей и других протяженных элементов космического аппарата, а также на концах единичных модулей активной виброизоляции, совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений, представляющих миниатюрные трехосные блоки гироскопов-акселерометров, электрически связанные через аналого-цифровые преобразователи с входами бортовой высокопроизводительной информационно-измерительной управляющей системы и установленные с возможностью обеспечения постоянного оперативного контроля ускорений и соответствующих им отклонений пространственных положений контрольных точек от теоретических в реальном масштабе времени без ухудшения технических характеристик конструкции антенны и космического аппарата, при этом выходы бортовой высокопроизводительной информационно-измерительной управляющей системой через соответствующие усилители мощности электрически связаны с исполнительными органами протяженных элементов конструкции космического аппарата, например приводами поворота панелей солнечных батарей. Причем миниатюрные трехосные блоки гироскопов-акселерометров совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений, как вариант исполнения, могут быть выполнены в виде микромеханических вибрационных гироскопов-акселерометров.This is achieved by the fact that in the device for suppressing interference from vibrations of the elastic structure of the space-borne transformable antenna during operation, it contains a vibration protection system and guiding the antenna during operation, including a system for controlling the geometry and accelerations at control points of the antenna structure and actuators in the form of single active vibration isolation modules kinematically connected to a six-movable drive connection with the possibility of formation, with the actuators disconnected, the space of the transitional truss between the antenna structure and the spacecraft and electrically connected to the onboard high-performance information-measuring control system, the geometry and acceleration control system is made in the form of antenna structures, solar panels, and other extended spacecraft elements placed at control points on the forming elements of the antenna structure, and also at the ends of individual modules of active vibration isolation, combined sensors of spatial position and accelerations, that comprise miniature three-axis units of gyroscopes-accelerometers, electrically connected via analog-to-digital converters with inputs of an onboard high-performance information-measuring control system and installed with the possibility of providing continuous operational control of accelerations and corresponding deviations of the spatial positions of control points from theoretical ones in real time without deterioration of technical design characteristics of the antenna and the spacecraft, while the outputs of the side second high-information-measuring control system through the appropriate power amplifiers are electrically connected with the executive bodies of extended elements of the spacecraft design, for example, drives the rotation of solar panels. Moreover, miniature triaxial blocks of gyroscopes-accelerometers of combined sensors of spatial position and accelerations, as an embodiment, can be made in the form of micromechanical vibration gyroscopes-accelerometers.
На чертежах приведены общий вид и схематическое изображение устройства, реализующего предложенный способ.The drawings show a General view and a schematic representation of a device that implements the proposed method.
На фиг.1 изображена конструкция трансформируемой антенны в составе космического аппарата.Figure 1 shows the design of the transformable antenna as part of the spacecraft.
На фиг.2 представлена структурная схема устройства подавления помех от колебаний упругой конструкции космической трансформируемой антенны.Figure 2 presents a structural diagram of a device for suppressing interference from vibrations of the elastic structure of a space transformable antenna.
На фиг.3 представлено схематическое изображение смежных единичных модулей активной виброизоляции.Figure 3 presents a schematic representation of adjacent single modules of active vibration isolation.
