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

| 39 |
| Апроксимація стандартної атмосфери ................ | 45 |
| Побудова аппроксимирующего полінома для щільності земної | |
| атмосфери .............................. | 47 |
| Гравітаційний момент .............................................. | 48 |
| Математична модель ГІВУС .......................................... .. | 56 |
| АЛГОРИТМИ ОБРОБКИ ІНФОРМАЦІЇ ТА КОНТРОЛЮ СУО І СТАБІЛІЗАЦІЇ | |
| КА ............................................................ .. | 62 |
| Синтез спостерігача Льюінбергера ....................................... | 62 |
| Алгоритм оцінки кутовий швидкості ....................................... | 64 |
| Алгоритм обробки та контролю інформації ГІВУС ................ | 72 |
| Алгоритм стабілізації ...................................................... | 80 |
| Рішення завдання ідентифікації відмов ................................. | 86 |
| Метод статистично гіпотез ............................................. ... | 89 |
| Алгоритм контролю відмов ДС при неповній тязі .................. ... | 93 |
| РЕЗУЛЬТАТИ чисельного моделювання ..................... .. | 96 |
| 5.1 Моделювання відмов ГІВУС .......................................... .. | 99 |
| 5.2 Моделювання відмов ДС ... ............................................. .. | 101 |
| ЕКОНОМІЧНА ЧАСТИНА ........................ .. ........................ .... | 103 |
| Огляд існуючих методів .................................... .......... | 104 |
| Кошторис витрат на НДР ...................................................... ... | 106 |
| 6.3 Розрахунок науково-технічного ефекту ............... .................. ... | 108 |
| 6.4 Розрахунок економічного ефекту ....................................... ... | 109 |
| 6.5 Висновок .................................................................. .. | 113 |
| 7 ГРОМАДЯНСЬКА ОБОРОНА ......... ......... ... ................................. | 114 |
| 8 ОХОРОНА ПРАЦІ І НАВКОЛИШНЬОГО СЕРЕДОВИЩА ....... ................... ... .. | 123 |
| 8.1 Загальні питання охорони праці ................................................ | 123 |
| 8.2 Виробнича санітарія ... .............................................. | 127 |
| 8.3 Техніка безпеки .......................................................... | 1311 |
| 8.4 Пожежна безпека ...................................................... ... | 3713 |
| 8.5 Охорона навколишнього середовища ................................................... | 9141 |
| ВИСНОВКИ ...................... ..................... ............................ | 142 |
| Список джерел інформації .......................................... ......... | 145 |
| Додаток А ........................................................................ | 147 |
| Додаток Б ..................... ................................................... | 156 |
| Додаток В ...................................................... .................. | 158 |
| Додаток Г ........................................................................ | 161 |
| Додаток Д ........................................................................ | |

ВСТУП

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.

Відмова реактивних двигунів стабілізації системи управління орієнтацією космічного апарату, може призводити до не виконання цільової задачі, а відмова типу «невимикання» двигуна, крім того, може призводити до великих втрат робочого тіла і розкрутці космічного апарату до неприпустимих кутових швидкостей.

Відмови чутливих елементів гироскопического вимірювача вектора кутової швидкості, можуть призводити до не виконання завдання системи управління орієнтацією космічного апарату.

Існуючі методи контролю працездатності ДС є досить грубими, щоб виявляти відмова типу "невимикання" за наявності залишкової неповної тяги двигуна на тлі дії зовнішніх збурюючих моментів
(гравітаційних, аеродинамічних та ін.). Тому розробка алгоритмів ідентифікації відмов двигунів стабілізації, особливо відмов з неповною тягою за наявності шумів вимірів і дії зовнішніх збурюючих впливів, є актуальним завданням.

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.

1 ПОСТАНОВКА ЗАВДАННЯ

Візьмемо для розгляду космічний апарат, як абсолютно тверде тіло, що не містять будь-яких рушійних мас [1] (див. Рис. 1.1).

Рис. 1.1 - Модель КА

Якщо Тріедр жорстко пов'язаних з тілом осей Oxyz, з початком координат в центрі мас КА (пов'язана система координат - ССК) направити так, щоб вони співпали з головними центральними осями інерції, то відцентрові моменти інерції звернуться в нуль і система рівнянь Ейлера [1, 2], що описує динаміку обертання КА навколо центру мас, прийме вигляд (1.1):

(1.1)

Поряд з динамічними рівняннями розглядаються кінематичні рівняння, котрі пов'язують кутові швидкості (j з кутами повороту Тріедр осей
Oxyz щодо Тріедр осей деякою базової системи координат (БСК), початок якої збігається з початком координат ССК, а осі певним чином орієнтовані в інерціальній просторі і рухаються поступально
[1, 3, 4]. Нехай кути орієнтації (кути Ейлера-Крилова) - повністю визначають кутове положення ССК щодо БСК [1, 4]. Поняття кутів орієнтації [2] стає однозначним лише після того, як введена послідовність поворотів [3, 4, 5, 6] твердого тіла навколо осей Ox, Oy,
Oz. Для послідовності поворотів: система кінематичних рівнянь має вигляд (1.2):

(1.2)

Системи (1.1) і (1.2) описують кутовий рух твердого тіла відносно БСК. Будемо припускати, що кути Ейлера-Крилова (j малі [5].
Поточні значення (j оцінюються в системі за інформацією вимірника кутовий швидкості, що вимірює інтеграли від проекцій вектора абсолютної кутовий швидкості КА на осі чутливості приладу .

Як модель вимірювача використовується модель ГІВУС [6]. Алгоритм обробки даних в бесплатформенной інерціальної навігаційної системі будується з використанням субоптимального дискретного фільтра Калмана [7].

