Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации



Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации

 


Владельцы патента RU 2519288:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") (RU)

Группа изобретений относится к способам и системам ориентации космического аппарата (КА). В предлагаемом способе формируют сигналы оценки: угла ориентации, угловой скорости вращения КА и управления. Определяют разности сигналов указанных параметров и их оценок. По некоторым формулам вычисляют коррекции сигналов задания и оценки внешней помехи. С учетом данных коррекций корректируют сигналы оценки угла ориентации и угловой скорости. Последние используют в контуре управления ориентацией КА. Предлагаемое устройство содержит дополнительные блоки: памяти, сумматоров, усилителей, интеграторов, связанные друг с другом и прочими элементами через систему переключателей. В устройстве использованы модели основного контура ориентации КА и двигателя-маховика. Технический результат группы изобретений заключается в повышении точности и надежности системы ориентации КА при отказах датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к управлению нестационарными объектами - космическими аппаратами.

Известен способ ориентации космического аппарата, заключающийся в измерении сигнала угла ориентации и сигнала угловой скорости, формировании сигнала задания и формировании сигнала управления космическим аппаратом [1].

Известно устройство для реализации способа ориентации космического аппарата, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, двигатель-маховик, третий сумматор, космический аппарат, первый и второй выходы которого соединены соответственно со входом датчика угловой скорости и входом датчика угла, выход второго усилителя соединен со вторым входом второго сумматора [1].

Известный способ ориентации космического аппарата и устройство для реализации способа имеют недостаток, который заключается в низкой точности ориентации и малой надежности функционирования из-за отказов датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения космического аппарата.

С целью устранения указанных недостатков известных способа ориентации космического аппарата и устройства для его реализации предложенный способ отличается тем, что формируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости вращения космического аппарата, формируют сигнал оценки управления, определяют сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определяют сигнал коррекции сигнала задания и сигнал оценки внешней помехи по формулам соответственно

U к = λ ( ε ˙ + α 1 ε + α 0 0 t ε d t ) ,

M ¯ в = K m 0 t Δ U d t ,

где λ, α0, α1=const>0, Km - коэффициент усиления, ε - сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, ΔU - сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления, с учетом которых корректируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости и используют их для ориентации космического аппарата, а устройство, его реализующее, отличается тем, что оно содержит дополнительно блок памяти, семь сумматоров, три усилителя, четыре интегратора, два нормально-разомкнутых переключателя, пять нормально-замкнутых переключателей, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные третий усилитель, пятый сумматор, шестой сумматор, модель двигателя-маховика, первый интегратор, второй интегратор, седьмой сумматор, первый нормально-замкнутый переключатель, третий интегратор, восьмой сумматор, второй нормально-замкнутый переключатель и блок памяти соединен с первым входом четвертого сумматора, выход датчика угловой скорости через третий нормально-замкнутый переключатель соединен со входом второго усилителя, а через последовательно-соединенные девятый сумматор и четвертый усилитель - со вторым входом восьмого сумматора, третий вход которого соединен со входом третьего интегратора, выход первого интегратора соединен со вторым входом девятого сумматора, а через последовательно соединенные пятый усилитель и первый нормально-разомкнутый переключатель -с третьим входом второго сумматора, выход пятого усилителя соединен со вторым входом пятого сумматора, выход второго интегратора соединен со вторым входом четвертого сумматора, а через второй нормально-разомкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, второй вход которого соединен с третьим входом четвертого сумматора, выход датчика угла ориентации соединен со вторым входом седьмого сумматора, а через четвертый нормально-замкнутый переключатель - с третьим входом первого сумматора, выход второго сумматора через последовательно соединенные десятый сумматор, пятый нормально-замкнутый переключатель и четвертый интегратор соединен со вторым входом шестого сумматора, выход шестого сумматора соединен со вторым входом десятого сумматора.

Суть предложенных способа и устройства поясняется чертежом.

