8.2. СЕНЗОРИ СИСТЕМА ЗА ОРИЕНТИРАНЕ

Контролът на ориентацията е немислим без получаване на информация за движението на триедъра от оси *, твърдо свързан с тялото на космическия кораб, спрямо други подобни ориентировъчни оси, които, имайки начало в същата точка като първите, са независими от тялото на космическия кораб. Ориентационните оси представляват трихедър от посоки *, спрямо които е лесно да се формулират изисквания за получаване на желаната ориентация на космическия кораб и които се променят с промяната на задачите, пред които е изправен космическият кораб.

*( Тристен от оси (посоки) - три взаимно перпендикулярни оси (посоки), пресичащи се в една точка (начало). )

Така че, ако на космическия кораб е инсталиран телескоп, който трябва да бъде насочен към желаната точка на небесната сфера, тогава като оси на ориентация трябва да се избере транслационно движещ се трихедър от оси, които не променят ъгловото си положение спрямо звездите, но ако на космическия кораб е инсталирана камера за изследване на природните ресурси на Земята, тогава трихедърът, съответстващ на системата от орбитални оси, трябва да бъде избран като оси на ориентация.

За да опростим по-нататъшното представяне, ще приемем, че задачата на системата за управление на ориентацията е да поддържа ъглите на ориентация равни или близки до нула - ъглите между едноименните оси на два трихедра, от които единият е твърдо свързан с тялото на космическия кораб, а другият определя осите на ориентация.

Ъглите на ориентация се измерват от така нареченитепозиционни сензори, които според принципа на работа могат да бъдат разделени на три групи: външни информационни сензори, инерционни сензори и сензори за памет. Всеки от тях има своите положителни и отрицателни страни и изисква изпълнението на доста определени условия за тяхното функциониране, които значително влияят върху дизайна на космическия кораб.

Основните сензори савъншна информация, които получават информация отвън(по отношение на тялото на космическия кораб) пространство. Те включват всички оптични сензори, които използват за своята работа оптичното излъчване на тела, външни за космическия кораб (Слънцето, Луната, звездите, инфрачервеното лъчение на Земята), както и сензори, които измерват магнитното поле на Земята, движението на космическия кораб спрямо околната среда и др.

Сред сензорите за външна информация оптичните сензори са най-разнообразни и широко разпространени, най-простият от които е така нареченият слънчев сензор, който ви позволява да прецените отклонението на оптичната му ос от посоката към центъра на Слънцето. Дизайнът на такъв сензор се основава на факта, че Слънцето, като мощен източник на радиация, който не може да бъде объркан с други, позволява използването на доста прости фотодетектори. В този случай е възможно да се използват широкоъгълни сензори, които едновременно "изследват" големи части от небесната сфера, тъй като светлината на звездите, попадащи в нейното поле, не пречи на реакцията на слънчевата радиация.

Най-сложният сензор за външна информация е звездният сензор, който фиксира отклоненията на оптичната си ос от посоката към далечна звезда. Слабостта на излъчването дори на най-ярките звезди изисква силно намаляване на зрителното поле на сензора и използването на най-чувствителните устройства като фотодетектори, като фотоумножители.

Слънчевите и звездните сензори, като едновременно с това фиксират посоката към Слънцето и звездата, напълно определят позицията на космическия кораб в космоса и следователно се използват широко под формата на слънчево-звездна двойка сензори.

Инсталирането на слънчевия сензор е свързано с изискването да не се закрива широкоъгълното му зрително поле от каквито и да е конструктивни елементи на тялото на космическия кораб, което налага определени условия върху оформлението на тялото на космическия кораб, разполагането върху него на такива структурни елементи катосоларни панели, антени и др., за да изберете най-подходящото място за инсталиране на самия соларен сензор. Инсталирането на звезден тракер с тясно зрително поле не изглежда да има толкова тежки условия, но като се има предвид, че в някои случаи оптичната ос на звездния тракер е подвижна, елементи от структурата на космическия кораб също не трябва да попадат в доста голямото му зрително поле, а изключително високата чувствителност на самия сензор налага неговата защита от възможните ефекти на фалшиво осветление (поради осветяването на космическия кораб от Слънцето), което общо може да се окаже да бъде по-мощен от светлината на далечна звезда, както и инсталирането на много напреднали сенници на лещите на звездните тракери и защитата на тези сенници от слънчева светлина, ограничения на допустимите стойности на ъглите "Слънце - обект - звезда" и т.н. Тези проблеми определят оформлението на такива космически кораби като "Марс", "Венера" и "Зонд".

