Большая энциклопедия нефти и газа.

Установка электромагнитов системы разгрузки малого КА «Чибис-М»
Большинство современных космических аппаратов оборудованы маховичными или гиросиловыми системами ориентации корпуса космического аппарата. Исполнительные органы данных систем (двигатели-маховики в первом случае и силовые гироскопы во втором) имеют неприятное свойство - через некоторое время непрерывной работы они утрачивают способность выдавать управляющий момент. Двигатели-маховики достигают предельной скорости вращения, и происходит так называемое насыщение , при котором необходимо проводить разгрузку системы ориентации от накопленного кинетического момента. Для этого на каждом спутнике имеется система разгрузки - фактически, вспомогательная система ориентации, зачастую выполненная как часть основной - которая служит для приведения исполнительных органов в исходное состояние. Системы разгрузки бывают реактивные, электромагнитные и гравитационные.
О системах разгрузки я пообещал рассказать прошлой осенью, получилось кратно уменьшить канонические три года ожидания. Желание написать пост усилилось после того, как Филипп Терехов, lozga , очень толково написал про исполнительные органы и датчики систем ориентации космических аппаратов. Пользуясь случаем, рекомендую ознакомиться в ЖЖ Филиппа - на мой взгляд, это лучший российский научно-популярный блог о космосе. Но к делу.

Дисклаймер
Как водится, не могу обойтись без строчки, что «мопед не мой» - основная моя работа связана с двигательными установками космических аппаратов. Но курс «Системы ориентации космических аппаратов» нам на базовой кафедре 533 читали с душой, и я им проникся. Поэтому попробую написать заметку по смежной теме, во многом опираясь на конспект и монографию Владимира Николаевича Васильева.
И вот еще какой момент: ВНИИЭМ работает только с маховичными системами ориентации и электромагнитными системами разгрузки (фирменные «безрасходные» системы ориентации), с ними приходилось сталкиваться в работе. Про все остальные знаю из прочитанной литературы.

Необходимость систем разгрузки
Во первых строках письма не обойтись без ссылки на рассказ про двигатели-маховики и гиродины, там принцип действия описан подробнее, есть примеры и иллюстрации.
Маховичные системы ориентации. Тут всё просто - двигатель-маховик создает управляющий момент только во время разгона (или торможения) ротора. При постоянной скорости вращения момент равен нулю. Соответственно, если двигатель будет выдавать момент достаточно долго, он благополучно достигнет предельной скорости вращения (обычно порядка 5000 об/мин) - и на этом выдача момента прекратится, всё, маховик насытился.
Предвижу возражение: а если выдавать момент в противоположных направлениях, то скорость будет то увеличиваться, то снижаться (вплоть до вращения в противоположную сторону) - и никакого насыщения не произойдет. Проблема в том, что некоторые воздействующие на космический аппарат возмущения имеют один и тот же знак, и придется нашему маховику аккумулировать внешний возмущающий момент, постепенно набирая обороты.



СПД-50 раскручивает MicroSatWhill «Канопуса-В»
Яркий пример - возмущение от двигателя коррекции орбиты, вектор которого не проходит через центр масс. Я когда-то моделировал, как возмущения от двигателя СПД-50 (14 мН тяги) пытаются насытить четыре маленьких маховика «Канопуса-В» - у них оно никак не получалось. А были бы двигатели К50-10.5 на гидразине с тягой в 0,5 Н (в начале работы при полном баке) - насыщение произошло бы на пятой минуте работы двигателя.
Гиросиловые системы. Здесь в роли исполнительных органов используется системы силовых гироскопов - гиродинов. Мы рассмотрим систему из двух одинаковых гиродинов, роторы которых обладают кинетическим моментом G, и оси вращения рамок параллельны:

Электромагнитные системы разгрузки


Магнитное поле Земли
Этот тип систем построен на той же благодатной идее, что и компас - управляющий момент возникает от взаимодействия катушки с током и магнитного поля Земли.
Катушек, как правило, на космическом аппарате имеется три - по одной на каждую ось ориентации. Обмотка у катушки, разумеется, дублирована. Магнитные свойства катушки характеризуются её магнитным моментом, который выражается в Ам 2 .
Геомагнитное поле на околоземных орбитах напоминает по форме спелое яблоко, ось которого на 11,5 градусов отклонена от оси вращения нашей планеты. Все силовые линии проходят через два магнитных полюса, расположенных в Арктике и Антарктике, поэтому в полярных областях Земли силовые линии встречаются чаще и амплитуда магнитного поля там вдвое выше, чем на экваторе. Для справки сообщим, что на экваторе амплитуда геомагнитного поля составляет 31 мкТл, а вблизи полюсов 62 мкТл. Магнитное поле убывает пропорционально кубу большой полуоси орбиты спутника.
Для вычисления управляющего момента от магнитной катушки воспользуемся формулой:
M = P x B ,
где M - управляющий момент [в Нм], P – магнитный момент катушки [Ам 2 ], В - магнитное поле Земли [Тл]. А вот выделение формулы жирным шрифтом и значок «х» говорят нам, что формула записана в векторах и речь идет о векторном произведении, которое по определению есть вектор с модулем:
M=PBsin α,
где α – угол между векторами.
Если вспомнить, что синус 0 есть 0, а синус 90 градусов есть единица, становится понятно, что лучше всего с помощью катушки выдавать момент по оси, перпендикулярной вектору магнитной индукции. И наоборот, если ось магнитной катушки совпала по направлению с силовой линией магнитного поля Земли - момент такая катушка не создаст. Именно это ограничение (зависимость момента не только от тока в катушке, но и от географических координат КА) не позволило применять чисто магнитные системы ориентации для спутников дистанционного зондирования Земли с высокими требованиями по точности.
Более того, чтобы не тратить зря электроэнергию разгрузка с помощью магнитных катушек производится в полярных областях Земли (помните, я моделировал половину витка полета «Канопуса-В» - затем момент с маховиков все равно будет сброшен), а со времен аналоговых систем разгрузки для определения, «когда уже можно включать электромагниты» в состав систем входят магнитометры.
Вот примеры блоков систем электромагнитной разгрузки, разработки фирмы «СПУТНИКС»:

Гравитационные системы разгрузки



КА «Гонец-М»
Если посмотреть на космический аппарат «Гонец-М», бросается в глаза штанга гравитационной системы ориентации, установленная на верхнем днище гермоотсека. Дело в том, что гравитационное поле Земли любое изделие, имеющее форму гантели, стремится установить в вертикальное положение, да так в этом положении и удерживать. Если же взять и повернуть «Гонец-М» по тангажу или крену даже на небольшой угол, гравитационное поле Земли тут же создаст момент, стремящийся повернуть спутник обратно. Так собственно, система ориентации «Гонца-М» и устроена.
Для разгрузки гиродинов орбитальных станций «Мир» и «Скайлаб» использовался тот же принцип – на время пауз в работе научной аппаратуры ориентация станции менялась таким образом, что гравитационное поле создавало момент, разгружающий систему гиродинов. После завершения сброса кинетического момента, ориентацию станции восстанавливали. Тем самым здорово экономилось рабочее тело реактивных двигателей системы ориентации станции. Применяют ли гравитационную разгрузку на МКС – сказать не могу.

Универсальный подход РКЦ «Прогресс»



КА «Ресурс-П»
Пример подхода специалистов Ракетно-космического центра «Прогресс» (г. Самара) к разгрузке комплекса из шести силовых гироскопов космического аппарата «Ресурс-П» оставляет глубокое впечатление и объясняет: каким образом разработанный в Самаре «Ресурс-ДК1» отлетал уже девять лет вместо трех и всё еще в строю.
Итак, в системе управления движением «Альбатрос» для разгрузки гиродинов используются:
- система сброса кинетического момента на базе магнитных катушек (разработка ОАО «НИИЭМ»);
- управляющие реактивные двигатели и управление кардановым подвесом камеры маршевого двигателя комплексной двигательной установки;
- может использоваться перекладка панелей солнечных батарей (у низкоорбитальных «Янтарей» так производился аэродинамический сброс момента).
В общем, как и в случае систем электропитания, у «Прогресса» можно учиться борьбе за живучесть.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для стабилизации космических аппаратов (КА). Система стабилизации КА содержит двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, ракетный двигатель, каналы управления по тангажу и рысканию с датчиками угла, отклонения линейных ускорений и скорости, отклонения угловых ускорений и скорости, суммирующий усилитель, рулевые машинки, интегрирующие устройства, два логических блока, клапаны, двигатели малой тяги. Изобретение позволяет повысить надежность стабилизации КА. 3 ил.

Предлагаемое изобретение относится к космической технике и предназначено для обеспечения стабилизации ракетных разгонных блоков и космических аппаратов (КА).

Известны системы стабилизации КА, использующие в качестве исполнительных органов системы стабилизации электродвигатели-маховики, которые располагаются по осям стабилизации и вырабатывают управляющие динамические моменты, величина которых регулируется, например, пропорционально сигналу управления (патент SU 1839975, приоритет от 26.02.1979). Указанные системы нашли широкое применение в космической технике, но их использование связано с ограничениями по максимуму величины восстанавливающего момента, что определяется предельной скоростью вращения маховиков, поэтому при больших возмущениях реакция системы стабилизации может оказаться недостаточной. Это ограничивает применение подобных систем при стабилизации ракетных разгонных блоков.

Известны системы стабилизации КА, использующие в качестве исполнительных органов системы стабилизации маломощные реактивные двигатели, у которых рабочим телом могут служить обычные продукты сгорания химического топлива или какой-либо газ (С.И. Королев, Н.К. Матвеев. Космические аппараты серии Зенит: Уч. пособие / Балт гос. техн. ун-т, СПб., 2005). Величина создаваемого восстанавливающего момента зависит от скорости истечения и массового расхода рабочего тела, а также от размера плеча, на котором приложена сила тяги двигателя.

Такие системы могут создавать большие величины восстанавливающих моментов и быстро реагировать на возмущающие воздействия, но необходимость использования невосстанавливаемого запаса рабочего тела ограничивает их время применения. При этом возможный размер плеча, на котором приложена сила тяги двигателя, во многом определяются выбранной компоновкой КА. Так, например, для стабилизации малых и средних ракетных разгонных блоков (РБ), компоновка которых включает кольцеобразный блок баков с диаметрально противоположным расположением относительно продольной оси блока двух сферических баков окислителя, двух сферических баков горючего и двух сферических приборных отсеков, используют двухкомпонентный ракетный двигатель, установленный во внутреннем проеме блока баков вдоль продольной оси (патент RU 2043956, приоритет от 23.11.1993). Указанная компоновка использована в конструкции ракетного разгонного блока «Фрегат». Особенностью КА, имеющих подобную компоновку, является то, что плечо управляющего момента мало из-за близости точки опоры ракетного двигателя к центру масс КА. При этом кроме возмущения в виде момента возмущение в виде силы также имеет значительную величину. Применение поворотного ракетного двигателя, установленного в кардановом подвесе, при малом плече управления, определяемом расстоянием между центром тяжести КА и точкой приложения силы от двигателя, для получения управляющего момента с целью парирования возмущения, требует значительных углов и угловых скоростей поворота камеры сгорания двигателя. Это неизбежно вызывает большую составляющую боковой (поперечной) возмущающей силы. Указанные недостатки частично устраняются при установке ракетного двигателя в подвесе с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА. Перемещение подвеса осуществляется с помощью рулевых машинок. Система стабилизации для КА, содержащего двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, симметрично расположенными относительно продольной оси КА, и ракетный двигатель, установленный в подвесе вблизи центра масса КА с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА, является наиболее близким аналогом к заявленной система стабилизации КА и выбрана в качестве прототипа, (патент RU 2090463, приоритет от 20.09.1997). Система включает канал управления по тангажу и канал управления по рысканию, каждый из которых содержит датчики отклонения линейных ускорений и скорости и датчики отклонения угловых ускорений и скорости, выходы которых через суммирующий усилитель подключены к входам рулевых машинок, обеспечивающих плоскопараллельные перемещения подвеса с двигателем. Указанная система стабилизации была использована при разработке разгонного блока «Фрегат» и позволяет повысить точность стабилизации в режиме кратковременных коррекций траектории за счет повышения точности стабилизации поперечных скоростей центра масс КА. Однако указанная система не позволяет устранить остальные проблемы стабилизации, присущие данной компоновке КА. К одной из таких проблем относится проблема разновыработки топлива из баков окислителя и горючего, что может привести к смещению центра тяжести КА к концу активных маневров до критической для обеспечения стабилизации величины, которая определяется возможно максимальным ходом штока РМ, т.е. зоной прокачки камеры двигателя. Для снижения вероятности такого развития событий приходится конструктивными способами обеспечивать необходимое исходное положение ЦТ в поперечной плоскости и путем замеров и регулировки минимизировать разницу гидравлических сопротивлений в трактах подачи компонентов топлива, что требует значительных технологических и материальных затрат и снижает надежность системы стабилизации.

