Наноспутник Gresat

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования

СИБИРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

имени академика М.Ф. Решетнева

Кафедра САУ

Наноспутник GRESAT

Выполнили: студенты группы П-92

Тихонов Н.Г.

Проверил: Лелеков А.Т.

Красноярск 2014г.

Оглавление

1. Состав GRESAT

2. Состав российского сегмента

2.1 Бортовой компьютер (ROC)

2.2 Аппаратура спутниковой связи GLOBALSTAR

2.3 Система энергопитания

2.4 Несущий каркас спутника

2.5 Система ориентации спутника

2.6 Состав и массовые характеристики российского сегмента

3. Состав германского сегмента

3.1 Обзор состава германского сегмента

3.2 Массовые характеристики сегмента

3.3 Бортовой компьютер ZOC

3.4 Магнитная система ориентации

Список литературы

Обозначения и сокращения

1. Состав GRESAT

GRESAT создается на базе наноспутника ТНС-0 №1, функциональная блок-схема которого приведена на рис.3. Его бортовой компьютер использует одночиповый контроллер C8051F022 (Silicon Laboratories Company) и встроенную флэш-память. Источник питания - литиево-ионная батарея (2x18 В). Система терморегулирования - пассивная. Система ориентации - пассивная магнитная. Для связи с наземным комплексом управления используется система глобальной спутниковой связи GLOBALSTAR. Орбита спутника после отделения от Международной космической станции 28 марта 2005 года была почти круговой с высотой перигея 350 км и высотой апогея 359, наклонением 51.6º и периодом обращения 91.6 минут. Международный регистрационный номер спутника - 2005-007C; его имя - Tekhnologiya-42 (TEKh-42).

наноспутник российский германский сегмент

Разрабатываемый наноспутник GRESAT имеет в своем составе следующие основные служебные элементы:

несущий каркас,

бортовая вычислительная машина ФГУП РНИИ КП (ROC),

бортовая вычислительная машина ZARM (ZOC),

система энергопитания (аккумуляторная батарея, устройство распределения электроэнергии, солнечные батареи),

пассивная система терморегулирования,

аппаратура спутниковой связи GLOBALSTAR (модем и антенно-фидерное устройство),

аппаратура спутниковой связи ORBCOMM (модем и антенно-фидерное устройство),

магнитная система ориентации (токовые катушки, магнитометр, датчики Солнца, датчик горизонта),

коннекторы (реле).

Общая функциональная схема спутника приведена на рис.4. Так как будут использованы два комплекта БВМ, МСО и АСС, то приведем отдельное описание каждого сегмента - российского и германского. Российский сегмент имеет статус Master, германский сегмент имеет статус Slave.

2. Состав российского сегмента

2.1 Бортовой компьютер (ROC)

В составе спутника GRESAT бортовая вычислительная машина РНИИ КП (ROC) является основным вычислителем платформы. Бортовая вычислительная машина ZARM (ZOC) является дополнительным вычислителем. На спутнике будет реализована поочередная схема работы обоих компьютеров и двух систем ориентации. Будет реализована защита от выхода из строя бортового компьютера. При передаче управления от российского к германскому сегменту ROC переходит в режим ожидания. В этом режиме ROC не отдает никаких команд, а только получает от второго вычислителя пакеты данных с информацией о функционировании систем и с кодом подтверждения его корректного функционирования. В случае отказа ZOC происходит перехват управления основным бортовым компьютером. Пакет с данными об ошибке может быть передан на наземный комплекс управления, где эта ошибка обрабатывается. В дальнейшем реализуется возможность перезагрузки вышедшего из строя дополнительного компьютера для осуществления его повторного запуска через работающий основной компьютер путем загрузки исправленного программного обеспечения. Планируется, что ROC будет реализован на базе процессора серии TMS320VC5 фирмы Texas Instruments. Управление будет осуществляться операционной системой на основе ядра реального времени DSP BIOS/API. Выход в Интернет должен осуществляться через систему спутниковой связи. На борту устанавливаются аналоговые и цифровые температурные телеметрические датчики. Исходя из предполагаемых задач, которые будет решать весь наноспутник, ROC должен удовлетворять следующим минимальным требованиям:

·        процессор TMS320VC5416 фирмы Texas Instruments с производительностью не менее 100 MIPS;

·        ОЗУ данных - 64к*16; ОЗУ программ - 64к*16 (данные/программы загружаются в ОЗУ на момент исполнения);

·        ПЗУ программ 512к*8; 7

·        энергонезависимое ЗУ данных/программ (аналог HDD) c файловой структурой не менее 512М*8;

·        программное обеспечение:

операционная система BIOS/API для платформы TMS320 фирмы Texas Instruments;

средства разработки Code Composer Studio для платформы TMS320VC5XXX фирмы Texas Instruments (компилятор С, ассемблер);

исходный код прикладных программ, переносимых на платформу TMS320VC5XXX, должен быть написан с учетом требований ANSI С.

Внешний вид ROC в корпусе показан на рис.4.

Рис.5. Бортовой компьютер ROC в корпусе

2.2 Аппаратура спутниковой связи GLOBALSTAR

Аппаратура спутниковой связи состоит из модема и АФУ (рис.6). Она осуществляет связь наноспутника с наземным комплексом управления, прием команд управления аппаратом и передача в НКУ пакетов данных о его состоянии. В процессе летных испытаний планируется реализовать два режима работы АСС - асинхронный и пакетный режимы передачи данных. Пакетный режим по своим характеристикам более предпочтителен, чем асинхронный.

В случае положительных результатов использования пакетного режима планируется его использование в штатном варианте.

2.3 Система энергопитания

На борту наноспутника планируется установить систему энергопитания, состоящую из литий-ионной аккумуляторной батареи (рис.7), солнечных батарей (рис.8) и устройства распределения энергии. Перезаряжаемый литий-ионный аккумулятор позволит увеличить срок активного существования спутника, солнечные батареи обеспечат заряд аккумулятора. Устройство распределения энергии включает в себя контроллер заряда аккумулятора, не позволяющий аккумулятору разрядиться ниже порогового напряжения. В процессе заряда контролируются напряжение и ток заряда, температура аккумулятора, другие параметры.

.4 Несущий каркас спутника

Конструкция GRESAT создается на основе наиболее удачных ранних разработок и с учетом современных технологий. Конструкция аппарата должна обеспечить его надежное автономное функционирование в течение всего срока службы в условиях непрерывного пребывания в специфических условиях открытого космоса. Обладая высокой функциональной плотностью, GRESAT должен иметь малый объем и массу. Несущий каркас (рис.9) должен удовлетворять следующим требованиям:

иметь минимально возможную массу при заданных надежности и энергетических показателях;

форма должна быть оптимальной по условиям функционирования;

оптимальное использование пространства GRESAT с целью обеспечения необходимых условий терморегулирования, удобного доступа к узлам и блокам и возможности замены блоков перед стартом;

способность выдерживать заданные механические воздействия;

способность выдерживать резкие колебания температуры в условиях открытого космоса (-50 … +60 оС);

иметь устойчивость к дестабилизирующим факторам;

обладать электромагнитной герметичностью;

Каркас изготавливается из сотовой алюминиевой панели.

2.5 Система ориентации спутника

К системе ориентации спутника не предъявляются жестких требований по обеспечению его углового движения. Будут апробированы различные как по режимам, так и по способам реализации алгоритмы ориентации. Планируется использовать трехосный магнитометр, солнечные датчики, три взаимно перпендикулярные токовые катушки, систему определения положения центра масс спутника на орбите. Вначале спутник будет стабилизироваться по вектору индукции геомагнитного поля. Это будет реализовано в два этапа. С использованием традиционного алгоритма B-dot выполняется успокоение начального возмущенного движения, вызванного погрешностями при отделении. Затем с использование трех катушек для создания восстанавливающего и демпфирующих моментов, спутник приводится к ориентации продольной осью вдоль вектора напряженности геомагнитного поля. Управления формируется на основе второго метода Ляпунова. Достигнутый режим считается штатным.

Оснащенный таким образом спутник также предполагается стабилизировать в инерциальном пространстве собственным вращением. Отдельно стоит проблема выбора заданного направления в инерционном пространстве для оси вращения спутника. Самым привлекательным является режим ориентации оси вращения по нормали к плоскости орбиты. Этот режим не требует затрат энергии для поддержания заданного направления оси вращения.

