загрузка...

трусы женские
загрузка...
Реферати » Реферати з авіації і космонавтики » Розробка алгоритмів контролю та діагностики системи управління орієнтацією космічного апарату

Розробка алгоритмів контролю та діагностики системи управління орієнтацією космічного апарату

0 c-2 | Ix = 500 Нмс2 | 50% | 700 сек | 704.6 |
| | Wy = 0 c-1 | | Iy = 1500 Нмс2 | | | сек |
| | Wz = 0 c-1 | Gy = 0 c-2 | | | | |
| | | | Iz = 2500 Нмс2 | | | |
| | | Gz = 0 c-2 | | | | |
| 9 | Wx = 3 c-1 | Gx = 0 c-2 | Ix = 500 Нмс2 | 15% | 700 сек | 705.9 |
| | Wy = 0 c-1 | | Iy = 1500 Нмс2 | | | сек |
| | Wz = 0 c-1 | Gy = 0 c-2 | | | | |
| | | | Iz = 2500 Нмс2 | | | |
| | | Gz = 0 c-2 | | | | |
| 10 | Wx = 0 c-1 | Gx = 0 c-2 | Ix = 500 Нмс2 | 100% | 700 сек | 709.2 |
| | Wy = 1 c-1 | | Iy = 1500 Нмс2 | | | сек |
| | Wz = 0 c-1 | Gy = 0 c-2 | | | | |
| | | | Iz = 2500 Нмс2 | | | |
| | | Gz = 0 c-2 | | | | |
| 11 | Wx = 0 c-1 | Gx = 0 c-2 | Ix = 500 Нмс2 | 50% | 700 сек | 714.3. |
| | Wy = 1 c-1 | | Iy = 1500 Нмс2 | | | сек |
| | Wz = 0 c-1 | Gy = 0 c-2 | | | | |
| | | | Iz = 2500 Нмс2 | | | |
| | | Gz = 0 c-2 | | | | |
| 12 | Wx = 0 c-1 | Gx = 0 c-2 | Ix = 500 Нмс2 | 15% | 700 сек | 721.1 |
| | Wy = 1 c-1 | | Iy = 1500 Нмс2 | | | сек |
| | Wz = 0 c-1 | Gy = 0 c-2 | | | | |
| | | | Iz = 2500 Нмс2 | | | |
| | | Gz = 0 c-2 | | | | |
| 13 | Wx = 0 c-1 | Gx = 0 c-2 | Ix = 500 Нмс2 | 100% | 700 сек | 707.5 |
| | Wy = 1 c-1 | | Iy = 1500 Нмс2 | | | сек |
| | Wz = 1 c-1 | Gy = 0 c-2 | | | | |
| | | | Iz = 2500 Нмс2 | | | |
| | | Gz = 1 c-2 | | | | |
| 14 | Wx = 0 c-1 | Gx = 0 c-2 | Ix = 500 Нмс2 | 50% | 700 сек | 711.3 |
| | Wy = 1 c-1 | | Iy = 1500 Нмс2 | | | сек |
| | Wz = 1 c-1 | Gy = 0 c-2 | | | | |
| | | | Iz = 2500 Нмс2 | | | |
| | | Gz = 1 c-2 | | | | |
| 15 | Wx = 0 c-1 | Gx = 0 c-2 | Ix = 500 Нмс2 | 15% | 700 сек | 717.4 |
| | Wy = 1 c-1 | | Iy = 1500 Нмс2 | | | сек |
| | Wz = 1 c-1 | Gy = 0 c-2 | | | | |
| | | | Iz = 2500 Нмс2 | | | |
| | | Gz = 1 c-2 | | | | |

Результати моделювання представлені у додатку Д. Як показали результати моделювання, пониження неповної тяги при відмові ДС призводить до збільшення часу ідентифікації відмов. Моделювання показало також, що істотне підвищення рівня шумів вимірів не призводить до значного зниження чутливості системи до виявлення відмов типу "невимикання" з малою залишковою тягою.

6 ЕКОНОМІЧНА ЧАСТИНА

Досягнення науково-технічного прогресу в останні десятиліття дозволили людству вирішити багато нерозв'язні раніше технічні та теоретичні питання. Так, сьогодні повсякденним явищем стали запуски штучних супутників Землі, космічних апаратів з людиною на борту, безпілотні міжорбітального апарати, польоти автоматичних станцій. Однією з невід'ємних складових космічного апарату - є система управління, що включає в себе командні прилади, виконавчі органи,
БЦВМ і програмний комплекс. Системи управління, відносяться до розряду складних систем з великою кількістю елементів, які схильні відмовам. Одним з основних вимог, що пред'являються до системи управління, є її висока надійність. Управління космічним апаратом за допомогою
БИНС розглядається як взаємодія двох процесів: рішення навігаційної завдання і вирішення завдання стабілізації. Перша задача полягає у визначення необхідної траєкторії космічного апарату і в обчисленні фактичної, друга - в управлінні апаратом для підтримки необхідного курсу із заданою точністю. В БИНС інерційних координатний базис будується не за допомогою гіроплатформи, а на основі математичних розрахунків проводяться в БЦВМ безпосередньо в польоті. Відмова реактивних двигунів стабілізації системи управління орієнтацією космічного апарату, може призводити до не виконання цільової задачі, а відмова типу «Не відключення» двигуна, може призводити до великих втрат робочого тіла і розкрутці космічного апарату до неприпустимих кутових швидкостей. Таким чином розробка алгоритмів контролю та діагностики системи управління орієнтацією космічного апарату - є актуальним завданням. У даний роботі вирішується завдання побудови алгоритмів контролю та ідентифікації відмов командних приладів і виконавчих органів.