Технической задачей, решаемой предлагаемым изобретением, является повышение надежности осуществления стабилизации при наличии разновыработки, способной привести к потере стабилизации КА.

Указанная задача обеспечивается тем, что в отличие от известной системы стабилизации космического аппарата (КА), содержащего двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, симметрично расположенными относительно продольной оси КА, и ракетным двигателем, установленным в подвесе вблизи центра масса КА с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА, включающая канал управления по тангажу и канал управления по рысканию, каждый из которых содержит датчики отклонения линейных ускорений и скорости и датчики отклонения угловых ускорений и скорости, выходы которых через суммирующий усилитель подключены к входам рулевых машинок, обеспечивающих плоскопараллельные перемещения подвеса с двигателем, новым является то, что система стабилизации снабжена датчиками угла и интегрирующими устройствами, введенными в каналы управления по тангажу и рысканию, и двумя логическими блоками, подключенными к входам клапанов, управляющих наддувом в каждом баке, что определяет расход топлива из баков окислителя и горючего и подключением двигателей малой тяги, при этом в каждом из каналов управления по тангажу и рысканию вход интегрирующего устройства подключен ко второму выходу датчика отклонения угловых ускорений и скорости, а выходы датчика угла и интегрирующего устройства подключены соответственно к третьему и четвертому входу суммирующего усилителя, пятый вход которого подключен ко вторым выходам рулевых машинок, причем входы каждого логического блока подключены к третьим выходам рулевых машинок обоих каналов.

Снабжение системы стабилизации датчиками угла и интегрирующими устройствами, введенными в каналы управления по тангажу и рысканию, и логическими блоками, подключенными к входам клапанов, управляющих наддувом и, следовательно, расходом топлива из баков окислителя и горючего и подключением двигателей малой тяги, позволяет компенсировать разновыработку топлива из баков, снизить уровень возмущений, действующих на КА, и повысить быстроту и надежность осуществления стабилизации.

При этом подключение двигателей малой тяги к процессу стабилизации позволяет компенсировать на начальном этапе стабилизации определенную инерционность реакции от перераспределения расхода топлива в баках на процесс стабилизации КА.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

Фиг. 1 - структурная схема системы стабилизации;

Фиг. 2 - принципиальная схема 1-го логического блока;

Фиг. 3 - принципиальная схема 2-го логического блока.

Предлагаемая система стабилизации предназначена для стабилизации космических аппаратов (КА), содержащего двигательную установку (ДУ) со сферическими баками окислителя и горючего, симметрично расположенными относительно продольной оси КА, и ракетный двигатель (РД), установленный в подвесе вблизи центра масса КА с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА, например, ракетного разгонного блока «Фрегат». Система включает канал управления по тангажу («Т») и канал управления по рысканию («Р»), каждый из которых содержит датчики отклонения линейных ускорений и скорости 1, 2 и датчики отклонения угловых ускорений и скорости 3, 4, выходы которых через суммирующий усилитель 5, 6 подключены к входам рулевых машинок (РМ) 7, 8, обеспечивающих плоскопараллельные перемещения подвеса с двигателем 9. Канал тангажа («Т») обеспечивает управление линейным перемещением подвеса с двигателем 9 в плоскости YOZ вдоль оси «OZ» (штоком рулевых машинок 7 канала «Т»), а канал рыскания («Р») обеспечивает управление линейным перемещением подвеса с двигателем 9 в плоскости YOZ вдоль оси «OY» (штоком рулевых машинок 8 канала «Р»). Кроме того, каждый из каналов управления по тангажу («Т») и рысканию («Р») включает датчик угла 10, 11 и интегрирующее устройство 12, 13, подключенные к суммирующему усилителю 5, 6. Вход интегрирующего устройства 12, 13 подключен ко второму выходу датчика отклонения угловых ускорений и скорости 2. Пятый вход суммирующего усилителя 5, 6 подключен ко второму выходу рулевой машинки 7, 8. Составы приборов каналов тангажа и рыскания в этой части (блоки 1-13) являются идентичными и могут быть реализованы на базе известных технических решений, см. например, кн. «Управление космическим летательным аппаратом», К.Б. Алексеев, Г.Г. Бебенин, изд. Машиностроение, 1964 (1, 2 - стр. 115, Фиг. 4.2); (3, 4 - стр. 163, Фиг. 4-28); (5, 6 - стр. 217, Фиг. 5.17); (10, 11 - стр. 117, Фиг. 4.3); (12, 13 - стр. 218, Фиг. 5.19). Система снабжена двумя логическими блоками (ЛБ-1, ЛБ-2) 14, 15, подключенными к входам клапанов 16, 17, 18, 19, управляющих наддувом и, следовательно, расходом топлива из баков окислителя и горючего и подключением двигателей малой тяги 20, 21, 22, 23, причем входы каждого логического блока 14, 15 подключены к третьим выходам рулевых машинок 7, 8 обоих каналов. Пример реализации ЛБ-1 приведен на Фиг. 2, где 24 - развязывающие диоды; 25 - настроечные сопротивления, 26 - реле с нормально замкнутыми контактами и нормально разомкнутыми контактами в канале «+» тангаж; 27 - аналогичное реле в канале «-» тангаж; 28 - аналогичное реле в канале «+» рысканье; 29 - аналогичное реле в канале «-» рысканье; 261, 262, 213 - контактные группы реле 26; 271, 272, 273 - контактные группы реле 27; 281, 282, 283 - контактные группы реле 28; 291, 292, 293 - контактные группы реле 29; 30, 31 - соответственно реле управления клапанами наддува в первом и втором баках горючего; 32, 33 - соответственно реле управления клапанами наддува в первом и втором баках окислителя. Пример реализации ЛБ-2 приведен на Фиг. 3, где 24 - развязывающие диоды; 25 - настроечные сопротивления, 34 - реле с нормально замкнутыми контактами и нормально разомкнутыми контактами в канале «+» тангаж; 35 - реле в канала «-» тангаж; 36 - реле канала «+» рысканье; 37 - реле канала «-» рысканье; 341, 351, 361, 371 - контактные группы соответствующих реле 34, 35, 36, 37; 38 - реле управления двигателем малой тяги в канале «+» тангаж; 39 - реле управления двигателем малой тяги в канале «-» тангаж; 40 - реле управления двигателем малой тяги в канале «+» рысканье; 41 - реле управления двигателем малой тяги в канале «-» рысканье.