Устройство входит в состав трансформируемой конструкции антенны, установленной на космическом аппарате. При этом трансформируемая конструкция антенны выполнена в виде складного зеркала 1 лепесткового типа (возможно использование зеркала антенны любого типа) с малонаправленными антеннами 2 и опорной системы 3, поддерживающей фокальный блок 4 и звездные датчики 5. Трансформируемая конструкция антенны установлена на несущей конструкции 6 космического. аппарата, содержащего панели солнечных батарей 7 и телеметрическую антенну 8, через переходную ферму 9. Платформа 10 и основание 11 переходной фермы 9 жестко прикреплены к узлам стыковки трансформируемой конструкции антенны и несущей конструкции 6 соответственно. Платформа 10 шарнирно связана с основанием 11 посредством подвески с шестью степенями свободы, выполненной в виде манипулятора, включающего не менее шести единичных модулей активной виброизоляции 12 одинакового конструктивного исполнения и построенного на основе параллельно соединенных приводных кинематических цепей с возможностью образования пространственной фермы (переходной фермы 9) при отключенных исполнительных органах единичных модулей активной виброизоляции 12, являющихся стержнями переходной фермы 9, каждый из которых снабжен приводом линейного перемещения, позволяющего обеспечить ферме шестистепенную подвижность в работающем состоянии и геометрическую неизменяемость - в выключенном. В местах шарнирного закрепления каждого из единичных модулей активной виброизоляции 12 к платформе 10 и основанию 11 установлены соответственно совмещенные датчики пространственного положения и ускорений 13 и 14, выполненные в виде миниатюрных трехосных блоков гироскопов-акселерометров, позволяющих определять относительные перемещения единичных модулей активной виброизоляции 12 и измерять составляющие ускорений, действующих на их продольные оси. В контрольных точках формообразующих элементов конструкции антенны (складное зеркало 1 и опорная система 3) и панелей солнечных батарей 7 установлены соответственно совмещенные датчики пространственного положения и ускорений 15, 16 и 17. Бортовая высокопроизводительная информационно-измерительная управляющая система (БВИИУС) 18 включает нейрокомпьютер 19, программно-алгоритмическое обеспечение 20 и цифроаналоговые преобразователи 21. Входы БВИИУС 18 через шины данных аналого-цифровых преобразователей (АЦП) подключены соответственно к выходам АЦП 22 совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений 13-17; АЦП 23 оптических звездных датчиков 5; АЦП 24 датчиков относительной скорости 25, а выходы БВИИУС 18 через шины выходных данных подключены к соответствующим входам последовательно соединенных цифроаналоговых преобразователей (ЦАП) 21, усилителей мощности 26 и исполнительных органов (единичных модулей активной виброизоляции 12 и приводов поворота 27 панелей солнечных батарей 7) и ко входу соединенных последовательно бортовой радиотелеметрической системы (БРТС) 28, радиолинии 29 и наземной приемно-регистрирующей системы 30.The device is part of the transformable antenna design mounted on the spacecraft. In this case, the transformable antenna design is made in the form of a
Способ подавления помех от колебаний упругой конструкции космической трансформируемой антенны в процессе эксплуатации реализован следующим образом.A method of suppressing interference from oscillations of the elastic structure of a space-borne transformable antenna during operation is implemented as follows.
В контрольных точках, которые выполняют для всех формообразующих элементов трансформируемой конструкции антенны и протяженных элементов космического аппарата, включая места шарнирного закрепления каждого из единичных модулей активной виброизоляции 12 к платформе 10 и основанию 11 переходной фермы 9, устанавливают совмещенные датчики пространственного положения и ускорений. Так, например, в контрольных точках единичных модулей активной виброизоляции 12, складного зеркала 1, опорной системы 3 и панелей солнечных батарей 7 устанавливают соответствующие совмещенные датчики пространственного положения и ускорений 13-17, при этом каждую из контрольных точек организуют общей для контроля ее ускорений и отклонений от теоретического положения в пространстве. Совмещенные датчики пространственного положения и ускорений 13-17 устанавливают непосредственно в контрольных точках таким образом, чтобы исключить их влияние на нарушение радиотехнических характеристик трансформируемой конструкции антенны (затенение рабочей поверхности складного зеркала 1, переотражение и рассеивание передаваемых и принимаемых радиоволн и др.) и затенение рабочей поверхности панелей солнечных батарей 7, а также обеспечить стабильность геометрических связей контрольных точек с контролируемыми участками элементов конструкций трансформируемой антенны и космического аппарата.At the control points, which are performed for all the forming elements of the transformed antenna structure and the extended elements of the spacecraft, including the joints of each of the individual active
