Способ управления поворотным маневром космического аппарата

 

Использование: космическая техника, управление угловым положением космических аппаратов (КА) и орбитальных станций. Сущность изобретения: осуществляют разворот КА по траектории свободного движения, при этом производится автоматическое определение параметров попадающей траектории - вектора и угла разворота, для чего в системе управления, используя метод итераций, алгоритмически решается краевая задача: определить такие начальные угловые скорости, чтобы из начального углового положения в результате неуправляемого вращения КА принял конечное угловое положение через заданное время. После сообщения КА вычисленных угловых скоростей момент перехода на участок вращения КА вокруг оси Эйлера определяется из условия минимума расхода топлива на доворот, для чего в системе управления непрерывно вычисляется соответствующая целевая функция, при минимальном значении которой и осуществляется конечный доворот КА. Способ позволяет при довольно низком расходе топлива добиваться большой точности разворота при любых неизвестных возмущениях. I з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области космической техники и может использоваться для управления угловым положением космических аппаратов (КА) и орбитальных станций.

Известны способы управления поворотным маневром КА [1] В указанном способе управления разворотом КА в требуемое конечное угловое положение вращение КА осуществляется по назначенной траектории, согласно принципу управления по угловому ускорению: заданный вектор. Кинематические уравнения желаемого движения космического аппарата записываются через компоненты кватерниона причем Λ_н = Λ(o) кватернион начального положения КА; Λ_к = Λ(T_к) кватернион конечного положения КА; T_к время разворота КА.

При многих достоинствах системы, построенных по принципу управления по ускорению, применительно к управлению пространственным разворотом КА отмеченная система обладает существенным недостатком назначенные траектории должны задаваться аналитически, а следовательно, движение по ним не обеспечивает минимизацию расхода топлива на реализацию разворота. Кроме того, не любая назначенная траектория вращения КА может быть реализована физически в силу ограниченности управляющих моментов: Ближайшим по технической сущности аналогом является способ управления поворотным маневром (переориентацией динамически симметричного) КА, включающий определение параметров разворота, определение кинетического момента требуемого для приведения космического аппарата при свободном его вращении в заданное угловое положение Λ_к, в заданный момент времени разгон космического аппарата и по окончании участка свободного движения торможение космического аппарата [2] При этом способе управления предполагается, что КА движется по коническим траекториям, совершая при этом регулярную прецессию. Движение состоит из участков, где действуют максимальный момент m₀ (участки разгона и торможения КА), и участка свободного движения, на котором управляющий момент равен нулю.

Приведение КА из начального углового положения в требуемое конечное положение производится посредством вычисления направления расчетного кинетического момента (вектор разворота) и угла разворота Ψ, с учетом инерционных характеристик КА.

Недостатком способа-прототипа является низкая точность разворота в случае несимметричного КА и при разворотах на большие углы, так как на участке свободного движения не производится контроль кинематических параметров.

Техническим результатом данного изобретения является существенное повышение точности разворота произвольного КА при относительно низких затратах топлива.

Указанный технический результат достигается тем, что в предлагаемом способе управления поворотным маневром космического аппарата, включающем определение параметров разворота, определение кинетического момента , требуемого для приведения космического аппарата при свободном его вращении в заданное угловое положение Λ_к, в заданный момент времени разгон космического аппарата и по окончании участка свободного движения торможение космического аппарата, на участке свободного движения определяют параметры доворота от текущего углового положения космического аппарата до заданного: Определяют значение целевой функции
где λ_дi компоненты кватерниона доворота Λ_д;
ω_i компоненты вектора угловой скорости космического аппарата;
вектор кинетического момента космического аппарата;
I_i моменты инерции космического аппарата;
C_i коэффициенты расхода топлива ( C_i= const > 0 ),
фиксируют параметры доворота Λ_д в момент, когда G_y минимальна, затем определяют и фиксируют кинетический момент доворота

и прикладывают к космическому аппарату управляющий момент для осуществления указанного доворота.