Инсталирането на радиотехнически сензори е сложно поради проблема с поставянето на техните антени, а използването на йонни сензори изисква инсталирането им в такива места на тялото на космическия кораб, където те биха „намерили“ потока от частици от външната среда, необезпокояван от елементите на структурата на космическия кораб и т.н. По този начин използването на външни информационни сензори е свързано с определени конструктивни трудности.

Следователно е съвсем естествено да се използват такива сензори, които могат да бъдат инсталирани вътре в тялото на космическия кораб и които, без да са свързани с външна информация, не изискват външни устройства, които усложняват оформлението на космическия кораб.

Такива сензори саинерционни сензори за ориентация, които могат да функционират само когато осите на ориентация в абсолютното пространство се въртят около фиксирана посока с достатъчно висока ъглова скорост. Следователно сензорите от този вид сасе използват широко на изкуствени спътници на планетите и са безполезни по междупланетни космически маршрути. Освен това те могат да измерват само една ъглова координата, която определя движението на тялото на космическия кораб спрямо осите на ориентация, и то само при условие, че другите две ъглови координати се измерват от сензори от различен вид, т.е. сензори за външна информация. Така че, ако на сателита е инсталиран инфрачервен вертикален конструктор, който определя ъглите на накланяне и наклон, тогава ъгълът на отклонение може да бъде измерен с инерционен сензор.

Горните свойства на инерционните сензори за положение показват, че те могат да работят само в комбинация с външни информационни сензори и приложението им е ограничено.

Понастоящем като инерционни сензори обикновено се използват жироорбити - жироскопични устройства, наподобяващи наземни жирокомпаси.

Сензорите за паметса жироскопични устройства, които също работят без директно използване на външна информация, в които обаче се използват свойствата на свободния жироскоп. Както знаете, свободен жироскоп (разположен в кардан) има тенденция да запази позицията си спрямо далечни звезди (спрямо Нютоново абсолютно пространство) непроменена, независимо от въртенията на основата, върху която е монтиран в своето окачване.

Тъй като един свободен жироскоп позволява да се определят само два ъгъла (невъзможно е да се преброят въртенията на космическия кораб спрямо оста, успоредна на оста на въртене на ротора на жироскопа), за да се определят и трите ъгъла на ориентация, е необходима система от два свободни жироскопа, осите на въртене на които ротори не са успоредни.

Такава система от жироскопи има два основни недостатъка: първо, за да работи, тя трябва първо да бъде „настроена“, т.е. позициониранаоста на роторите на жироскопа е в определено положение спрямо външните ориентири, и второ, оста на ротора на жироскопа запазва позицията си в пространството непроменена само за сравнително кратко време. Първият недостатък води до използването на външни сензори за информация, а вторият, свързан с „отпътуването“ на жироскопите, ограничава времето за използване на такава система. Въпреки че в съвременните жироскопични устройства скоростта на дрейфа на оста на ротора на жироскопа не надвишава една десета от ъгловия градус на час, което е много малко от гледна точка на обикновената човешка практика, в повечето задачи за контролиране на ориентацията на космически кораб те са неприемливо високи, тъй като обикновено продължителността на една сесия за ориентация се измерва в дни, седмици, а понякога и дълги периоди от време.

Използването на система от свободни жироскопи като измерватели на ъгловото положение на тялото на космическия кораб е напълно подходящо за стабилизиране по време на работа на коригиращия двигател, т.е. в относително краткосрочни режими, които вече не са свързани с управление на ориентацията. Ако такава жиросистема е инсталирана на борда на космическия кораб, е напълно приемливо да се използва като помощно устройство за краткосрочен контрол на ориентацията, например при извършване на „програмирани завои“ на корпуса на космическия кораб, т.е. завъртания под определени ъгли от някаква първоначална позиция, реализирана от системата за контрол на ориентацията.

Ако е необходимо да се увеличи времето на ефективна работа на системата от свободни жироскопи до произволно дълго време, е необходимо периодично да се коригира с помощта на информация, взета от външни сензори за информация. Така наречените регулируеми жиросистеми имат тази възможност.

Горното важи и за използването на некоригирани или коригираеми жироплатформи вместо система от свободни жироскопи.

В допълнение към сензорите за позиция, контролът на ориентацията също използва сензори за ъглова скорост (ARS) - устройства, неподвижно монтирани върху тялото на космическия кораб и позволяващи измерване на компонента на неговия вектор на ъглова скорост, успореден на оста на чувствителност на съответния ARS. За да се получи пълна картина на вектора на ъгловата скорост на космическия кораб, е необходим комплект от три ARS, чиито оси на чувствителност са взаимно перпендикулярни и съответстват на осите на чувствителност на сензорите за положение.

В момента практическо приложение са намерили само жироскопични ARS, които не се нуждаят от външна информация и могат да бъдат инсталирани във всяка точка на космическия кораб.