Взаимную настройку совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений 13-17 осуществляют относительно базовой системы координат после окончательной юстировки конструкции трансформируемой антенны, панелей солнечных батарей 7 и других протяженных элементов космического аппарата, которую производят в наземных условиях с одновременным контролем геометрии конструкции антенны, панелей солнечных батарей и других протяженных элементов космического аппарата с помощью независимой системы контроля геометрии и в их обезвешенном состоянии, а также с учетом результатов физического моделирования внешних и внутренних факторов, воздействующих на трансформируемую конструкцию антенны и космический аппарат в процессе их эксплуатации.Mutual adjustment of the combined sensors of spatial position and accelerations 13-17 is carried out relative to the basic coordinate system after the final alignment of the design of the transformable antenna,
После выведения на орбиту космического аппарата и раскрытия складного зеркала 1 трансформируемой антенны, панелей солнечных батарей 7, телеметрической антенны 8 и других протяженных элементов и включения единичных моделей активной виброизоляции 12 в активный режим показания совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений сравнивают со значениями, полученными при их наземной настройке, и по их различиям судят о деформациях и упругих колебаниях элементов конструкции трансформируемой антенны (складной зеркало 1, опорная система 3), панелей солнечных батарей 7 и других протяженных элементов, а также о взаимном расположении платформы 10 и основания 11 в процессе эксплуатации и при отклонениях, превышающих допустимые значения, осуществляют выбор одного из следующих режимов (или их комбинаций) управления динамикой трансформируемой конструкции антенны и космического аппарата в масштабе реального времени:After putting the spacecraft into orbit and opening the
1-й режим - виброизоляция космического аппарата и его протяженных элементов (панели солнечных батарей 7, телеметрическая антенна 8 и др.) при раскрытии трансформируемой конструкции антенны;1st mode - vibration isolation of the spacecraft and its extended elements (
2-й режим - виброизоляция конструкции трансформируемой антенны от микродинамических воздействий, вызванных работой систем космического аппарата в процессе эксплуатации;2nd mode - vibration isolation of the transformable antenna design from microdynamic effects caused by the operation of the spacecraft systems during operation;
3-й режим - подавление колебаний конструкции трансформируемой антенны, вызванных ее раскрытием и внешними воздействующими факторами;3rd mode - suppression of vibrations of the structure of the transformed antenna caused by its disclosure and external factors;
4-й режим - подавление колебаний протяженных элементов конструкции космического аппарата, например панелей солнечных батарей, вызванных работой систем космического аппарата в процессе эксплуатации (система терморегулирования приборного контейнера несущей конструкции 6 космического аппарата, приводы поворота панелей солнечных батарей 7 и телеметрической антенны 8, силовые гиродины системы ориентации космического аппарата и др.);4th mode - suppression of vibrations of extended structural components of a spacecraft, such as solar panels, caused by the operation of spacecraft systems during operation (temperature control system of the instrument container of the supporting
5-й режим - определение отклонений пространственных положений оптической оси трансформируемой антенны и панелей солнечных батарей 7 от теоретических, вызванных деформацией их формообразующих элементов от внешних или внутренних воздействующих факторов (микродинамические воздействия, термодеформации и др.) и, в случае превышения допустимых значений, проведения их юстировки.5th mode - determination of deviations of the spatial positions of the optical axis of the transformed antenna and
При этом ведут непрерывную обработку векторную информацию от звездных датчиков 5, совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений 13-17 и датчиков относительной скорости 25, на основании анализа которой в БВИИУС 18 формируют в масштабе реального времени управляющие команды и подают на исполнительные органы (единичные модули активной виброизоляции 12 и приводы поворота 27 панелей солнечных батарей 7. Обработанную информацию от датчиков и научной аппаратуры фокального блока 4 преобразуют в радиосигналы и через БРТС 28 по радиолинии 29 передают в наземную приемно-регистрирующую систему 30 для дальнейшей обработки, анализа и формирования при необходимости управляющих команд и передачи их на космический аппарат для проведения корректировки программ наблюдений.At the same time, vector information is continuously processed from
Применение в БВИИУС 18 нейрокомпьютера 19 с соответствующим программно-алгоритмическим обеспечением 20 позволяет организовать работу по управлению динамикой трансформируемой антенны и космического аппарата в масштабе реального времени.The use of a neurocomputer 19 in BVIIUS 18 with the appropriate software and algorithmic software 20 allows you to organize work on controlling the dynamics of the transformed antenna and the spacecraft in real time.