При этом в предпочтительном варианте реализации способа определение целевой функции G_y производят с момента времени, в который выполняется условие
Θ_ост = 0,1 Θ_o, (4)
где углы эквивалентного разворота космического аппарата соответственно от начального и текущего до заданного положения определяют соотношениями:

где Λ_н кватернион, определяющий угловое положение космического аппарата.

Сущность предлагаемого способа заключается в управлении КА таким образом, чтобы он совершал вращение по траектории свободного движения практически до конечного углового положения. При этом движение КА существенно отличается от регулярной прецессии (так как КА не обладает динамической симметрией и действуют возмущающие моменты) и вектор разворота не может быть найден аналитически. Однако, имея математическую модель фактического КА и применяя метод последовательных приближений, удалось определить для любых начального и конечного положений КА и времени разворота направление вектора кинетического момента, соответствующего траектории свободного движения КА, проходящей через начальное и конечное положения КА. Для обеспечения высокой точности управления при подходе КА к требуемому конечному положению формирование управляющих моментов происходит из условия вращения КА вокруг эйлеровой оси. Весь процесс разворота делится на четыре участка: разгон КА до требуемого кинетического момента, неуправляемое вращение КА по траектории свободного движения, коррекция и доворот КА вокруг оси Эйлера, торможение КА. На участках разгона и торможения управляющие моменты максимальны, а на участке доворота имеют незначительную величину.

На фиг. 1 представлена функционально-логическая схема системы управления КА для реализации предлагаемого способа; на фиг. 2 показаны законы управления прикладываемым к КА моментом при отработке способа-прототипа и предлагаемого способа.

Система управления поворотным маневром КА содержит устройство 1 ввода и хранения начального и конечного положения КА (УВХHКП), блок 2 задатчиков моментов инерции КА (БЗМИ), устройство 3 ввода времени разворота (УВВР), бесплатформенную инерциальную навигационную систему (БИHС) 4, блок 5 датчиков угловых скоростей (БДУС), вычислительное устройство (ВУ) 6, блок 7 хранения коэффициентов закона управления (БХКЗУ), задатчик 8 коэффициентов расхода топлива (ЗКРТ), согласующе-преобразующее устройство (СПУ) 9, исполнительные органы (ИО) 10, при этом первый выход устройства 1 ввода и хранения начального и конечного положения КА связан с первым входом бесплатформенной инерциальной навигационной системой 4 и с первым входом вычислительного устройства 6, второй выход устройства 1 ввода связан со вторым входом вычислительного устройства 6, выход блока 2 задатчиков моментов инерции КА связан с третьим входом вычислительного устройства 6, выход устройства 3 ввода времени разворота связан с четвертым входом вычислительного устройства 6, выход бесплатформенной инерциальной навигационной системы 4 связан с пятым входом вычислительного устройства 6, выход блока 5 датчиков угловых скоростей связан со вторым входом бесплатформенной инерциальной навигационной системы 4 и с шестым входом вычислительного устройства 6, выход этого вычислительного устройства связан с входом согласующе-преобразующего устройства 9; первый выход блока 7 хранения коэффициентов закона управления связан с седьмым входом вычислительного устройства 6; второй выход блока 7 хранения коэффициентов закона управления связан с восьмым входом вычислительного устройства 6, выход задатчика 8 коэффициентов расхода топлива связан с 9 входом вычислительного устройства 6; первый выход согласующе-преобразующего устройства 9 связан с исполнительными органами 10 первого канала (10.1), второй выход согласующе-преобразующего устройства 9 связан с исполнительными органами 10 второго канала (10.2), третий выход согласующе-преобразующего устройства 9 связан с исполнительными органами 10 третьего канала (10.3).

Вычислительное устройство 6 производит все математические операции, необходимые для реализации способа, и содержит в себе математическую модель углового движения КА. В качестве вычислительного устройства может быть использована БЦВМ, и тогда в систему необходимо ввести интерфейс обмена информацией с измерительными приборами и исполнительными органами.

Работает система, реализующая предлагаемый способ управления поворотным маневром КА, следующим образом.

По значениям моментов инерции КА I₁, I₂, I₃ ВУ6 вычисляет значение экваториального момента инерции I согласно выражению

Далее по начальному и конечному положениям КА, времени разворота и инерционным характеристикам КА в ВУ6 осуществляется расчет требуемого кинетического момента по методу итераций.

