Manévr s nulovým pohonem - Zero-propellant maneuver

Manévry s nulovým pohonem lze dosáhnout pečlivým plánováním a ovládáním operací s ovládání postoje zařízení, jako je tento Kontrolní gyroskop pro Mezinárodní vesmírná stanice

A manévr s nulovým pohonem (ZPM) je optimální trajektorie postoje používaná k provádění rotačního řízení kosmické lodi bez nutnosti použití trysek. ZPM jsou určeny pro kosmické lodě, které používají akční členy pro ukládání hybnosti. Kosmické lodě ZPM se používají k provádění velkých úhlů rotace nebo tlumení rychlosti (detumbling) bez nasycení akčních členů hybnosti a ukládání hybnosti (ze skladu) bez trysek.

Pozadí

Rotační operace kosmické lodi, jako je otáčení do nového směru, obvykle provádí moment hybnosti paměťová zařízení jako reakční kola nebo kontrolní momentové gyroskopy. Obecně je vhodnější používat tato zařízení místo tradičních trysky, protože jsou poháněny obnovitelnou elektřinou namísto pohonné látky; odpalovací trysky spotřebovávají na kosmické lodi pevné množství pohonné látky. Pohonná látka je velmi nákladná, protože musí být přenášena ze Země; jakmile je vyčerpán, život kosmické lodi skončil. Provozní životnost kosmické lodi je proto určena množstvím přepravovaného paliva a rychlostí, kterou je palivo vyčerpáno. Pohonná látka se používá ke dvěma hlavním účelům: k udržení kosmické lodi na oběžné dráze a ke kontrole rotace. Čím méně pohonné látky je třeba použít k řízení rotace, tím více je k dispozici pro udržení oběžné dráhy a tím delší je životnost kosmické lodi.

Zařízení pro ukládání hybnosti však mají omezenou kapacitu a tato kapacita se brzy nasytí, když je potřeba absorbovat rušivé momenty kosmické lodi způsobené (gravitační gradient, solární bouře, a aerodynamický odpor ); jinými slovy, dosáhnou svého limitu úložiště hybnosti. Jakmile je dosaženo nasycení, zařízení pro ukládání hybnosti nemohou aplikovat točivý moment k řízení orientace kosmické lodi. Kosmická loď pak obvykle vyžaduje trysky využívající pohonné hmoty k „desaturaci“ paměťových zařízení, jinými slovy k uvolnění nahromaděné hybnosti a k ​​obnovení plné schopnosti kosmické lodi provádět rotační operace.

Zkušenost s kosmickou lodí orbitální rozpad kvůli táhnout. Pro udržení své oběžné dráhy jsou trysky zvyklé restartovat sonda do vyšší nadmořské výšky. Protože kapacita palubního paliva je omezená, může kosmická loď provádět pouze omezený počet desaturací hybnosti nebo restartování. Pokud tedy lze snížit nebo eliminovat desaturace hybnosti, lze k udržení kosmické lodi v její požadované hodnotě použít větší část hnacího plynu obíhat, a bude mít delší provozní životnost.

Rotace kosmických lodí se obvykle provádí jako čtveřice otáčení nebo kolem pevné osy (Eulerova věta o rotaci ) obvykle označovaný jako eigenaxis. Rotace kolem vlastní hodnoty mají za následek nejmenší úhel mezi dvěma orientacemi. Kromě toho se otáčení vlastních čísel provádějí s pevnou rychlostí otáčení nebo rychlostí manévru. Aby však bylo možné udržovat rotaci kosmické lodi kolem vlastní osy a při fixní rychlosti manévru, je zapotřebí, aby akční členy pro ukládání hybnosti překonávaly rušivé momenty působící na kosmickou loď. V závislosti na intenzitě poruch, velikosti rotace a kapacitě zařízení pro ukládání hybnosti se mohou zařízení pro ukládání hybnosti nasytit, i když se kosmická loď otáčí malým manévrovacím tempem.