Устройство для осуществления предложенного способа подавления помех от колебаний упругой конструкции космической трансформируемой антенны в процессе эксплуатации работает следующим образом.A device for implementing the proposed method of suppressing interference from oscillations of the elastic structure of a space transformable antenna during operation is as follows.
Совмещенные датчики пространственного положения и ускорений 13-17 выполнены в виде идентичных миниатюрных трехосных блоков гироскопов-акселерометров и образуют в совокупности с БВИИУС 18 систему контроля геометрии конструкции трансформируемой антенны и космического аппарата. При этом в системе контроля геометрии отсутствуют подвижные элементы, а контроль может осуществляться непрерывно в масштабе реального времени и одновременно во всех контрольных точках.The combined sensors of spatial position and accelerations 13-17 are made in the form of identical miniature triaxial blocks of gyroscopes-accelerometers and form, together with BVIIUS 18, a control system for the geometry of the structure of the transformed antenna and the spacecraft. At the same time, there are no moving elements in the geometry control system, and control can be carried out continuously in real time and simultaneously at all control points.
Совмещенные датчики пространственного положения и ускорений 13, 14 измеряют виброускорения соответственно платформы 10 и основания 11 в местах установки шарнирных узлов вдоль осей единичных модулей активной виброизоляции 12 и их относительные перемещения, а датчики относительной скорости 25 (наблюдатели состояний) регистрируют относительные скорости единичных модулей активной виброизоляции 12. Совмещенные датчики пространственного положения и ускорений 15, 16, 17 13, установленные непосредственно в контрольных точках на формообразующих элементах конструкций соответственно складного зеркала 1, опорной системы 16 и панелей солнечных батарей, измеряют виброускорения контрольных точек и их перемещения в пространстве. На фокальном блоке 4 в непосредственной близости от фокуса зеркала антенны размещены совмещенный датчик пространственного положения и ускорений 16 и оптические звездные датчики 5, оптические оси которых выставлены параллельно оптической оси зеркала трансформируемой антенны. Работа устройства в каждом из приведенных выше режимов осуществляется следующим образом.The combined sensors of the spatial position and accelerations 13, 14 measure the vibration acceleration of the
1-й режим - виброизоляция космического аппарата и его протяженных элементов (панели солнечных батарей 7 и др.) при раскрытии трансформируемой конструкции антенны. Здесь от совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений 14, 17 и датчиков относительных скоростей 25 БВИИУС 18 осуществляет управление по обратным связям (основной алгоритм управления), а от совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений 13 на это основное управление накладывается дополнительный сигнал управления, называемый инвариантным, суть которого состоит в том, что он делает ускорения, измеряемые совмещенными датчиками пространственного положения и ускорений 14, равными нулю, т.е. как бы основание. 11 становится неподвижным в инерциальном пространстве (это утверждение справедливо только для области низких частот, которые пропускают приводы линейного перемещения единичных модулей активной виброизоляции 12). В то же время, если на платформе 10 зафиксированы большие ускорения, то относительное положение шарнирных узлов единичных модулей активной виброизоляции 12 может выйти за допустимые пределы перемещений. Для предотвращения этой ситуации, когда перемещение достигло предельно допустимой величины, включается другой алгоритм управления, заключающийся в следующем. Сигналы от совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений 13 отключаются и система управляется по обратным связям от совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений 14. Это происходит до тех пор, пока относительные перемещения не достигнут величин, меньших допустимых значений, после чего включается основной алгоритм управления.1st mode - vibration isolation of the spacecraft and its extended elements (