В процессе работы системы стабилизации на входы суммирующего усилителя 5, 6 помимо сигналов от датчиков 1, 2, 3, 4, 10, 11 и интегрирующего устройства 12, 13 поступает информация о положении штока рулевой машинки (РМ) 7, 8 в каждом канале стабилизации. При достижении в канале стабилизации тангажа первого порога заданной величины хода штока рулевой машины (например, 7), сигнал пропорциональный величине хода штока (например, с потенциометров обратной связи) поступает также на соответствующий вход логического блока ЛБ-1, который выдает команду на клапан управления наддувом в соответствующем баке. Величина наддува в этом баке снижается соответственно, снижается и расход компонента топлива из этого бака. Начинается процесс уменьшения величины эксцентриситета, вызванного накопившейся разновыработкой. Аналогичные процессы могут проходить и в канале стабилизации рысканья, приводя в конечном итоге к сокращению накопленного эксцентриситета до заданного уровня. Поскольку оси стабилизации, вдоль которых установлены РМ, и оси симметрии баков с топливом не совпадают (угол между ними составляет порядка 45°), ЛБ-1 использует для выработки управляющих команд информацию о положении штоков обеих РМ. Система подачи топлива устроена так, что за счет ограничения наддува в баке с меньшим количеством топлива происходит перераспределение расхода топлива из двух одноименных баков с сохранением общего расхода на выходе из турбонасосного агрегата (ТНА). Тяга ДУ при этом остается постоянной. Далее динамика процесса изменения положения ЦТ зависит от степени ограничения наддува. Для конкретной заправки баков степень ограничения может определяться экспериментально. Вследствие перераспределения расхода топлива величина отклонения центра тяжести (ЦТ) будет уменьшаться. В случае максимальной заправки баков и большей продолжительности работы двигательной установки возможен случай, когда предпринятое ограничение наддува в конкретном баке приведет к нарастанию эксцентриситета в противоположном направлении. В этом случае ЛБ-1 отключит клапан и восстановит исходную величину наддува. С целью гарантированного обеспечения стабилизации РБ, учитывая, что реакция перераспределения расхода топлива на ограничение наддува является медленным процессом и возможно, что в течение некоторого времени после включения клапана наддува эксцентриситет, ЦТ будет продолжать увеличиваться, дополнительно предусмотрено по второму уровню управляющего сигнала на входе ЛБ-2 подключение двигателей стабилизации РБ на пассивных участках, что дает некоторый запас по расширению возможной зоны обеспечения стабилизации РБ. Принципиальным является то, что подключение двигателей малой тяги производится в результате анализа положения основного управляющего двигателя, а не по результатам измерения динамических параметров стабилизации РБ. Принцип действия логической схемы следующий: при достижении величины хода штока, например, в канале РМТ соответствующего значения, определяемого настроечным сопротивлением, в зависимости от знака управляющего тока, срабатывает соответствующее реле 26 или 27. Соответствующее положение займут контактные группы этого реле, в результате чего подана команда на отключение клапанов наддува в соответствующем баке топлива. Поскольку в нашем случае оси стабилизации РБ и оси симметрии баков не совпадают, то отключение клапана наддува соответствующего бака определяется исходя из величины и знака ходов штока РМ в каналах тангажа и рыскания, как следует из представленной схемы. На входы логического устройства ЛБ-2 через развязывающие диоды и настроечные сопротивления подаются сигналы, пропорциональные ходу штоков рулевых машинок в каналах тангажа и рыскания. В зависимости от знака входного сигнала в каждом канале стабилизации ЛБ-2 вырабатывает сигналы на подключение соответствующих двигателей малой тяги (ДМТ), создающих дополнительный управляющий момент в канале тангажа и в канале рыскания.

Предлагаемая система стабилизации позволяет снизить уровень возмущений, действующих на КА, и повысить быстроту и надежность осуществления стабилизации.

Формула изобретения

Система стабилизации космического аппарата (КА), содержащего двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, симметрично расположенными относительно продольной оси КА, и ракетным двигателем, установленным в подвесе вблизи центра масса КА с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА, включающая канал управления по тангажу и канал управления по рысканию, каждый из которых содержит датчики отклонения линейных ускорений и скорости и датчики отклонения угловых ускорений и скорости, выходы которых через суммирующий усилитель подключены к входам рулевых машинок, обеспечивающих плоскопараллельные перемещения подвеса с двигателем, отличающаяся тем, что система стабилизации снабжена датчиками угла и интегрирующими устройствами, введенными в каналы управления по тангажу и рысканию, и двумя логическими блоками, подключенными к входам клапанов, управляющих расходом топлива из баков окислителя и горючего и подключением двигателей малой тяги, при этом в каждом из каналов управления по тангажу и рысканию вход интегрирующего устройства подключен ко второму выходу датчика отклонения угловых ускорений и скорости, а выходы датчика угла и интегрирующего устройства подключены соответственно к третьему и четвертому входу суммирующего усилителя, пятый вход которого подключен ко вторым выходам рулевых машинок, причем входы каждого логического блока подключены к третьим выходам рулевых машинок обоих каналов.