Удержание положения этой оси будет осуществляться за счет комбинации гравитационного момента и момента центробежных сил инерции. Если энергетики окажется достаточно, то планируется провести эксперименты с ориентацией оси вращения в других направлениях - ориентировать эту ось на Солнце или на спутник системы GLOBALSTAR. После проведения экспериментов с такой ориентацией оси вращения ничто не мешает перейти к упомянутой ранее ориентации по нормали к плоскости орбиты, чтобы не тратить энергию батарей. Одно из важных достоинств выбора системы ориентации собственным вращением это то, что в результате экспериментов со спутником GRESat будут проверены алгоритмы для ориентации наноспутника ТНС-1. Как опционный рассматривается вариант обеспечения трехосной ориентации с использованием токовых катушек относительно орбитальной системы координат.

2.6 Состав и массовые характеристики российского сегмента

Российский сегмент включает в себя компоненты, приведенные вместе с их массовыми характеристиками в Табл.1.

Табл.1. Массовые характеристики компонент российского сегмента спутника GRESAT

3. Состав германского сегмента

Германский сегмент включает элементы магнитной системы ориентации (магнитометр и три токовые катушки), бортовой компьютер (ZOC), модем ORBCOMM и АФУ. Российский сегмент имеет доступ к измерительным и исполнительным органам германской части магнитной системы ориентации, а также подает команды на включение и выключение ZOC.

3.1 Обзор состава германского сегмента

Комплектование спутника двумя бортовыми компьютерами (ROC и ZOC) позволяет партерам провести независимо тестирование собственных алгоритмов в условиях космоса. Компьютеры соединены через коммуникационный интерфейс и могут обмениваться командами и данными. Поскольку на спутнике устанавливается две независимые коммуникационные системы, то компьютеры могут обмениваться и данными, получаемыми и передаваемыми на наземный сегмент, например, в случае неисправности одного из каналов связи. Источником питания служат аккумуляторная и солнечная батареи. ROC управляет расходом энергии для всех германских компонент. Магнитометр работает постоянно и обеспечивает данными оба компьютера одновременно. Токовые катушки могут быть использованы обоими компьютерами. Специальный переключатель определяет какой компьютер в текущее время управляет катушками.

3.2 Массовые характеристики сегмента

Состав германского сегмента с массовыми характеристиками приведен в табл.2.

Табл.2. Массовые характеристики компонент германского сегмента спутника GRESAT

3.3 Бортовой компьютер ZOC

ZOC разработан и изготовлен в ZARM'e (Fig.10). Он использует микроконтроллер Atmel AVR ATMega128 в качестве основного процессора, который работает с задающим кварцевым генератором с частотой 3.6864 Мгц. Микроконтроллер имеет два интерфейса типа USART. Один из них подсоединен через разъем RS232, другой - мультиплексный и соединен к двум другим разъемам RS232 и к разъему RS422. Разъемы RS232 используются для соединения с ROC и ORBCOMM, третий используется только для тестов. Разъем RS422 соединен с магнитометром. Имеются два конвертера аналогового сигнала в цифровой (ADC). Внутренний конвертер - восьмиканальный, 10-ти битовый - имеет 8 переключателей. Тем самым, возможно подключение до 15 внешних датчиков к конвертеру для проведения измерений (один уже зарезервирован для проведения температурных измерений). Внешний конвертер имеет тоже восемь каналов, 12-ти битовый с подсоединенным восьмиканальным мультиплексором. Таким образом, возможно подключение 15 внешних источников сигнала. Четыре из них уже используются для текущих измерений. Также в состав компьютера входят часы реального времени с внешним источником питания, которые соединены с микроконтроллером через двухпроводной последовательный интерфейс (TWI). Микроконтроллер генерирует три сигнала с импульсно-широтной модуляцией для токовых катушек с передачей через три силовых транзистора (MOSFET). Имеется также по крайней мере двухканальный 12-ти битовый конвертер цифрового в аналоговый сигнал, но его применение пока находится в стадии обсуждения. Fig.10. ZOC - бортовой компьютер ZARM’а Характеристики микроконтроллера:

·        экономичный восьмибитовый микроконтроллер с RISC-архитектурой;

·        128-ми килобайтная встроенная перепрограммируемая флэш-память;

·        4-х килобайтная внутренняя память SRAM-память, используемая операционной системой - самогенерирующейся с бесконечным циклом, находящейся в ожидании от ROC команды запуска на выполнение последующих задач. Все необходимые приложения для этих задач программируется в ANSI C. В качестве базисной библиотеки используется AVR Libc 1.6.4.

