NetNado
  Найти на сайте:

Учащимся

Учителям



Пояснительная записка содержит 58 страниц, 15 иллюстраций, 3 таблицы, 3 приложения


Аннотация

Расчётно-пояснительная записка содержит 58 страниц, 15 иллюстраций, 3 таблицы, 3 приложения.

Целью работы является изучение и проектирование электромеханической системы (ЭМС), используемой для привода управления ориентацией панелями солнечных батарей (СБ) по крену для малых космических аппаратов. Разработка систем ориентации СБ позволяет повысить эффективность систем электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА).

В соответствии с техническим заданием был проведён сравнительный анализ возможных вариантов построения электромеханических систем и подтверждён выбор наиболее оптимального из них.

Для выбранного варианта ЭМС проведены расчёты электронной и электромеханической части системы. В работе представлена схема ЭМС, указаны её функциональные задачи, условия эксплуатации и принцип её действия. Приведены расчёты параметров асинхронного двигателя, используемого для электропривода управления по крену панелями СБ, расчёт инвертора и выбор его элементов. Представлен графический материал, позволяющий проанализировать работу инвертора и оценить правильность работы асинхронного двигателя.


Введение


В последнее время наметился спрос на малые космические аппараты (МКА), которые могут выполнять различные задачи, как военного, так и мирного назначения. Развитие разработок МКА обусловлено достижениями высоких технологий в микроэлектронике, материаловедении и др. областях техники, которые позволили существенно уменьшить массу, габариты и энергопотребление бортовой измерительной и служебной аппаратуры. Интенсивные исследования и разработки в этих областях были первоначально стимулированы работами по программе СОИ в рамках систем "Brilliant Eyes" и "Brilliant Pebbles". Использование в дальнейшем высоких технологий в гражданских отраслях промышленности на Западе, в основном, в США, позволило осуществить быстрый переход к разработкам малых КА различного назначения.

Малые, или легкие, КА разделяют на нано- (М<10кг), микро- (М<100кг), мини- (М<300кг) и собственно малые спутники (М<500кг). Эта классификация условная, но она отражает качественные особенности конструкции, технологии и оснащения МКА.

Основные преимущества МКА по сравнению с КА среднего и тяжелого класса состоят в следующем:

  • умеренная стоимость разработок (для разных типов МКА от 5 до 50 млн. USD);

  • малый срок разработки, изготовления и запуска (1,5 - 2 года);

  • возможность оперативного использования вновь разрабатываемых технологий и аппаратуры;

  • возможность легкого восполнения космических систем;

  • возможность создания целевых группировок МКА для решения различных задач;

  • возможность использования ракет-носителей (РН) с меньшей стоимостью или попутных запусков;

  • стимулирование целевых разработок бортовой служебной и измерительной аппаратуры;

  • возможность поддержания непрерывных рядов наблюдений при перерывах в запусках базовых спутников.

Основные проекты наблюдений Земли с использованием МКА до последнего времени имели исследовательский и демонстрационный характер. В то же время в последние годы в связи со снятием ограничений на получение и распространение изображений высокого разрешения за рубежом развернуты работы по ряду коммерческих проектов на основе МКА, которые будут иметь оперативный характер.

В июне 2002 года на международном салоне в Ле Бурже ФГУП «НПО машиностроения» (г.Реутов) впервые продемонстрировало программу «Прагматичный космос» - программу создания системы малых космических аппаратов (КА), предназначенных для дистанционного зондирования Земли. Спутники системы базируются на единой платформе, имеют массу 800 кг (из них 250 кг полезной нагрузки), высоту орбиты - 500 км, позволяющую минимизировать расход топлива на орбите и увеличить время жизни аппарата до 5-7 лет.

В наиболее продвинутой фазе находится спутник с радиолокатором "Кондор-Э" (см. рисунок В.1). Он обеспечивает получение изображений земной поверхности с разрешением около 1 метра в двух полосах обзора шириной 500 км слева и справа от трассы полета. Каждый снимок позволяет получить изображение участка местности размером не менее 10 на 10 км (см. рисунок В-2). Результаты съемки на этом же витке передаются на Землю в цифровой форме по радиоканалу.


Рис. В.1. Малый космический аппарат с оптико-электронной аппаратурой КОНДОР-Э

Ориентацию солнечных батарей данного спутника осуществляет система приводов - Р10, разработанная ФГУП «НПП ВНИИЭМ» (г.Москва). Для привода солнечных батарей по крену и тангажу используются блоки соответственно блоки Р16К и Р16Т.

По техническому заданию система приводов должна обеспечивать повороты правого и левого крыльев солнечных батарей, а также иметь оговоренные в задании массу, момент инерции, мощность и другие параметры, которые обеспечат работоспособность комплекса на орбите и точное выполнение полетного задания.

В системе Р10 в качестве электромеханических преобразователей используются шаговые электродвигатели. Целью данной работы является разработка системы электропривода солнечной батареи по крену, аналогичной блоку Р16К, но на основе асинхронного двигателя, и анализ целесообразности применения разработанной системы вместо Р16К.

Для питания асинхронного электродвигателя необходимо трёхфазное напряжение переменного тока с частотой 150Гц, для выработки которого применяется трёхфазный мостовой инвертор.

страница 1страница 2 ... страница 6страница 7


скачать

Другие похожие работы:



Пояснительная записка содержит

Пояснительная записка: 1 стр.




Пояснительная записка Статус документа

Пояснительная записка: 7 стр.

Документы

архив: 1 стр.