На чертеже приняты следующие обозначения:

1 - четвертый сумматор;

2 - третий усилитель;

3 - пятый сумматор;

4 - модель двигателя-маховика;

5 - шестой сумматор;

6 - пятый усилитель;

7 - основной контур ориентации (ОКО) космического аппарата;

8 - первый интегратор;

9 - второй интегратор;

10 - второй нормально-разомкнутый переключатель;

11 - первый нормально-разомкнутый переключатель;

12 - второй нормально-замкнутый переключатель;

13 - блок памяти;

14 - четвертый интегратор;

15 - математическая модель ОКО;

16 - восьмой сумматор;

17 - третий интегратор;

18 - седьмой сумматор;

19 - четвертый усилитель;

20 - девятый сумматор;

21 - десятый сумматор;

22 - пятый нормально-замкнутый переключатель;

23 - первый сумматор;

24 - первый усилитель;

25 - второй сумматор;

26 - двигатель-маховик;

27 - третий сумматор;

28 - космический аппарат;

29 - датчик угловой скорости;

30 - второй усилитель;

31 - третий нормально-замкнутый переключатель;

32 - четвертый нормально-замкнутый переключатель;

33 - датчик угла ориентации;

34 - первый нормально-замкнутый переключатель.

Функционирует устройство для реализации способа ориентации космического аппарата следующим образом. Сигнал задания φз(t) поступает одновременно на основной контур управления 7 и математическую модель ОКО 15 (см. чертеж).

Как видно из чертежа, ОКО 7 составляют последовательно соединенные первый сумматор 23, первый усилитель 24, второй сумматор 25, двигатель-маховик 26, третий сумматор 27, космический аппарат 28 и датчик угловой скорости 29. Выход датчика угла ориентации 33 через четвертый нормально-замкнутый переключатель 32 соединен с первым сумматором 23, образуя отрицательную обратную связь по углу ориентации (φ(t), а с выхода датчика угловой скорости 29 угловая скорость ϕ ˙ ( t ) поступает на вход второго сумматора 25, образуя отрицательную обратную связь по угловой скорости ϕ ˙ ( t ) . На второй вход третьего сумматора 27 поступает внешняя помеха Мв(t). На параметры космического аппарата 28 действует мультипликативная помеха F(t).

Математическая модель ОКО 15 состоит из аналогичных ОКО 7 элементов структурной схемы: последовательно соединенные четвертый сумматор 1, третий усилитель 2, пятый сумматор 3, шестой сумматор 5, модель двигателя-маховика 4 и модель космического аппарата, выполненная в виде последовательно соединенных первого интегратора 8 и второго интегратора 9. В математической модели ОКО 15 также содержатся отрицательные обратные связи по оценке угловой скорости ϕ ¯ . ( t ) и оценке угла ориентации ϕ ¯ ( t ) с выходов первого интегратора 8 на вход пятого сумматора 3 и с выхода второго интегратора 9 на вход четвертого сумматора 1.

Ввиду того, что на космический аппарат 28 действуют внешние помехи Mв(t) и F(t), а на математическую модель ОКО 15 космического аппарата 28 внешние помехи F(t) и Mв(t) не действуют, то оценки ϕ ¯ . ( t ) и ϕ ¯ ( t ) не будут совпадать с их реальными значениями соответственно ϕ ˙ ( t ) и φ(t).

Следовательно, управление U(t) в ОКО 7 на выходе второго сумматора 25 будет отличаться от управления Um(t) в модели ОКО 15 на выходе шестого сумматора 5. Будем имитировать действие внешней помехи Мв в ОКО 7 в виде оценки внешней помехи М ¯ в в модели ОКО 15.