Изобретение относится к устройствам для измерения углов ориентации летательных аппаратов, а также наземных транспортных средств и других подвижных объектов. Сущность изобретения: система ориентации содержит гировертикаль, измеряющую углы крена и тангажа, гироскоп направления, измеряющий угол курса, трехкомпонентный измеритель угловых скоростей и трехкомпонентный измеритель кажущегося ускорения. Преобразованные в АЦП сигналы, соответствующие углам крена, тангажа и курса, обрабатываются блоком кватернионных преобразований, который вычисляет кватернион ориентации. Вычисленное значение кватерниона поступает на входы блока включения и выключения коррекции и блока идентификации погрешностей, а с выхода блока включения и выключения коррекции - на вход блока вычисления кватерниона ориентации, на другие входы которого поступают сигналы с выхода блока идентификации погрешностей и сигналы, соответствующие трем компонентам угловой скорости и трем компонентам кажущегося ускорения. Блок вычисления углов ориентации по сигналам блока вычисления кватерниона ориентации вычисляет углы крена, тангажа и курса. Технический результат - повышение точности и надежности определения углов ориентации. 1 ил.

Изобретение относится к устройствам для измерения углов ориентации летательных аппаратов, а также наземных транспортных средств и других подвижных объектов (ПО).

Известны гироскопические системы ориентации летательных аппаратов. Широкое применение находят системы ориентации на основе гироскопической курсовертикали . Она содержит двухосную платформу, стабилизированную в плоскости горизонта по сигналам пары двухстепенных гироскопов и двух жидкостных маятниковых датчиков. Курсовой гироскоп установлен на наружной (креновой) раме двухосного стабилизатора, а также связан тягой с внутренней, что обеспечивает стабилизацию оси наружной рамы курсового гироскопа по вертикали. Недостатком описанной системы ориентации является довольно большая масса (>8,5 кг) и высокая стоимость, что является неприемлемым для малогабаритных летательных аппаратов.

Применяются системы ориентации на основе трехосных гиростабилизаторов . Их недостатком также являются большие масса, габариты и стоимость. Известны системы ориентации космических аппаратов (Пельпор Д.С. Гироскопические системы ориентации и стабилизации. - М.: Машиностроение. 1982. - 166 с.), содержащие гироорбитант в виде трехстепенного гироскопа в кардановом подвесе и инфракрасную вертикаль (с.135-139). Недостатком такой системы ориентации являются наличие кардановых погрешностей в гироорбитанте при отклонениях космического аппарата от плоскости горизонта.

Известна система ориентации, содержащая пару трехстепенных гироскопов: гировертикаль и курсовой гироскоп (прототип) . Гировертикаль представляет собой трехстепенный астатический гироскоп, имеющий шарикоподшипниковые опоры в осях подвеса наружной и внутренней рамок. На внутренней рамке установлены два жидкостных маятниковых датчика, реагирующих на отклонение гироскопа по двум взаимно-перпендикулярным направлениям. Электрические выходы этих датчиков соединены с обмотками управления датчиков моментов горизонтальной коррекции. Совокупность двух жидкостных маятниковых датчиков и двух датчиков моментов образует систему горизонтальной коррекции. По осям подвеса наружной и внутренней рамок гировертикали установлены датчики углов крена и тангажа, обычно трансформаторного типа. Датчик крена обычно имеет программное устройство (в виде базы, расположенной на корпусе и поворачиваемой двигателем). Курсовой прибор представляет собой также трехстепенный гироскоп, ось наружной рамки которого параллельна нормальной оси ПО. Гироскоп также имеет шарикоподшипниковый подвес, на внутренней рамке которого расположен жидкостный маятниковый датчик, выход его соединен с обмоткой управления датчика момента, создающего момент вокруг оси подвеса наружной рамки. Жидкостный маятниковый датчик и датчик момента образуют систему горизонтальной коррекции, удерживающую ось собственного вращения курсового гироскопа в плоскости горизонта. Датчик съема сигнала представляет собой, как правило, трансформаторный датчик угла, регистрирующий поворот наружной рамки относительно базы этого датчика, расположенной на корпусе. База имеет привод в виде двигателя, который может ее разворачивать относительно корпуса на программный угол. В состав системы ориентации могут входить выключатель коррекции, источники питания и другие устройства, необходимые для обеспечения ее работы. Работает система ориентации следующим образом. Перед движением ось собственного вращения гировертикали занимает вертикальное положение, а у курсового гироскопа - горизонтальное. С помощью программного устройства задается программный угол курса. При движении ПО возникают его повороты относительно плоскости горизонта и заданного направления движения по курсу. Эти повороты фиксируются соответствующими гироскопами, преобразуются датчиками угла в электрические сигналы, а последние подаются в систему управления и навигации. Система ориентации компактна и обладает малой массой, находит широкое применение в виде, например, МГВ-4 и ГА-8 и других систем.

Недостатком данной системы ориентации является наличие в курсовом гироскопе кардановых погрешностей, которые могут достигать при угле крена 30 и тангаже 10 величин до 8-10. Кроме того, в гировертикали также могут иметь место кардановые погрешности, если ось подвеса ее наружной рамки направлена по поперечной оси объекта. Это снижает точность управления, а также уменьшает устойчивость системы летательный аппарат - автопилот.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности и надежности съема информации в каналах системы ориентации. Задача решается за счет того, что в систему ориентации, состоящую из гировертикали и гироскопа направления, установленных на подвижном объекте и содержащих датчики съема сигналов по углам тагнажа, крена и курса, введены три датчика угловых скоростей, оси чувствительности которых параллельны нормальной, поперечной и продольной осям объекта, три акселерометра с аналогично направленными осями чувствительности, а также бортовой компьютер с аналого-цифровым преобразователем. Выходы гироскопа направления, гировертикали, трех датчиков угловых скоростей и трех акселерометров соединены через входы многоканального аналого-цифрового преобразователя (например, 16-канальной 16-разрядной платы АЦП PCL-816) с соответствующими входами бортового компьютера.