Рассмотрим функциональное назначение магнитной системы ориентации.

3.4 Магнитная система ориентации

Как было сказано выше, одной из целей миссии является демонстрация функционирования активной магнитной системы ориентации, реализующей различные режимы движения спутника относительно центра масс. Работа германского сегмента МСО включает следующие фазы:

·        инициализация,

·        стабилизация,

·        наблюдение,

·        эксперименты с различными алгоритмами ориентации (опционно).

По общей схеме функционирования российский бортовой компьютер (ROC) является центральным вычислительным устройством и управляет работой германского бортового компьютера (ZOC). Это включает в себя контроль во время выполнения ZOC различных фаз. ROC может включать и выключать ZOC, а также направлять управляющие команды для активизации других режимов работы системы. Фаза инициализации требуется после включения ZOC. Одной из основных задач в этой фазе является проверка работоспособности подсистем путем контроля температуры, напряжения и тока. Магнитометр и модем тестируются, анализируя последовательный код или обмен контрольными сообщениями. В фазе инициализации может быть использован метод FDIR [15] для реализации альтернативного набора функциональных возможностей, если неисправны подсистемы. Важным результатом является способность спутника поддерживать связь с наземным пунктом управления с использованием двух имеющихся на борту модемов различных коммуникационных систем. Результатом выполнения фазы инициализации будет состояние незанятости для ZOC для приема следующих команд от ROC. Фаза стабилизации является наиболее важным этапом функционирования МСО. Здесь происходит активное гашение начальных угловых возмущенных движений спутника. Задачи, которые подлежат решению на этом этапе, включают первичное определение текущего углового движения спутника и затем демпфирование начального вращения. Магнитное поле измеряется с высокой частотой для того, чтобы провести аккуратное моделирование в наземных условиях начальных условий движения спутника. Предполагаемая минимальная частота съема данных составляет 10 Гц, которая может быть лимитирована рабочими возможностями магнитометра. Длительность сессии измерения выбирается, по крайней мере, не менее двух минут, чтобы "уловить" даже медленные вращения. Следует заметить, что движение может быть определено лишь относительно вектора местной индукции геомагнитного поля. Реальное движение относительно инерциального пространства требует использования других датчиков ориентации или методов обработки измерений. После фазы первичного определения углового движения спутник выполняет маневр успокоения с использованием токовых катушек. В зависимости от скорости начального вращения этот маневр может занять несколько часов. Дальнейшее моделирование движения позволит установить достоверность предположений об угловом движении. Демпфирование является существенной фазой и должно быть выполнено в автономном режиме, если уж ROC дал команду ZOC на его выполнение и фаза первичного определения углового движения спутника завершена. Целью режима демпфирования является синхронизация углового движения спутника с движением местного вектора B индукции геомагнитного поля. Во время движения спутника по кеплеровой орбите вокруг Земли вектор индукции медленно поворачивается, совершая движение, близкое периодическому с удвоенной орбитальной частотой. Скорость его изменение в связанной со спутником системе координат определяется через два последовательных измерения бортового магнитометра методом конечных разностей. Используется B-dot алгоритм для формирования магнитного дипольного момента спутника с помощью токовых катушек для успокоения спутника относительно вращающегося вектора индукции. После выполнения этого маневра спутник в своем угловом движении будет отслеживать вектор B. Достигнутое медленное вращение вместе с вектором B способствует повышению качества связи с Землей в отличие от быстрого начального вращения. Фаза наблюдения используется для измерений вариации различных данных после фазы стабилизации. В рамках фазы наблюдения будет исследоваться режим магнитной ориентации на относительно длительном интервале времени. Внешние поля будут индуцировать возмущающие момент и без управления спутник может вновь начать вращаться. Другим интересным объектом исследования является температура внутри корпуса спутника. Благодаря орбите с затененными Землей участками спутник будет находиться как под прямыми солнечными лучами, так и в тени планеты. Это будет влиять на температурный режим внутри спутника и его отдельных компонент. Измерения температуры в течение нескольких витков будут использованы для верификации тепловой модели спутника. Фаза экспериментов с магнитной системой ориентации предполагается как опционная для проверки альтернативных способов магнитной ориентации. Например, можно испытать возможность поворота спутника относительно вектора B на 90○. Для этого будут использованы другие алгоритмы, отличные от упомянутого выше алгоритма B-dot. Возможность реализации таких маневров будет зависеть этот имеющихся энергетических возможностей спутника после выполнения фазы успокоения.