С этой целью с помощью десятого сумматора 21 пятого нормально-замкнутого переключателя 22 и четвертого интегратора 14 сформируем значение оценки М ¯ в в виде

М ¯ в = K g m ( U U m ) ,

где Kgm - передаточная функция модели двигателя-маховика 4. При этом достаточно скорректировать значение Um(t) на выходе шестого сумматора 5. Кроме того, момент инерции J(t) космического аппарата в общем случае отличается от его оценки J ¯ . Для определения истинного значения момента инерции J(t) сформируем с помощью метода покомпонентного формирования управлений, основанного на использовании функций Ляпунова, сигнал подстройки ΔJ(t), который, как показано в [2], будет иметь вид

Δ J ( t ) = λ ϕ з ( ε ˙ + α 1 ε + α 0 0 t ε d t ) ,

что соответствует сигналу коррекции Uк оценки угла ϕ ¯ ( t ) и угловой скорости ϕ ¯ . ( t ) , равного

U к ( t ) = Δ J ( t ) ϕ з = λ ϕ з 2 ( ε ˙ + α 1 ε + α 0 0 t ε d t ) ,

где λ, α0, α1=const>0.

Для обеспечения устойчивости системы ориентации, включающей математическую модель ОКО 15 и ОКО 7, требуется определенный знак сигнала коррекции Uк(t). Знак сигнала Uк(t) определяет только составляющая ε ˙ + α 1 ε + 0 t ε d t , т.к. значение ϕ з 2 всегда больше или равно нулю.

Поэтому, используя правило знаков при построении адаптивных систем управления согласно методу покомпонентного формирования управлений [2], можно принять значение сигнала коррекции Uк(t) в виде

U к ( t ) = λ ( ε ˙ + α 1 ε + α 0 0 t ε d t ) .

Ввиду того что Uк(t) зависит от интеграла ошибки ε(t), то очевидно, что выход третьего интегратора 17 будет непрерывно меняться до тех пор, пока на его входе не будет величина, равная нулю. Это означает, что при ε(t)=0 устанавливаются равенства

ϕ ( t ) = ϕ ¯ ( t ) и ϕ ˙ = ϕ ¯ . ( t ) .

Для реализации сигнала коррекции используются седьмой сумматор 18, первый нормально-замкнутый переключатель 34, третий интегратор 17, восьмой сумматор 16, девятый сумматор 20, четвертый усилитель 19, второй нормально-замкнутый переключатель 12 и блок памяти 13, выход которого соединен с третьим входом четвертого сумматора (см. чертеж).

Согласно предложенному способу ориентации сигнал задания ср3{£) является входным сигналом для основного контура ориентации 7 и математической модели ОКО 15. Сигнал управления U(t) формируется на выходе второго сумматора 25, а сигнал оценки управления Um(t) - на выходе шестого сумматора 5. На выходах датчика угловой скорости 29 и датчика угла ориентации 33 формируются соответственно угловая скорость ϕ ˙ ( t ) вращения космического аппарата 28 и угол ориентации φ(t).

Сигнал приращения ΔJ(t) значения момента инерции J(t) космического аппарата 28 является функцией рассогласования ε(t):

ε ( t ) = ϕ ( t ) ϕ ¯ ( t )

и сигнала задания φз(t).

Сигнал оценки внешнего момента (помехи) М ¯ в ( t ) формируется с помощью десятого сумматора 21, пятого нормально-замкнутого переключателя 22, четвертого интегратора 14, шестого сумматора 5 и модели двигателя-маховика 4.

Теперь можно использовать математическую модель ОКО 15 в качестве датчика угловой скорости 29 и датчика угла 33, если одновременно разомкнуть нормально-замкнутые переключатели 22, 37, 34, 31 и 32 и замкнуть нормально-разомкнутые переключатели 10 и 11.

Математическую модель ОКО 15 при этом целесообразно использовать в качестве датчиков угловой скорости 29 и угла ориентации 33 до тех пор, пока ошибка ε(t) будет в пределах допустимых значений, что определяется, очевидно, изменениями внешней помехи Mв(t) и значения момента инерции J(t) космического аппарата 28.

Использование в способе ориентации космического аппарата и устройства для его реализации канала оценки ϕ ¯ ( t ) и ϕ ¯ . ( t ) - математической модели ОКО 15 - позволяет получить технический эффект, который заключается в повышении точности ориентации и надежности функционирования при отказах датчика угла ориентации 33 и датчика угловой скорости 29 вращения космического аппарата 28.