Тепер усложним задачу, розглядаючи космічний апарат як пружне тіло, що максимально наближає імітаційну модель до реальної [1, 8].

Розглянемо рівняння осциляторів для пружної моделі (1.3):

(1.3) де - коефіцієнт демпфірування для кожної окремо взятої гармоніки;

- квадрат власної частоти недемпфірованних коливань для кожної гармоніки;

- керуючий момент з урахуванням можливої ??відмови;

i = 1, 2, 3, 4

Ставиться завдання розробити алгоритми контролю функціонування системи управління космічного апарату, для досягнення якої необхідно:

- розробити алгоритм контролю функціонування двигунів стабілізації, побудований на основі субоптимального фільтра Калмана, що дозволяє за інформацією бесплатформенной інерціальної навігаційної системи ідентифікувати відмови двигунів стабілізації, в тому числі, відмови з неповною тягою за наявності шумів вимірів і дії зовнішніх збурюючих впливів;

- Розробити алгоритми обробки та контролю інформації ГІВУС НКА серії «Спектр» , що складаються з алгоритму оцінки кутовий швидкості на основі фільтра Льюінбергера і алгоритми контролю чутливих елементів ГІВУС з урахуванням доглядів.

2 СИСТЕМИ УПРАВЛІННЯ ОРІЄНТАЦІЄЮ КА НА БАЗІ БИНС

Управління космічним апаратом за допомогою будь інерціальнійсистеми, в тому числі і бесплатформенной, може розглядатися як взаємодія двох процесів: рішення навігаційної задача і рішення задачі стабілізації [1, 4]. Перша задача полягає у визначенні необхідної траєкторії літального апарату і в обчисленні фактичної траєкторії, друга - в управлінні апаратом для підтримки необхідного курсу із заданою точністю [9].

Інерція є найбільш універсальним фактором, що дозволяє створити прилади для реєстрації зміни швидкості тіл у просторі. Такі прилади називаються акселерометрами або датчиками прискорень. Акселерометр вимірює проекцію на свою вісь чутливості прискорення тієї точки космічного апарату, де він встановлений. Акселерометр реагує тільки на сили, прикладаються за посередництвом космічного апарату [1, 2]. Якщо одна зі складових загальної сили, визначальною прискорений рух апарату, обумовлена ??дією тяжіння, то відповідна їй складова прискорення не може бути виміряна акселерометром. Сили ж тяжіння діють однаково як на прилад, так і на апарат і тому при відсутності інших сил за допомогою акселерометра не можуть бути виявлені [1,
3].

Таким чином, при русі космічного апарату в полі тяжіння вимірюваний акселерометром прискорення відрізняється від дійсного, і тому отримало назву уявного прискорення. Вимірювання уявного прискорення дозволяє визначити справжній стан космічного апарату щодо центру тяжіння за допомогою інтегрування навігаційного рівняння [1, 10]:

де R - вектор положення центру маси апарату щодо центру тяжіння; ак - вектор уявного прискорення центру маси апарату;

U - вектор-потенціал поля тяжіння.

Для управління необхідно знати три ортогональних складових вектора ак, т. Е. Мати три датчика, встановлених в центрі маси космічного апарату, з трьома взаємно перпендикулярними осями чутливості. Ці осі чутливості повинні бути орієнтовані на ті осях координат, в яких заданий вектор R. Тріедр осей чутливості акселерометрів будемо надалі називати осями вимірювальної системи [1,
10], а осі, в яких заданий вектор R - інерціальним координатним базисом, т. е. базисом, щодо якого відраховується абсолютне прискорення.
Осі інерції (або осі форми) космічного апарата не збігаються з інерціальним базисом, а обертаються щодо нього в залежності від напрямку вектора швидкості центру мас космічного апарату і кута атаки. Отже, для управління за допомогою вимірювання здаються чомусь прискорень або, як його називають, инерциального управління необхідно або поєднувати осі вимірювальної системи з інерціальним координатним базисом незалежно від руху апарату, або в кожен момент часу знати взаємне розташування осей вимірювальної системи і инерциального базису. В останньому випадку складові вектора уявного прискорення і осі вимірювальної системи повинні бути перепроектовані на осі инерциального координатного базису [11].

Найбільш вигідним розташуванням вимірювальної системи для другого з названих вище варіантів инерциального управління є суміщення її осей з осями форми апарату [1, 3, 5, 11].

Таким чином, технічна реалізація методу инерциального управління можлива у двох варіантах. Перший - це створення пристроїв, що не обертаються разом з апаратом і, зберігаючи своє положення щодо инерциального базису, служать опорою для вимірювальної системи [1]. Другий варіант - створення пристроїв, які забезпечують протягом польоту обчислення параметрів, що визначають кути між осями вимірювальної системи і инерциального базису, а також проектування вимірюваних компонент прискорення на осі цього базису [1].

Перший варіант призвів до появи приладів, фізично моделюючих інерційних базис на борту космічного апарату, - гіростабілізованої платформ, другий - до створення бесплатформенной систем.

У міру розвитку платформних систем проявилася їх обмеженість в деяких аспектах використання і в перспективі подальшого вдосконалення. Стали помітними такі їх недоліки, як чутливість до великих перевантажень і кутках обертання літального апарату, що характерно для космічних польотів [12].

БІС, як і будь-яка інерціальна система керування літальним апаратом, складається з двох підсистем [12, 13, 14], які, в свою чергу, іменуються навігаційною системою і системою стабілізації [12]. Задача навігаційної системи - визначити початкове положення літального апарату і програму польоту (курс, висоту, швидкість, кут тангажу) [12,
14].

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