Во 2-м режиме, когда, наоборот, осуществляется виброизоляция конструкции трансформируемой антенны от микродинамических воздействий, вызванных работой систем космического аппарата в процессе эксплуатации (система терморегулирования приборного контейнера несущей конструкции 6 космического аппарата, приводы поворота панелей солнечных батарей 7 и телеметрической антенны 8, силовые гиродины системы ориентации космического аппарата и др.), управление осуществляется аналогично, с той лишь разницей, что совмещенные датчики пространственного положения и ускорений 14 и 13 меняются в управлении ролями, т.е. управление по обратным связям ведется от совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений 13 и датчиков относительной скорости 25.In the 2nd mode, when, on the contrary, the structure of the transformed antenna is vibration-proofed from microdynamic influences caused by the operation of the spacecraft systems during operation (the temperature control system of the instrument container of the supporting
В 3-м режиме осуществляется подавление колебаний трансформируемой конструкции антенны, вызванных раскрытием антенны и внешними факторами (работа системы терморегулирования фокального блока 4, аэродинамическое сопротивление космической среды и др.). Здесь в контур управления по обратным связям помимо совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений 14 и 13 и датчиков относительной скорости 25 дополнительно включены совмещенные датчики пространственного положения и ускорений 15 и 16, предельно допустимые значения показаний которых (с точки зрения обеспечения требуемой геометрической точности трансформируемой конструкции антенны) определяются при физическом моделировании в процессе наземной отработки, когда устанавливается связь между показаниями совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений 15, 16 и изменением геометрических параметров трансформируемой конструкции антенны, определяемых при воздействии внешних факторов с помощью системы контроля геометрии в виде совокупности совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений 15, 16, установленных непосредственно в контрольных точках на формообразующих элементах конструкции трансформируемой антенны и через АЦП 22 электрически связанных с БВИИУС 18.In the 3rd mode, the vibrational transformations of the antenna structure being transformed are suppressed due to the disclosure of the antenna and external factors (operation of the focal unit 4 temperature control system, aerodynamic drag of the space environment, etc.). Here, in addition to the combined sensors of spatial position and
В 4-м режиме осуществляется подавление колебаний протяженных элементов конструкции космического аппарата, например панелей солнечных батарей, вызванных работой систем космического аппарата в процессе эксплуатации (система терморегулирования приборного контейнера несущей конструкции 6 космического аппарата, приводы поворота панелей солнечных батарей 7 и телеметрической антенны 8, силовые гиродины системы ориентации космического аппарата и др.). Здесь в контур управления по обратным связям помимо совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений 14 и 13 и датчиков относительной скорости 25 дополнительно включены совмещенные датчики пространственного положения и ускорений 17, предельно допустимые значения показаний которых (с точки зрения обеспечения требуемой геометрической точности панелей солнечных батарей) определяются при физическом моделировании в процессе наземной отработки, когда устанавливается связь между показаниями совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений 17 и изменением геометрических параметров панелей солнечных батарей 7 в пространстве, определяемых при воздействии внешних факторов с помощью системы контроля геометрии в виде совокупности совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений 17, установленных непосредственно в контрольных точках на формообразующих элементах конструкций панелей солнейчных батарей 7 и через АЦП 22 электрически связанных с БВИИУС 18.In the 4th mode, the vibration of the extended structural components of the spacecraft is suppressed, for example, solar panels caused by the operation of the spacecraft systems during operation (the temperature control system of the instrument container of the supporting
