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

кутових швидкостей (ДУС) і гіроскопи на електростатичному підвісі, що визначають кути повороту ЛА навколо центру його мас; також використовуються кутові і лінійні акселерометри, встановлені певним чином на корпусі ЛА [1, 9, 21]. На відміну від систем орієнтації з гіроплатформамі в бесплатформенной системах гіроскопічні датчики і акселерометри працюють в більш важких умовах експлуатації внаслідок зміни розташування приладів по відношенню до напрямку гравітаційного поля Землі, великих швидкостей і прискорень, що виникають при обертанні, коливаннях і вібрації корпусу ЛА [1].

Точність ж вимірювання кутових швидкостей, прискорень або кутових переміщень КА повинна бути того ж рівня, який досягнутий в системах платформного типу.

Датчики кутових швидкостей - це один з основних і найбільш досконалих чутливих елементів систем управління, стабілізації і навігації [21].

До характеристик ДУС пред'являються дуже жорсткі вимоги. Так, верхній діапазон швидкостей, вимірюваних сучасними ДУС, відповідає десяткам і сотням градусам в секунду. Верхній діапазон вхідних впливів, в якому ДУС зобов'язаний забезпечувати вимірювання кутової швидкості, досягає 100
Гц [21].

Прецизійні ДУС бесплатформенной інерційних систем повинні мати роздільну здатність до тисячних доль градусів на годину і лінійність до 10-
3%, причому ці ДУС повинні формувати вихідний сигнал у цифровому вигляді. У широкому діапазоні варіюються вимоги до масових і габаритних параметрів приладів; через мініатюризації ДУС останнім часом значно зменшилися величини власного кінетичного моменту їх гіроскопів [1,
9, 12, 21].

Датчик кутової швидкості (ДУС) служить для вимірювання кутової швидкості
КА від 0,001 до 10 с-1 в інерціальній просторі. Для цієї мети можна застосовувати як двоступеневий, так і триступеневе гіроскопи. Гіротахометр
(рис. 2.2) являє собою звичайно гіроскоп з двома ступенями свободи і жорсткої негативним зворотним зв'язком, яка створює протидіючий момент, пропорційний кутовому відхиленню рамки від вихідного положення для отримання прийнятних перехідних процесів застосовуються спеціальні демпфери; якщо гіроскоп поміщається в поплавок, то демпфірування здійснюється рідиною [1, 21].

Рис. 2.2 - Кінематична схема гіротахометра:

1 - ротор; 2 - рамка; 3 - датчик сигналу; 4 - демпфер; 5 - цапфа вихідний осі; 6 - пружини; Н - кінетичний момент гіроскопа.

Величина моменту сухого тертя М0, визначає поріг чутливості гіроскопа по відношенню до вимірюваної швидкості. В поплавкових гіроскопах момент М0 пренебрежимо малий. Тому в сталому режимі кут повороту рамки щодо її осі [21]

Кпр - приведена жорсткість пружини.

ГІВУС включає в себе шість вимірювачів з некомпланарних розташуванням осей чутливості (вимірювальних осей).

Всі шість вимірювальних осей () при номінальному положенні розташовуються паралельно ребрам базового правильного шестикутника, вписаного в конус обертання з кутом полураствора (, рівним 0,9553 радий, і що має симетричне розташування ребер по колу підстави конуса з кутовим кроком (, рівним 1,04 радий [21].

1. В якості приладової системи координат приймається правая ортогональна Oxпyпzп, матеріалізована посадочними місцями на корпусі ГІВУС. Орієнтація осей чутливості ГІВУС щодо осей приладовій системи координат приведена на малюнку (рис 2.3) де:

Oxпyпzп - приладова система координат ГІВУС;

- позитивні напрямки осей чутливості ГІВУС
( вимірників А1, А2, А3, А4, А5, А6 відповідно).

Осі чутливості і паралельні площини хпОуп. На малюнку (рис. 2.4) показані позитивні напрямки кутів відхилення осей чутливості вимірників щодо номінального положення, де

- номінальні положення осей чутливості вимірників А1,
А2, А3, А4, А5, А6 відповідно;

((1, ((1, ((2, ((2, ..., ((6, ((6 - позитивні кути відхилення осей щодо номінального положення.

2. При обертанні ГІВУС навколо осі чутливості в позитивному напрямі (проти годинникової стрілки, якщо дивитися з кінця вектора) вихідна інформація з вимірника А1 (А2, А3, А4, А5, А6) відповідає позитивному значенню параметра і навпаки.

3. Відносна орієнтація осей приладовій системи координат і будівельної системи координат вироби така, що вісь хп збігається з негативним напрямком осі zізд; вісь уп з позитивним напрямком осі хізд; Zп збігається з негативним напрямком осі Уіздом.