Отклонение прогнозируемого положения КА Λ(T_к) от требуемого Λ_к определяется путем математического моделирования в ВУ6.

Интерационный процесс

повторяется, пока
Рассчитанному таким образом вектору кинетического момента соответствует угол разворота Ψ и вектор разворота По углу разворота и времени разворота ВУ определяет время разгона (торможения) τ по выражению:

В исходном состоянии выход вычислительного устройства замаскирован, и . В момент поступления команды на разворот ВУ6 формирует управляющий момент который прикладывают к КА посредством ИО10. Расчет текущего кинетического момента ВУ6 производит непрерывно по показаниям ДУС 5, дающим вектор , и моментам инерции

Как только КА будет сообщен расчетный кинетический момент, выход ВУ6 маскируется, управляющие моменты отсутствуют и КА производит свободное вращение. При этом ВУ6 непрерывно определяет метры доворота по формуле (1) и вычисляет значение целевой функции G_y.

В момент времени, когда эта функция принимает минимальное значение, фиксируют параметры доворота Λ_д, по которым ВУ6 вычисляет и фиксирует кинетический момент доворота (3). КА сообщают корректирующий импульс путем приложения управляющих моментов по осям КА

где k_i, r_i постоянные коэффициенты.

Далее угловая скорость и кинетический момент поддерживаются постоянными. Одновременно ВУ6 вычисляет угол доворота (6), определяет и фиксирует угол Θ_пор на который развернется КА при торможении.

В момент равенства Θ_ост = Θ_пор производят торможение КА, причем управляющие моменты по осям КА формируются, исходя из выражения

Когда выход ВУ6 маскируется, исполнительные органы отключены, поворотный маневр окончен. Система готова к следующему поворотному маневру КА.

Целевая функция (2) по мере свободного вращения КА будет убывать и ее минимум находится вблизи конечного положения Λ_к. Поэтому в предлагаемом способе значение этой функции (2) начинают определять с некоторого момента времени, при котором углы от конечного положения до начального и до текущего положений отвечают условию (5), (6), то есть находится в определенной пропорции (4). Исходя из результатов математического моделирования серии поворотных маневров КА получено, что коэффициент пропорциональности целесообразно принять равным K 0,1.

Временные диаграммы процесса управления КА приведены на фиг. 2.

Эффективность предлагаемого способа определяется прежде всего тем, что на большей части траектории движения управляющий момент равен нулю, что существенно экономит топливо. Вместе с тем, способ предлагает терминальный принцип управления в окрестности заданного углового положения КА, чем и обеспечивает высокую точность разворота в условиях действия значительных внешних возмущающих моментов.

Формула изобретения

1. Способ управления поворотным маневром космического аппарата, включающий определение параметров разворота, определение кинетического момента требуемого для приведения космического аппарата при свободном его вращении в заданное угловое положение, определяемое кватернионом Λ_к в заданный момент времени разгон космического аппарата и по окончании участка свободного движения торможение космического аппарата, отличающийся тем, что на участке свободного движения определяют параметры доворота от текущего углового положения космического аппарата, определяемого кватернионом Λ, до заданного

где сопряженный с Λ кватернион,
определяют значение целевой функции

где

компоненты кватерниона доворота Λ_д
ω_i- компоненты вектора угловой скорости космического аппарата;
K - вектор фактического кинетического момента космического аппарата;
J_i моменты инерции космического аппарата;
C_i коэффициенты расхода топлива (C_i const > 0),
фиксируют параметры доворота Λ_д в момент, когда G_у минимальна, затем определяют и фиксируют кинетический момент доворота

и прикладывают к космическому аппарату управляющий момент для осуществления указанного доворота.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что определение целевой функции G_у производят с момента времени, в который выполняется условие
Θ_ост = 0,1Θ_o
где углы эквивалентного разворота космического аппарата соответственно от начального и текущего до заданного положения определяются соотношениями

где Λ_н- кватернион, определяющий начальное угловое положение космического аппарата.

РИСУНКИ

Рисунок 1