В 5-м режиме осуществляется непрерывный контроль отклонений пространственных положений оптической оси трансформируемой антенны и панелей солнечных батарей 7 от теоретических вызванных деформацией их формообразующих элементов от внешних или внутренних воздействующих факторов (микродинамические воздействия, термодеформации и др.) и, в случае превышения допустимых значений, производится их юстировка. Здесь контроль геометрии конструкции трансформируемой антенны осуществляется по совокупности показаний от совмещенных датчиков пространственного положения м ускорений 15, 16, установленных непосредственно в контрольных точках на формообразующих элементах конструкции трансформируемой антенны, и, в случае отклонения геометрии рабочей поверхности складного зеркала 1 от теоретической выше допустимого значения, вызванного, например, термодеформациями или технологическими погрешностями складного зеркала 1 после его раскрытия, БВИИУС 18 определяет геометрические параметры складного зеркала 1 и опорной системы 3 и на их основании положение фактической оптической оси, полученного нового (фактического) параболоида зеркала трансформируемой конструкции антенны и подает команды на исполнительные органы - линейные приводы единичных модулей единичных модулей активной виброизоляции 12. В результате согласованного изменения длин единичных модулей активной виброизоляции 12, определяемых по показаниям совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений 13, 14 и рассчитанных с учетом показаний звездных датчиков 5, осуществляется юстировка (наведение) фактической оси зеркала антенны на наблюдаемый объект. При этом обработка векторной информации от датчиков и формирование в БВИИУС 18 управляющих команд ведется в реальном масштабе времени. Юстировка панелей солнечных батарей 7 осуществляется путем корректировки их ориентации на Солнце. Здесь контроль ориентации рабочих поверхностей панелей солнечных батарей 7 на Солнце осуществляется по показаниям от совмещенных датчиков пространственного положения м ускорений 17, установленных непосредственно в контрольных точках на формообразующих элементах конструкции панелей солнечных батарей 7, и, в случае отклонения их пространственного положения от теоретического выше допустимого значения в БВИИУС 18, формируются управляющие команды, которые через ЦАП 21 и усилители мощности 26 подаются на исполнительные органы - приводы поворота 27 панелей солнечных батарей 7. При этом корректировка ориентации рабочих поверхностей панелей солнечных батарей 7 на Солнце осуществляется в реальном масштабе времени.In the 5th mode, the deviations of the spatial positions of the optical axis of the transformed antenna and
Получая в процессе эксплуатации антенны от совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений 13, 14 непрерывную информацию об изменении углов α, β, γ между осями смежных единичных модулей активной виброизоляции 12 (фиг.3), проходящих через центры вращения шарнирных узлов (А, В, С) их крепления к платформе 10 и основанию 11, и зная расстояние l (равное отрезку С-В), которое в процессе эксплуатации антенны в составе космического аппарата остается неизменным, можно из треугольника АВС по теореме синусов определить искомые изменения длин смежных единичных модулей активной виброизоляции 12 АВ и AC (AB=lsinγ/sinα, AC=lsinβ/sinα) и аналогично остальных. Таким образом, совмещенные датчики пространственного положения и ускорений 13, 14, выполненные в виде миниатюрных трехосных блоков гирокопов-акселерометров, установленных на шарнирных концах смежных единичных модулях активной виброизоляции 12, могут быть применены в качестве датчиков их относительных перемещений, возникающих при управлении пространственным положением шестиподвижной фермы 9 в процессе эксплуатации антенны и космического аппарата. При этом в результате отсутствия в совмещенных датчиках пространственного положения и ускорений 13 и 14 подвижных электрических контактов и связанных с ними подвижных элементов, соединяющих концы единичных модулей активной виброизоляции 12, упрощается конструкция и повышается надежность их функционирования, а также снижаются их массогабаритные характеристики.Obtaining during operation of the antenna from the combined sensors of spatial position and accelerations 13, 14 continuous information about the change in the angles α, β, γ between the axes of adjacent unit modules of active vibration isolation 12 (Fig.3) passing through the centers of rotation of the hinge nodes (A, B, C) their attachment to the