Naštěstí však volba dráhy rotace ovlivňuje výkon kosmické lodi. To umožňuje ZPM nabídnout nový způsob provádění rotací kosmických lodí. Na rozdíl od nejmenších rotací vlastní osy jsou ZPM větší úhel, ale minimální rotace paliva. Na rozdíl od otáčení vlastní osy a rychlosti otáčení osy otáčení, otáčení ZPM mění osu otáčení a rychlost otáčení během manévru. Stejně jako rotace eigenaxis lze rotace ZPM generovat velením kosmické lodi časově proměnlivým povelem a rychlostí. Rotace ZPM však vyžadují podstatně více času než rotace eigenaxis. Trajektorie ZPM lze také použít ke snížení spotřeby paliva, i když kosmická loď místo tryskových úložných zařízení používá trysky. Tato aplikace se označuje jako Reduced Propellant Maneuver (RPM), protože i když je použití hnacího plynu minimalizováno, některé hnací látky budou muset být použity.

Teorie

ZPM je trajektorie postoje bez eigenaxie, která využívá environmentální dynamiku kosmické lodi (např. Gravitační gradient, sluneční tlak, aerodynamika atd.) K eliminaci potřeby aktivátorů hromadného vypuzování během rotačních operací.[1][2]

ZPM jsou vyvíjeny řešením konkrétního nelineárního problému s optimální hodnotou dvoubodové mezní hodnoty pro pevný koncový čas manévru. Zatímco manévr vlastní geometrie udržuje konstantní osu otáčení a rychlost manévru, ZPM používá časově proměnnou osu otáčení a rychlost manévru. Trajektorie manévru manévru eigenaxis se snaží překonat poruchy, aby udržovala konstantní rychlost manévru, což vede k nasycení paměťových zařízení hybnosti. Použitím proměnné rychlosti manévrování se ZPM vyhýbají nasycení aktuátorů pro ukládání hybnosti.

Zjednodušený model pro kosmickou loď ZPM je plachetnice. Plachetnice cvaká proti větru, aby cestovala klikatě, aniž by používala přívěsné motory, a tedy nepoužívala žádnou pohonnou látku. Plachetnice využívá větru, stejně jako ZPM využívá narušení prostředí kosmických lodí. Plachetnice nevede nejkratší cestou k cestování z jednoho místa na druhé. Podobně ZPM nebere nejkratší úhlovou cestu mezi dvěma orientacemi. Lze si představit kormidlo plachetnice jako ekvivalent aktuátorů pro ukládání hybnosti na kosmické lodi.[Citace je zapotřebí ]

Aplikace

ZPM byly předvedeny na Mezinárodní vesmírná stanice (ISS) v letech 2006 a 2007.[3] 5. listopadu 2006 provedla ISS 90stupňový ZPM [4] za 2 hodiny, zatímco 3. března 2007 ISS provedla 180 stupňů ZPM [5] za 2 hodiny a 47 minut. ZPM optimální ovládání problémy pro oba manévry ISS byly vyřešeny pomocí DIDO software.

Dějiny

90 ° ISS ZPM vyvinul Sagar Bhatt pro svou diplomovou práci.[6]

Viz také

Reference

  1. ^ N. Bedrossian, S. Bhatt, W. Kang, I. M. Ross, „Zero Propellant Maneuver Guidance,“ IEEE Control Systems Magazine, sv. 29, číslo 5, říjen 2009, str. 53–73.
  2. ^ N. Bedrossian a S. Bhatt, „Trajektorie navádění naváděcích manévrů vesmírných stanic ve srovnání s Eigenaxis“, Proceedings of the American Control Conference, 2008, pp. 4833–4838.
  3. ^ Národní úřad pro letectví a vesmír. „Fact Sheet: International Space Station Zero-Propellant Maneuver (ZPM) Demonstration.“ 10. června 2011. (13. září 2011) http://www.nasa.gov/mission_pages/station/research/experiments/ZPM.html
  4. ^ N. Bedrossian, S. Bhatt, M. Lammers, L. Nguyen a Y. Zhang, „vůbec první letová ukázka konceptu řízení přístupu s nulovým pohonem,“ Sborník konferencí AIAA Guidance, Navigation and Control Conference, 2007, AIAA 2007–6734.
  5. ^ N. Bedrossian, S. Bhatt, M. Lammers a L. Nguyen, „Výsledky letu manévru s nulovým pohonem pro 180 ° rotaci ISS“, Sborník z Mezinárodního sympozia o dynamice letů do vesmíru, 2007, NASA / CP-2007-214158.
  6. ^ S. Bhatt, „Optimální přeorientování kosmických lodí s využitím pouze gyroskopů s řídicím momentem,“ diplomová práce, Katedra výpočetní a aplikované matematiky, Rice University, 2007.