Изобретательский уровень предложенного технического решения подтверждается отличительными частями формулы изобретения по п.п.1 и 2.

Литература

1. Васильев В.Н. Системы ориентации космических аппаратов / В.Н. Васильев. - М.: ФГУП«НГШВНИИЭМ», 2009. С.149-156 (прототип).

2. Лащев А.Я. Метод синтеза адаптивных систем управления с эталонной моделью. Приборы и системы. Управление, контроль, диагностика. 2007. №1. С.2-6.

1. Способ ориентации космического аппарата, заключающийся в измерении сигнала угла ориентации и сигнала угловой скорости, формировании сигнала задания и формировании сигнала управления космическим аппаратом, отличающийся тем, что формируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости вращения космического аппарата, формируют сигнал оценки управления, определяют сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определяют сигнал коррекции сигнала задания и сигнал оценки внешней помехи по формулам соответственно
,
,
где λ, α0, α1 - положительные постоянные, Km - коэффициент усиления, ε - сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, ΔU - сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления, с учетом которых корректируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости и используют их для ориентации космического аппарата.

2. Устройство для реализации способа ориентации космического аппарата по п.1, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, двигатель-маховик, третий сумматор, космический аппарат, первый и второй выходы которого соединены, соответственно, со входом датчика угловой скорости и входом датчика угла ориентации, выход второго усилителя соединен со вторым входом второго сумматора, отличающееся тем, что оно содержит дополнительно блок памяти, семь сумматоров, три усилителя, четыре интегратора, два нормально-разомкнутых переключателя, пять нормально-замкнутых переключателей, причем выход четвертого сумматора через последовательно соединенные третий усилитель, пятый сумматор, шестой сумматор, модель двигателя-маховика, первый интегратор, второй интегратор, седьмой сумматор, первый нормально-замкнутый переключатель, третий интегратор, восьмой сумматор, второй нормально-замкнутый переключатель и блок памяти соединены с первым входом четвертого сумматора, выход датчика угловой скорости через третий нормально-замкнутый переключатель соединен со входом второго усилителя, а через последовательно соединенные девятый сумматор и четвертый усилитель - со вторым входом восьмого сумматора, третий вход которого соединен со входом третьего интегратора, выход первого интегратора соединен со вторым входом девятого сумматора, а через последовательно соединенные пятый усилитель и первый нормально-разомкнутый переключатель - с третьим входом второго сумматора, выход пятого усилителя соединен со вторым входом пятого сумматора, выход второго интегратора соединен со вторым входом четвертого сумматора, а через второй нормально-разомкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, второй вход которого соединен с третьим входом четвертого сумматора, выход датчика угла ориентации соединен со вторым входом седьмого сумматора, а через четвертый нормально-замкнутый переключатель - с третьим входом первого сумматора, выход второго сумматора через последовательно соединенные десятый сумматор, пятый нормально-замкнутый переключатель и четвертый интегратор соединены со вторым входом шестого сумматора, а выход шестого сумматора соединен со вторым входом десятого сумматора.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к бесплатформенным системам ориентации (БСО) космических аппаратов (КА) с гироинерциальными и астронавигационными элементами. Предлагаемый способ состоит в компенсации ошибок БСО, вызванных систематическими погрешностями датчиков угловой скорости (ДУС).

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов (КА) и касается маневрирования КА с солнечным парусом для управления его тягой. .

Изобретение относится к управлению полетом космического аппарата (КА), преимущественно телекоммуникационного спутника, в составе которого имеется система терморегулирования (СТР) с дублированными жидкостными трактами.

Изобретение относится к гироскопическим системам управления пространственным (угловым) положением космических аппаратов. .

Изобретение относится к управлению ориентацией и движением центра масс космического аппарата (КА). .

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА). .