Система ориентации, схема которой представлена на чертеже, состоит из гировертикали 1, измеряющей и выдающей в систему управления сигналы по углу крена и углу тангажа , и гироскопа направления 2, выдающего сигнал по углу курса . В систему ориентации также входят трехкомпонентный измеритель угловых скоростей (ТГИУС) 3 и трехкомпонентный измеритель кажущегося ускорения (ТИКУ) 4, которые вырабатывают в виде напряжения постоянного тока сигналы трех составляющих угловой скорости в проекциях на оси объектовой системы координат , , и трех составляющих кажущегося ускорения в проекциях на те же оси , , , которые преобразуются аналого-цифровым преобразователем (АЦП) 5. Преобразованные сигналы, соответствующие углам крена, тангажа и курса, обрабатываются блоком кватернионных преобразований 6, который вычисляет кватернион ориентации ПО. Вычисленное значение кватерниона поступает на входы блока включения и выключения коррекции 7 и блока идентификации погрешностей ТГИУС и ТИКУ 8, с выхода блока включения и выключения коррекции 7 - на вход блока вычисления кватерниона ориентации 9, на другие входы которого поступают сигналы с выхода блока идентификации погрешностей 8 и сигналы с шести выходов АЦП 5, соответствующие трем компонентам угловой скорости и трем компонентам кажущегося ускорения. С выхода блока вычисления кватерниона ориентации 9 кватернион ориентации ПО поступает на вход блока вычисления углов ориентации 10, с выходов которого выдаются сигналы, соответствующие углам крена, тангажа и курса ПО. Блоки 6-10 входят в состав бортового компьютера (БК), в качестве которого может быть применен специализированный вычислитель, например на основе микропроцессоров 1834ВМ86 или 1821ВМ85. В качестве гировертикали 1 (ГВ) может быть применен прибор МГВ-2 или МГВ-4, в качестве гироскопа направления 2 (ГН) - прибор ГА-6 или ГА-8, в качестве датчиков ТГИУС 3 - приборы ДУСВЧ или другие (ВГ910 и ВГ951), а в качестве датчиков ТИКУ 4 - акселерометры ДЛУММ-3, 5, 10 и т.д. Отметим, что введение ДУСов и акселерометров в систему ориентации не приводит к увеличению массы пилотажно-навигационного комплекса летательного аппарата: эти приборы уже имеются в его системе управления и используются по другому назначению.

Принцип работы схемы компенсации кардановых погрешностей состоит в следующем. При движении ПО с углами крена и тангажа меньше наперед заданных значений, сигналы по курсу, крену и тангажу снимаются с ГВ 1 и ГН 2, пересчитываются блоком кватернионных преобразований БК 6 в значения кватерниона ориентации по алгоритмам:

где , , - курс, крен и тангаж, полученные с ГН и ГВ.

При малых углах крена и тангажа ПО выражения (1) вводятся через блок включения и выключения коррекции 7 БК в качестве корректирующих членов в кватернионное уравнение определения углов ориентации по сигналам ТГИУС 3 и ТИКУ 4. Реализация кватернионного уравнения производится в блоке вычисления кватерниона ориентации 9 в виде следующего алгоритма:

где - кватернион угловой скорости ПО, сформированный на основе сигналов, измеренных ДУСами в проекциях на соответствующие оси,

Кватернион линейной скорости ПО, полученный по сигналам ТИКУ в проекциях на соответствующие оси,

Разность кватернионов ориентации, полученных по выражениям (1) и (2), которая запоминается в блоке идентификации погрешностей ТГИУС и ТИКУ 8 в режиме движения ПО с малыми углами крена и тангажа (меньшими 5). Эта разность характеризует погрешности датчиков ТГИУС И ТИКУ и в случае больших углов крена и тангажа ПО используется в качестве корректирующего члена при определении кватерниона ориентации по выражению (2).

Выражение (2) представляется в скалярном виде:

Полезность данного изобретения определяется повышением точности съема углов ориентации за счет уменьшения кардановой ошибки ГН 1 и ГВ 2 при больших углах крена и тангажа путем создания второго канала ориентации на основе ДУСов, не имеющих кардановой погрешности и акселерометров. Так, если при угле крена 30 кардановая ошибка в ГН 1 может достигать 10-12, то за счет применения предложенной схемы компенсации эта погрешность уменьшается в 10-20 раз в зависимости от длительности виража. При этом погрешности ДУСов, имеющих несопоставимо большую угловую скорость дрейфа, чем ГН 1 (в ГА-6 он составляет 3/час; в ГА-8 1/час, в то время как в ДУСВЧ 36/час), во время разворотов устраняются алгоритмами коррекции при движении ПО с малыми (до 5) углами крена и тангажа.

Источники информации

1. Пельпор Д.С., Ягодкин В.В. Гироскопические системы: ч. I Проектирование гироскопических систем. - М.: Высшая школа, 1977. - 216 с.

2. Курсовертикаль гироскопическая КВГ-1. Техническое описание. 6В2.568.004ТО, 1971. – 34 с.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Система ориентации, содержащая гировертикаль и гироскоп направления, установленные на подвижном объекте, отличающаяся тем, что в нее введены три датчика угловых скоростей, оси чувствительности которых параллельны нормальной, поперечной и продольной осям объекта, три измерителя кажущегося ускорения с аналогично направленными осями чувствительности, а также блок кватернионных преобразований, блок включения и выключения коррекции, блок идентификации погрешностей, блок вычисления кватерниона ориентации, блок вычисления углов ориентации и аналого-цифровой преобразователь, при этом выходы гироскопа направления и гировертикали соединены через входы многоканального аналого-цифрового преобразователя с соответствующими входами блока кватернионных преобразований, выход блока кватернионных преобразований соединен со входом блока включения и выключения коррекции и первым входом блока идентификации погрешностей, выход блока включения и выключения коррекции - со входом блока вычисления кватерниона ориентации, другие входы которого соединены с выходом блока идентификации погрешностей и через аналого-цифровой преобразователь соединены с выходами трех датчиков угловых скоростей и трех измерителей кажущегося ускорения, а выход блока вычисления кватерниона ориентации соединен со входом блока вычисления углов ориентации, и вторым входом блока идентификации погрешностей.

Использование: в ракетно-космической технике. Сущность: система стабилизации космического аппарата содержит каналы управления по тангажу и рысканью из последовательно соединенных датчика отклонения углового ускорения и угловой скорости, суммирующего усилителя и рулевой машинки, датчика отклонения линейного ускорения и линейной скорости, двигательной установки, камера сгорания которой установлена с возможностью линейного перемещения вдоль поперечных осей космического аппарата. 4 ил.