C гівус вихідна інформація в дискретному вигляді видається з кожного вимірювача (А1, А2, А3, А4, А5, А6) у вигляді унітарного коду - послідовності імпульсів, трансльованих в БЦВК по електрично не пов'язаним каналам. Кожен канал інформації має дві функціональні лінії зв'язку; по одній лінії видаються імпульси, відповідні позитивної проекції, а по іншій лінії, відповідні негативною проекції кутової швидкості на вісь чутливості вимірювача [1, 3, 9, 21].

Рис. 2.3 - Орієнтація осей чутливості ГІВУС щодо осей приладовій системи координат

Рис.2.4 - Позитивні напрямки кутів відхилення осей чутливості вимірників щодо номінального положення

3 МАТЕМАТИЧНІ МОДЕЛІ

3.1 Математична модель пружного космічного апарату

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

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, що описує динаміку обертання КА навколо центру мас, прийме вигляд (3.1) [1, 3]:

(3.1)

де,, - проекції вектора абсолютної кутовий швидкості тіла на осі

Ox, Oy і Oz відповідно.

,, - Проекції головного моменту М на осі Ox, Oy і Oz відповідно.

, І - моменти інерції тіла відносно тих же осей.

(3.2)

У наведених виразах (3.2) x, y, z - координати елементарної маси тіла, а інтеграли беруться по всій масі твердого тіла. Космічним апаратом доцільніше керувати навколо ССК [1, 3, 4].

Скористаємося гіроскопічним вимірником вектора кутовий швидкості і розглянемо режим побудови базової орієнтації з довільними початковими умовами [1]. Командні прилади та виконавчі органи встановлюємо з урахуванням головних центральних осей інерції, таким чином, що управління навколо трьох взаємно перпендикулярних осей Ox, Oy, Oz - незалежно.

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)
[1, 3], початок якої збігається з початком координат ССК, а осі певним чином орієнтовані в інерціальній просторі і рухаються поступально.

Нехай кути орієнтації (кути Ейлера-Крилова) - повністю визначають кутове положення ССК щодо ХСК. Поняття кутів орієнтації стає однозначним лише після того, як введена послідовність поворотів твердого тіла навколо осей Ox, Oy, Oz. Для послідовності поворотів: система кінематичних рівнянь має вигляд [1, 4, 5, 23] :

(3.3)

Системи (3.1) і (3.3) описують кутовий рух твердого тіла відносно БСК. Будемо припускати, що кути Ейлера-Крилова (j малі.
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 [21].

Відомі також деякі інші методи [1, 4, 23] описи кінцевого повороту твердого тіла не трьома, а чотирма параметрами: дослідження параметрів Родріга-Гамільтона, Кейлі-Клейна, або з використанням кватернионов [1, 3, 6].

Інтегруючи кінематичні рівняння (3.3) в бортовий цифрової обчислювальної машині (БЦВМ) при початкових значеннях кутів, і інтегруючи рівняння руху центру мас КА при відповідних початкових умовах, реалізують бесплатформенной інерційну навігаційну систему
(БИНС). Таким чином, вважаємо, що поточні величини кутів (j безперервно обчислюються в БИНС [9, 12].

Характерною особливістю моменту управління є активність, він з'являється в результаті включення допоміжних органів
(зокрема реактивних двигунів стабілізації), і зникає при їх відключенні. Момент Мупрj формується відповідно до логікою закону управління і забезпечує заданий кутове положення КА [1, 8, 10].

Джерелом зовнішнього возмущающего моменту Мвj, є взаємодія КА із зовнішнім середовищем, що приводить до появи діючих на корпус зовнішніх сил - гравітаційного, аеродинамічного, світлового, магнітного [1, 3, 10, 12]. Момент має дві складових -
(створювану реактивними двигунами), і (створюваним моментним магнітопріводом та ін. Будемо розглядати тільки) [1].

Важливим властивістю динамічної системи орієнтації є: якщо осями орієнтації є поступально рухомі осі, то при відповідному законі управління замість складних просторових поворотів космічного апарата можна вивчати три незалежних плоских кутових руху, що ми і зробимо в системі, тобто .:

(3.4)

отримано три незалежних рівняння.

Закон управління формується шляхом складання позиційного сигналу (j і швидкісного сигналу (j, помноженого на коефіцієнт посилення kj (j = x, y, z):

. ( 3.5)

Ускладнимо розглянуту модель. Для цього будемо розглядати її як пружне тіло [1, 3, 6-12]. Рівняння осциляторів для пружної моделі має вигляд:

(3.6)

де - коефіцієнт демпфірування для кожної окремо взятої гармоніки.

- квадрат власної частоти не демпфірованного коливань для кожної гармоніки.

- керуючий момент з урахуванням можливої ??відмови. i = 1,2,3,4.

Коефіцієнти ми беремо з таблиці, наведеної

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