Во всех приведенных режимах сигналы от совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений 13-17 поступают через соответствующие АЦП 22, а от звездных датчиков 5 и датчиков относительной скорости 25 - соответственно через АЦП 23 и 24, в цифровом виде в БВИИУС 18, в которой с помощью нейрокомпьютера 19 и программно-алгоритмического обеспечения 20 осуществляются обработка поступающей информации и формирование управляющих команд в реальном масштабе времени, которые через соответствующие ЦАП 21 и усилители мощности 26 поступают на исполнительные органы единичных модулей активной виброизоляции 12 и приводы поворота 27 панелей солнечных батарей 7, а также через шину выходных данных предварительно обработанные и сжатые потоки информации через бортовую радиотелеметрическую систему 28 и радиолинию 29 поступают в наземную приемно-регистрирующую систему 30, в которой операторами-исследователями производится их дальнейшая обработка и анализ полученных результатов и при необходимости корректируется программа проведения наблюдений за объектами исследований, которая в обратном порядке через радиолинию 29 и бортовую радиотелеметрическую систему 28 передается в БВИИУС 18 для выполнения.In all these modes, the signals from the combined sensors of the spatial position and accelerations 13-17 come through the corresponding ADCs 22, and from the
Приведенные способ и устройство могут быть реализованы на базе имеющихся на сегодняшний день разработок и функционирующих устройств. Так, известен «Способ подавления помех от колебаний упругой конструкции космической трансформируемой антенны в процессе эксплуатации и устройство для его осуществления» (Патент на изобретение РФ №2161109, МПК B64G 1/00, 1/22, 3/00, заявлено 10.09.1999; опубл. 27.12.2000, Бюл. №36), в описании которого представлены данные сведения.The above method and device can be implemented on the basis of currently available developments and functioning devices. So, the “Method for suppressing interference from vibrations of the elastic structure of a space-borne transformable antenna during operation and a device for its implementation” is known (Patent for the invention of the Russian Federation No. 2161109,
Сведения о возможности реализации совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений, представляющих миниатюрные трехосные блоки гироскопов-акселерометров выполненные, например, в виде микромеханических вибрационных гироскопов-акселерометров, представлены в описании патента РФ №2064682 «Микромеханический вибрационный гироскоп-акселерометр», МПК G01P 15/-97, заявлено 28.09.1993; опубл. 27.07.1996, Бюл. №21.Information about the possibility of implementing combined sensors of spatial position and accelerations, representing miniature triaxial blocks of gyroscopes-accelerometers made, for example, in the form of micromechanical vibration gyroscopes-accelerometers, are presented in the description of RF patent No. 2064682 "Micromechanical vibration gyroscope-accelerometer", IPC G01P 15 / - 97, claimed September 28, 1993; publ. July 27, 1996, Bull. No. 21.
Предлагаемые способ подавления помех от колебаний упругой конструкции космической трансформируемой антенны и устройство для его осуществления позволят повысить надежность и эффективность функционирования трансформируемой конструкции антенны и космического аппарата за счет уменьшения количества подвижных элементов в устройстве и повышения качества и достоверности информации от системы контроля геометрии и, как следствие, повышения качества управления трансформируемой антенной и панелями солнечных батарей космического аппарата в процессе их эксплуатации. Предлагаемая в способе и устройстве система контроля геометрии позволяет осуществлять контроль геометрии участков конструкций недоступных для контроля другими средствами и может быть эффективно применена и в других протяженных конструкциях, раскрываемых или собираемых на орбите, например различных штангах и трансформируемых фермах с выносимой на них научной аппаратурой, а также в крупногабаритных космических платформах различного назначения.The proposed method for suppressing interference from vibrations of the elastic structure of a space-borne transformable antenna and a device for its implementation will improve the reliability and efficiency of the transformable structure of the antenna and spacecraft by reducing the number of moving elements in the device and improving the quality and reliability of information from the geometry control system and, as a result to improve the quality of control of the transformed antenna and solar panels of the spacecraft in the process of their operation. The geometry control system proposed in the method and device allows controlling the geometry of structural sections inaccessible for control by other means and can be effectively applied to other long structures that are opened or assembled in orbit, for example, various rods and transformed farms with scientific equipment carried out on them, and also in large space platforms for various purposes.