6.1 Огляд існуючих методів

Відмова від використання гіростабілзірованной платформи і переходу до бесплатформенной інерціальним навігаційним системам пов'язаний з підвищенням точності командних приладів і інтенсивним розвитком цифрової обчислювальної технікою, що дозволяє вирішувати задачу побудови базової орієнтації математичними методами з використанням БЦВМ [1-5]. Поряд з цим значно підвищується складність математичної моделі НКА і алгоритмів для системи управління орієнтацією. Однією з важливих задач, є ідентифікація відмов виконавчих органів СУО. Відмова ДС типу «Не відключення» може привести до великих втрат робочого тіла і невиконанню цільової завдання СУО. Існуючий метод ідентифікації відмов ДС як великий тяги так і малої, заснований на контроль небезпечної тривалості роботи двигунів і підрахунку часу бази. Небезпечна тривалість формується залежно від значення керуючого моменту [25]. При цьому розглядається два типи відмов - відмова типу «невключення» і відмова типу
«Не відключення» . При цьому на всіх базах вибирається максимальний ОП і знаходиться за допомогою методу статистичних гіпотез критична точка, що дозволяє ухвалити рішення - є відмова чи ні. Максимальна точність виявлений відмови ДС із залишковою тягою, при використанні даного методу -
51% [25]. При перевищенні цього порога, алгоритм контролю двигунів стабілізації системи управління орієнтацією космічного апарат з виявляє відмову. Це призводить до великих втрат робочого тіла, а отже і до значних економічних витрат, а також до невиконання цільової завдання СУ, і як наслідок зриву польотного завдання, а іноді й повної втрати управління КА [25, 26].

Пропонований в даній дипломній роботі алгоритм контролю СУО заснований на використанні субоптимального дискретного фільтра Калмана-Бьюси. Аналіз величини оцінюваного в фільтрі Калмана возмущающего моменту дозволяє обчислити математичної очікування оцінки обурення. Якщо математичне сподівання оцінки возмущающего моменту, обчисленого на деякій тимчасовій базі, де управління одно нулю, перевершує допустимий поріг, то приймається рішення про відмову ДС і переході на резерв. Як показало моделювання пониження залишкової тяги при відмові ДС в п'ять разів менше, ніж в існуючих алгоритмів контролю, і становить 10%. Це значно підвищує надійність СУО. А відсоток не виявлення (10%) становить відсоток зовнішніх збурюючих впливів, таких як аеродинамічні і гравітаційні. Це говорить про високу ефективність розробленого алгоритму [25, 26].

Також в даній дипломній роботі, розроблений алгоритм контролю командних приладів ГІВУС і ДУП [21]. Відмова командним приладів може призводити до невиконання цільової завдання СУ. Існуючі алгоритми мають високу похибка при виявленні відмов чутливих елементів. В основу існуючих алгоритмів покладений небудь фільтр першого порядку, або спостерігач Люінбергера. Для підвищення точності виявлення який відмовив чутливого елемента, в даній дипломній роботі розроблені алгоритми контролю командних приладів СУО, на основі субоптимального дискретного фільтра Калмана-Бьюси. Проведене моделювання, показало високу ефективність розробленого алгоритму в порівнянні з існуючими. В результаті було підвищено час виявлення відмови чутливий елемент, більш точно виявляється відмовивший чутливий елемент [21, 25].

Розроблені алгоритми контролю командних приладів і виконавчих органів значною мірою підвищують надійність системи управління орієнтацією космічного апарату, і дозволяють уникнути втрат робочого тіла, і сприяють виконанню цільової завдання СУ. Це дозволить знизити витрати на командні прилади та виконавчі органи, а також економічні витрати пов'язані з відмовами в польоті виконавчих органів і командних приладів [1, 3, 25].

6.2 Розрахунок кошторису витрат на НДР

Виконання наукових досліджень вимагає певних витрат, які необхідно розглядати як додаткові капіталовкладення. Вони відносяться до виробничих витрат і включають в себе всі роботи, що виконуються працівниками організації [30].

При цьому приймаємо:

1) загальна кількість годин налагодження і рішення на ПВЕМ Т = 550 ч.
2) вартість 1м2 площі в місяць Са = 35 грн .;
3) потужність ПВЕМ W = 0.4 кВт;
4) площа приміщення S = 13 м2;
5) вартість електроенергії 1 кВт / ч ТФ = 0,156 грн.

Сторінки: 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17
загрузка...
ur.co.ua

енциклопедія  з сиру  аджапсандалі  ананаси  узвар