Список литературы

1. О.М. Овчинникова. Космический проект МФТИ и ZARM. М.: За науку, 31 марта 2006г., N 13-14 (1751-1752), с.2.

. Ю.М. Урличич, А.С. Селиванов, В.М. Вишняков, С.А. Сергеев, Ю.С. Денисов, И.В. Чурило. Технологический наноспутник ТНС. Разработка и летные испытания // Труды XL Чтений, посвященных разработке научного наследия и развития идей К.Э. Циолковского, 13-15 сентября, 2005г., Калуга. Секция "Проблемы ракетной и космической техники”. Казань, Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2006, с.31-41.

. А.С. Селиванов, В.М. Вишняков, М.Ю. Овчинников, И.В. Чурило. Наноспутниковые технологии экспериментальной отработки космической техники // Труды XLI Чтений, посвященных разработке научного наследия и развития идей К.Э. Циолковского, 12-14 сентября, 2006г., Калуга. Секция "Проблемы ракетной и космической техники”. Казань, Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2007, с.31-42.

4. S. Barabash, I. Kiryushkin, O. Norberg, M. Ovchinnikov and V. Penkov, The Nanosatellite Munin, a Simple Tool for Auroral Research // Advances in Space Research, 2003, V.31, Issue 2, pp.313-318.

5. С.О. Карпенко, М.Ю. Овчинников. Лабораторный стенд для полунатурной отработки систем ориентации микро - и наноспутников. Препринт ИПМ им. М.В. Келдыша РАН, М.:, 2008, N 38, 32 с.

. http://directory. eoportal.org/presentations/8790/10689.html

. Ю.М. Урличич, А.С. Селиванов, О.Е. Хромов и др. Промышленный образец спутника ТНС-0 // Патент N 45128 на полезную модель, зарегистрирован в Государственном Реестре РФ 27 апреля 2005 года (патентодержатель - ОАО Космического приборостроения), 2с.

. https: // www.cs. tcd. ie/~salkhama/Asad-M-Thesis-FDIR-v.1.9 pdf

Обозначения и сокращения

ТНС-0 - Технологический Нано-Спутник- German Russian Education SATellite

ZARM - Zentrum für angewandte Raumfahrttechnologie und Mikrogravitation Центр прикладных космических технология и микрогравитации Бременского- Институт космической физики, Кируна, Швеция,

МСО - магнитная система ориентации,

АСС - аппаратура спутниковой связи,- RNII KP On-board Computer (бортовой компьютер РНИИ КП)

ZOC - ZARM's On-board Computer (бортовой компьютер ZARM'а)

НКУ - наземный комплекс управления

FDIR - Fault Detection, Isolation and Recovery (in On-Board Software) (бортовое программное обеспечение для определения неисправности, ее местоположения и устранения)- Analog-to-Digital Converter - преобразователь аналогового сигнала в цифровой- Two Wire Serial Interface - двухпроводный последовательный интефейс- Pulse-Width Modulation - импульсно-широтная модуляция

MOSFET - Metal-Oxide-Semiconductor Field-Effect Transistor - силовой транзистор для усиления и переключения сигнала- Static Random Access Memory - статическая оперативная память с произвольным доступом- International Space Station (Международная космическая станция)- Commercial-off-the-shell (серийные компоненты промышленного назначения)- ion mass spectrometer (ионный масс-спектрометр)