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005131079/11A RU2323136C2 (en) | 2005-10-07 | 2005-10-07 | Method of suppression of interference caused by vibrations of elastic structure of transformable space antenna in the course of operation and device for realization of this method |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005131079/11A RU2323136C2 (en) | 2005-10-07 | 2005-10-07 | Method of suppression of interference caused by vibrations of elastic structure of transformable space antenna in the course of operation and device for realization of this method |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2005131079A RU2005131079A (en) | 2007-04-20 |
RU2323136C2 true RU2323136C2 (en) | 2008-04-27 |
Family
ID=38036495
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2005131079/11A RU2323136C2 (en) | 2005-10-07 | 2005-10-07 | Method of suppression of interference caused by vibrations of elastic structure of transformable space antenna in the course of operation and device for realization of this method |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2323136C2 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2451968C2 (en) * | 2009-10-30 | 2012-05-27 | Общество с ограниченной ответственностью "АВТЭКС" | Method for correction of complicated systems and compensator for its implementation |
CN104932509A (en) * | 2015-05-15 | 2015-09-23 | 上海新跃仪表厂 | Ground testing system for active vibration abatement of flexible spacecraft |
CN106672272A (en) * | 2015-11-10 | 2017-05-17 | 上海新跃仪表厂 | Flexibility parameter in-orbit identification ground testing system for spacecraft with flexible structure |
-
2005
- 2005-10-07 RU RU2005131079/11A patent/RU2323136C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2451968C2 (en) * | 2009-10-30 | 2012-05-27 | Общество с ограниченной ответственностью "АВТЭКС" | Method for correction of complicated systems and compensator for its implementation |
CN104932509A (en) * | 2015-05-15 | 2015-09-23 | 上海新跃仪表厂 | Ground testing system for active vibration abatement of flexible spacecraft |
CN104932509B (en) * | 2015-05-15 | 2017-04-05 | 上海新跃仪表厂 | Spacecraft Active vibration suppression ground testing system |
CN106672272A (en) * | 2015-11-10 | 2017-05-17 | 上海新跃仪表厂 | Flexibility parameter in-orbit identification ground testing system for spacecraft with flexible structure |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2005131079A (en) | 2007-04-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN102636139B (en) | Six-displacement-sensor dynamic measuring method of space six-degree-of-freedom movement | |
CN102650563B (en) | Ground testing system for on-track micro vibration of spacecraft | |
CN101907440B (en) | CMM arm with exoskeleton | |
CN104155538B (en) | Comprehensive experiment testing system for small satellite antenna | |
Shao et al. | Dynamic modeling and wind vibration control of the feed support system in FAST | |
CN102692201A (en) | Device for measuring spatial motion with six degrees of freedom and dynamic measuring method | |
RU2323136C2 (en) | Method of suppression of interference caused by vibrations of elastic structure of transformable space antenna in the course of operation and device for realization of this method | |
Yingjie et al. | Feedback control of a cable-driven Gough-Stewart platform | |
Duan et al. | Calibration and motion control of a cable-driven parallel manipulator based triple-level spatial positioner | |
Campos et al. | An active helideck testbed for floating structures based on a stewart-gough platform | |
Khalilpour et al. | Tip-trajectory tracking control of a deployable cable-driven robot via output redefinition | |
CN104266660B (en) | High accuracy spectrum tests the speed navigator ground test verification method and system | |
Cheng et al. | Vibration control of Gough-Stewart platform on flexible suspension | |
Das et al. | Astrex-a unique test bed for CSI research | |
CN111638721B (en) | Spacecraft three-ultra-control full-link disturbance transfer verification system and verification method | |
RU2161109C1 (en) | Method and device for suppression of interferences of space transformable antenna elastic structure vibrations in service | |
Chalfoun et al. | Design and flexible modeling of a long reach articulated carrier for inspection | |
CN1845031A (en) | Combined feedback-controlled vibration compensation system based on accelerometer | |
Kärcher et al. | Proposed design concepts of the FAST focus cabin suspension | |
Sun et al. | An air floating suspension microgravity simulator for multi specification of spaceborne SAR | |
Chen et al. | Design and Verification of Microgravity Simulation System for Space Station Manipulator | |
CN111220074A (en) | Laser three-dimensional measurement positioning system and target determination method | |
Hu et al. | A method for the kinematic analysis of a novel wave compensation bed for ships based on the 8PSS-UP parallel platform | |
Dekens et al. | Microprecision interferometer: Pointing system performance in on-orbit disturbance environment | |
Shields et al. | Starlight pointing subsystem for the formation interferometer testbed (FIT) |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20091008 |