Изобретение относится к управлению ориентацией и движением центра масс космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к космонавтике и, в частности, к системам астрокоррекции азимута пуска ракет-носителей. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам и устройствам ориентации космического аппарата (КА). Способ ориентации космического аппарата заключается в том, что формируют сигнал оценки угла и сигнал оценки угловой скорости КА, определяют сигнал разности сигнала угла и сигнала оценки угла, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости и определяют скорректированный сигнал оценки угла и скорректированный сигнал оценки угловой скорости и формируют сигнал управления с использованием скорректированного сигнала оценки угла и скорректированного сигнала оценки угловой скорости.

(57) Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам и устройствам ориентации космического аппарата (КА). Способ ориентации КА заключается в формировании сигнала оценки угла и сигнала оценки угловой скорости вращения КА, формировании сигнала оценки управления, определении сигнала разности сигнала угла и сигнала оценки угла, определении сигнала разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определении сигнала разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определении скорректированного сигнала оценки угла, скорректированного сигнала оценки угловой скорости и сигнала оценки внешней помехи.

Изобретение относится к устройству управления положением космического аппарата (КА) в пространстве с использованием орбитального гирокомпаса. Устройство управления содержит построитель местной вертикали, сумматоры, усилительно-преобразовательные блоки, интеграторы, блоки компенсации взаимовлияний каналов и гироскопический измеритель угловой скорости, блок задания положения КА, косинусные преобразователи углов, синусные преобразователи углов, блок управления положением КА по курсу и блок задания положения КА по курсу.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для спуска отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН) с орбит полезных нагрузок.

Группа изобретений относится к управлению движением космических объектов, в частности стабилизации относительного (вокруг собственного центра масс) движения фрагментов космического мусора.

Изобретение относится к космической технике, а именно к системам управления космическим аппаратом (КА). Устройство для ориентации космического аппарата содержит одиннадцать сумматоров, пять усилителей, два нормально разомкнутых переключателя, пять нормально замкнутых переключателей, четыре интегратора, два умножителя, КА, двигатель-маховик, модель двигателя-маховика, датчики угловой скорости и угла ориентации, блок задания постоянной величины, блок памяти.

Изобретение относится к космической технике, преимущественно к космическим тросовым системам. Способ доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата с использованием пассивного развертывания космической тросовой системы включает расстыковку двух соединенных тросом объектов, сообщение спускаемому аппарату начальной скорости расхождения, свободный выпуск троса при удалении спускаемого аппарата, фиксацию длины троса в конце реверсного участка, попутное маятниковое движение и отрезание троса в момент прохождения спускаемым аппаратом линии местной вертикали орбитальной станции.

Изобретения относятся к управлению угловым движением космических аппаратов (КА) и, в частности, к гироскопическим системам ориентации КА, снабженным аппаратурой наблюдения (АН) наземных объектов, на околокруговой орбите.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для коррекции орбитального движения космического аппарата (КА). На КА прикладывают тестовое и корректирующее воздействие путем включения двигателей коррекции (ДК), проводят траекторные изменения, определяют параметры движения центра масс КА, рассчитывают коррекцию, формируют командно-программную информацию с начальными условиями движения, планом коррекции и управляющими ускорениями, засылают массивы на борт КА для дальнейшей работы.

Изобретение относится к области космической техники и предназначено для высокоточного определения ускорения поступательного движения космического аппарата (КА).

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты с использованием аэродинамического маневра. На этапе аэродинамического торможения прогнозируют значения скорости КА, угла ее наклона к местному горизонту и высоты апоцентра переходной орбиты - на момент выхода КА из атмосферы планеты. При этом в каждый из последовательных моментов прогноза рассматривают движение КА на оставшихся участках полета в атмосфере при углах крена γ = 0 рад и γ = π. Для каждого из этих углов находят указанные выше прогнозируемые параметры маневра. Их значения используются при управлении углом атаки КА (вблизи его значения, отвечающего максимальному качеству) и выдачей импульса скорости КА в апоцентре переходной орбиты. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности аэродинамического маневра КА вследствие указанного управления. 1 ил.
Наверх