Предлагаемое изобретение относится к области ракетно-космической техники по разделу системы управления космическими аппаратами (КА). Особенности рассматриваемого класса КА состоит в том, что по условиям компоновки: 1. Плечо управляющего момента мало из-за близости точки опоры двигательной установки (ДУ) к центру масс КА. 2. Кроме возмущения в виде момента, возмущение в виде силы также имеет значительную величину. Известна система стабилизации (СС) рассматриваемого класса КА, состоящая из датчика угла, корректирующего контура, усилителя, пулевого привода. Указанная система имеет следующие недостатки: 1. Она неэффективна при стабилизации КА с малым плечом управления. 2. Не обеспечиваются малые погрешности стабилизации поперечных скоростей центра масс КА, т.к. кроме возмущающего момента, возмущающая сила имеет значительную величину (по причине малого плеча угла поворота двигателя требуются большие и дающие соответственно большие составляющие поперечных сил). Наиболее близким техническим решением для предлагаемой системы является автомат стабилизации (АС), состоящий из корректирующего контура, акселерометра, интегратора, суммирующего усилителя, рулевой машинки, отрицательной обратной связи. Однако этот АС по указанным выше причинам также не может быть использован для точной стабилизации поперечных скоростей на участках коррекции траектории при действии возмущающей силы и при малом плече управляющего момента. Общим принципиальным недостатком вышеуказанных систем стабилизации является то, что в качестве исполнительного органа используется поворотная двигательная установка в кардановом подвесе. При малом плече управления, определяемом расстояние между центром тяжести КА и точкой приложения силы от ДУ, для получения управляющего момента с целью парирования возмущения требуются значительные углы и угловые скорости поворота камеры сгорания ДУ. Это неизбежно вызывает большую составляющую боковой (поперечной) возмущающей силы. В предлагаемом изобретении этот недостаток устраняется тем, что камера сгорания (КС) перемещается линейно вдоль осей стабилизации КА, что создает только управляющий момент без большой поперечной силы. Сущность изобретения заключается в том, что в систему стабилизации КА, содержащую двигательную установку с камерой сгорания, точка опоры которой расположена вблизи центра масс КА, каналы управления по тангажу и рысканию, каждый из которых выполнен в виде последовательно соединенных суммирующего усилителя и рулевой машинки, дополнительно введены в каждый канал датчик отклонения углового ускорения и угловой скорости относительно центра масс КА и датчик отклонения линейной скорости центра масс КА, выходы которых соединены со входами суммирующего усилителя, а камера сгорания двигательной установки установлена с возможностью линейного перемещения вдоль поперечных осей КА. Техническим результатом является повышение точности стабилизации и режиме коррекции траектории путем повышения точности стабилизации поперечных скоростей центра масс КА.2 На фиг. 1 приведена блок-схема предлагаемой СС центра масс в направлении оси Y. Она состоит для канала Т из датчика отклонения линейных ускорений и скорости 1, датчика отклонения угловых ускорения и скорости 2, соединенных с суммирующим усилителем 3, выход которого подсоединен ко входу рулевой машинки 4 (РМ). Шток РМ линейно перемещает камеру сгорания (КС) ДУ 5 по направляющим и прижимным роликам и промежуточной плате. На фиг. 2 приведена схема датчика отклонения угловых ускорения и скорости КА. Он содержит последовательно соединенные гироскопический измеритель угловой скорости и дифференцирующий операционный усилитель. Он содержит гироскоп 1, пружину 2, демпфер 3, рамки 4, потенциометр 5. На фиг. 3 представлена схема датчика отклонения линейных ускорения и скорости КА. Он содержит последовательно соединенные акселерометр (А) и интегрирующий операционный усилитель (ИСУ). Он содержит корпус 1, инерционную массу 2, направляющие 3, датчик сигнала 4, пружину 5, демпфер 6. На фиг. 4 показана схематическая конструкция ДУ. Линейное перемещение КС обеспечивается поступательным перемещением в двух независимых ортогональных направлениях вдоль осей КА по оси Y для канала Т и по оси Z для канала Р. Система стабилизации работает следующим образом. Ввиду идентичности каналов СС по тангажу (Т) и рысканию (Р) и для упрощения описания рассматривается канал Т. Предлагаемая СС работает по каналу Т (аналогично по каналу Р) следующим образом: с выходов блоков 1 и 2 сигналы поступают на блок 3, с которого управляющий сигнал поступает на блок 4, перемещающий КС (блок 5) и создающий управляющий момент относительно центра масс КА. Характерной и принципиальной особенностью предлагаемой системы в отличие от прототипа является то, что на вход блока 3 не подаются: сигнал обратной связи с рулевой машинки; сигнал, пропорциональный угловому отклонению КА; сигнал, пропорциональный линейному отклонению КА. Предлагаемая СС является авторским приближением системы к инвариантной. Для системы уравнений, описывающей динамику движения для канала Т условие полной инвариантности по возмущающему моменту M в
по возмущающей силе F в

Где
(1) уравнение моментов;
(2) уравнение сил;
(3) уравнение управления;
v угловое отклонение КА по Т;
y линейное перемещение КА вдоль оси Y;
перемещение исполнительного органа;
a об, a yv , a yv коэффициенты уравнения;
W сс передаточная функция системы стабилизации;
f упр функционал управления, содержащий функционал F 1 по Y, функционал F 2 по v и коэффициент обратной связи привода Кос,
P оператор Лампласа и К сх крутизна скоростной характеристики привода. Добиться в реальной системе выполнения полной инвариантности (нулевого отклонения) сложно. Предлагаемая СС позволяет минимизировать динамическое отклонение по линейной скорости центра масс при ограниченном времени, присущем режиму коррекции траектории КА путем частичного удовлетворения условий инвариантности, т.е. приближение к нулевым значениям условий (4) и (5). Это достигается:
отключением обратной связи K со =0),
формированием алгоритма управления таким образом, чтобы при P _ 0 передаточная функция СС W сс _ 0 за счет отключения позиционных составляющих по v и y в функционалах управления F 1 и F 2 . Датчик отклонения угловых ускорения и скорости КА представлен на фиг. 3. Здесь ГИУС измеряет значения угловой скорости вокруг оси чувствительности Y. Пружина 2 служит для баланса гироскопического момента гироскопа, а демпфер 3 для сглаживания колебаний собственной частоты. Установившееся положение соответствует равенству гироскопического момента и момента пружины, оно регистрируется потенциометром 5 и электрический сигнал поступает на выход "а", пропорциональный угловой скорости около центра масс, а также на вход дифференцирующего операционного усилителя, передаточная функция которого
,
где
T д =R ос C постоянная времени дифференцирования;
T а =R в C постоянная времени фильтрации высоких частот помехи. Таким образом на выход "б" датчика поступает отфильтрованный электрический сигнал, пропорциональный угловому ускорению около центра масс КА. Схема датчика отклонения линейных ускорения и скорости КА (блок 1) приведена на фиг. 3. Акселерометр измеряет линейное ускорение КА вдоль оси чувствительности прибора. Инерционная сила массы 2, пропорциональная ускорению, уравновешивается силой пружин 5 при перемещении массы вдоль направляющей 3. Собственные колебания сглаживаются демпфером 6. В результате смещенное равновесное состояние фиксируется потенциометром 4 и в виде электрического сигнала, пропорционального линейному ускорению центра масс КА, поступает на выход "а", а также на вход интегрирующего операционного усилителя. Передаточная функция ПОУ
,
где
T п =R вх C постоянная времени интегрирования. Таким образом, на выход "б" датчика поступает электрический сигнал, пропорциональный линейной скорости центра масс КА. Ролики направляющие 1, 3 и прижимные 2, 4 выполнены в виде цилиндрических элементов, катящихся по направляющим, причем прижимные ролики 2, 4 прижимаются пружинами для исключения люфта. Промежуточное основание 5 конструктивно выполнено в виде платы, вдоль которой по направляющей на роликах 1, 2 линейно перемещается КС вдоль оси Y, а сама плата линейно перемещается на роликах 3, 4.

Формула изобретения

Система стабилизации космического аппарата (КА), содержащая двигательную установку с камерой сгорания, точка опоры которой расположена вблизи центра масс КА, каналы управления по тангажу и рысканью, каждый из которых выполнен в виде последовательно соединенных суммирующего усилителя и рулевой машинки, отличающаяся тем, что в каждый канал дополнительно введены датчик отклонения углового ускорения и угловой скорости относительно центра масс КА и датчик отклонения линейного ускорения и линейной скорости центра масс КА, выходы которых соединены с входами суммирующего усилителя, а камера сгорания двигательной установки установлена с возможностью линейного перемещения вдоль поперечных осей КА.

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании и эксплуатации космических летательных аппаратов (КА)

Изобретение относится к области управления угловым движением космических аппаратов (КА) с помощью реактивных исполнительных органов - силовых гироскопов (СГ) и реактивный двигателей ориентации (ДО)

Изобретение относится к навигационной технике и может быть использовано в системах автоматического горизонтирования и выставки по азимуту трехосной гидростабилизированной платформы (ГСП) инерциальной системы управления, устанавливаемой, в частности, на беспилотных летательных аппаратах (БЛА), используемых для ледовой или промысловой разведки и запускаемых с ледоколов и транспортных или промысловых судов

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при определении движения центра масс (ЦМ) орбитального космического аппарата, для случая возмущенного движения

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам ориентации космических аппаратов (КА) с использованием солнечнодинамических поверхностей (СДП)

Системы ориентации отличаются друг от друга теми элементами автомобиля, которые служат базой для ориентации оптической камеры. Базой для ориентации могут быть передние колеса, задние колеса или задняя ось, симметричные точки кузова. Наиболее распространены системы ориентации по симметричным точкам кузова. Они также имеют совершенно различное исполнение.  

Блок системы ориентации солнечной батареи и передачи энергии в момент установки внутреннего барабана во внешний показан на фиг.  

В систему ориентации вводится пневматическое устройство.  

В систему ориентации входят два микродвигателя для стабилизации спутника вращением, а также два радиальных и два осевых микродвигателя, обеспечивающих удержание спутника на позиции. Двигатели работают в импульсном или непрерывном режиме и включаются по командам с Земли. Каждый из двигателей питается от двух баков, в которых содержится 122 кг гидразинового топлива, достаточного для работы двигателей в течение 7 лет. Для исключения нутации на спутнике имеется два маятниковых демпфера, которые закреплены на антенной мачте. Кроме пассивных маятниковых демпферов имеются два двигателя - демпферы.  

Рассмотрим систему ориентации с нелинейными датчиками углового положения и с нелинейными исполнительными органами релейного типа.  

К системам ориентации относят устройства, определяющие кинематику движения ЛА вокруг центра его масс. Гироскопические системы ориентации в соответствии с наиболее распространенной их структурной реализацией делят на устройства, предназначенные для определения курса ЛА - курсовые системы и на устройства для определения углов крена и тангажа - гировертикали.  

Разработаны также системы широкой ориентации как на непрерывные, так и на дискретные процессы. К языкам комбинированного моделирования относится GASP IV, DISCON. Чтобы облегчить пользователям организацию моделирования / АПС, целесообразно создавать автоматизированные систем. АСМ), которые выполняют следующие задачи: формирование моделей элементов ГАНС, реализация моделей на ЭВМ, обработка и интерпретация результатов моделирования, организация диалога с пользователем и другие функции. АСМ является человеко-машинной системой. В составе АСМ должны содержаться средства для разработки моделирующих программ и для автоматизации машинного эксперимента.  

При проектировании систем ориентации и стабилизации необходимо знать величины всех моментов, действующих на КА. К сожалению, не всегда имеется точная количественная информация о возмущающих моментах.  

Активными элементами системы ориентации являются четыре пары микродвигателей на гидразине с тягой по 15.6 Н, обеспечивающие управление по углу рыскания и проведение коррекций орбиты, а также четыре пары двигателей с тягой по 3.5 Н для управления по тангажу и крену. Запас топлива двигателей системы ориентации также увеличен и составляет 300 кг.  

Нужда в системе ориентации и служения внутренне присуща человеческому существованию, поэтому мы можем понять и причины, по которым она является такой интенсивной.  

Типичными нелинейными звеньями систем ориентации являются измерители углового положения и угловых скоростей и исполнительные органы, выполненные либо в виде реактивных сопел, либо маховиков и гироскопов.  

Приемником ИК-излучения в системах ориентации по Марсу и Венере является иммерсионный термисторный болометр (см, рис. 4.22, в), обладающий высокой чувствительностью в той части спектра, в которой собственное излучение этих планет максимально. Коротковолновое солнечное излучение срезается оптическим фильтром.  

Предыдущая статья: Чему равна скорость света Следующая статья: Углерод — характеристика элемента и химические свойства