система управления разворотами космического аппарата

Формула изобретения

1. Система управления разворотами космического аппарата, содержащая последовательно соединенные первый усилитель, элемент сравнения, релейный элемент с зоной нечувствительности, блок управляющих двигателей космического аппарата, датчик угла и второй усилитель, последовательно соединенные датчик угловой скорости и третий усилитель, подключенный к инвертирующему входу элемента сравнения, отличающаяся тем, что в нее введены переключатель, блок определения модуля, задатчик минимального ускорения, первый умножитель, блок определения квадратного корня, блок выбора минимального сигнала угловой скорости, задатчик допустимой угловой скорости, функциональный усилитель, нелинейный элемент с ограничением, блок памяти, блок формирования заданной угловой скорости и блок задания времени разворота, причем выход датчика угла через последовательно соединенные указанные переключатель, блок памяти, блок определения модуля, первый умножитель, блок определения квадратного корня, блок выбора минимального сигнала угловой скорости, блок формирования заданной угловой скорости, функциональный усилитель и нелинейный элемент с ограничением подключен ко входу первого усилителя, выход задатчика минимального ускорения соединен со вторыми входами первого умножителя, блока формирования заданной угловой скорости и функционального усилителя, выход задатчика допустимой угловой скорости - со вторым входом блока выбора минимального сигнала угловой скорости, выход второго усилителя подключен к третьему входу функционального усилителя, третий вход блока формирования заданной угловой скорости соединен с первым входом первого умножителя, а четвертый вход этого блока - с выходом блока задания времени разворота.

2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что функциональный усилитель содержит второй умножитель, четвертый усилитель и два блока деления, причем первый вход функционального усилителя соединен с первым входом первого блока деления и через последовательно соединенные второй блок деления, первый блок деления и второй умножитель - с выходом функционального усилителя, второй вход функционального усилителя подключен ко второму входу второго блока деления, а третий вход через четвертый усилитель подключен ко второму входу второго умножителя.

3. Система по п. 1, отличающаяся тем, что блок формирования заданной угловой скорости содержит три умножителя, усилитель, второй блок определения квадратного корня, два элемента сравнения и третий блок деления, причем первый вход блока формирования заданной угловой скорости через третий блок деления подключен к выходу блока формирования заданной угловой скорости, второй вход - к первому входу четвертого умножителя и через последовательно соединенные третий умножитель, пятый усилитель и второй элемент сравнения - ко второму входу третьего блока деления, третий вход через последовательно соединенные четвертый умножитель, третий элемент сравнения и второй блок определения квадратного корня подключен к инвертирующему входу второго элемента сравнения, четвертый вход - ко второму входу третьего умножителя, выход пятого усилителя соединен через пятый умножитель со вторым входом третьего элемента сравнения и со вторым входом пятого умножителя.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к системам автоматического управления существенно нестационарными объектами, в частности, к системам управления космическим аппаратом на режимах разворотов.

Наиболее близким техническим решением является система автоматического управления космическим аппаратом, содержащая последовательно соединенные первый усилитель, элемент сравнения, релейный элемент с зоной нечувствительности, блок управляющих двигателей, космический аппарат, датчик угла и второй усилитель, второй выход космического аппарата через последовательно соединенные датчик угловой скорости и третий усилитель соединен с инвертирующим входом элемента сравнения [1].

Недостатком известной системы управления является то, что в условиях высокой степени нестационарности эффективности управляющих двигателей и параметров собственно космического аппарата ( например, при значительных неконтролируемых разбросах тяги двигателей, изменении массы космического аппарата при выгорании топлива на основном маршевом двигателе) переходные процессы в режимах разворотов космического аппарата не являются оптимальными по быстродействию, что приводит к перерасходу топлива.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является уменьшение расхода топлива для разворотов космического аппарата.

Действительно, в процессе полета космического аппарата развороты для переориентации на различных этапах траектории могут быть ограничены двумя факторами:

- максимально достижимым быстродействием с учетом непревышения максимально допустимой скорости;

- минимизацией расхода топлива управляющих двигателей, осуществляющих процессы разворотов, за счет допустимости определенного увеличения времени разворота. В этом случае разрешенным является выход на скорость, меньшую допустимой.

Указанный технический результат достигается тем, что в известную систему управления, имеющую последовательно соединенные первый усилитель, элемент сравнения, релейный элемент с зоной нечувствительности, блок управляющих двигателей, космический аппарат, датчик угла и второй усилитель, второй выход космического аппарата через последовательно соединенные датчик угловой скорости и третий усилитель соединен с инвертирующим входом элемента сравнения, дополнительно введены переключатель, блок определения модуля, задатчик минимального ускорения, первый умножитель, блок определения квадратного корня, блок выбора минимального сигнала, задатчик допустимой угловой скорости, функциональный усилитель, нелинейный элемент с ограничением, блок памяти, блок формирования заданной угловой скорости и блок задания времени разворота, выход датчика угла через последовательно соединенные переключатель, блок памяти, блок определения модуля, первый умножитель, блок определения квадратного корня, блок выбора минимального сигнала, блок формирования заданной угловой скорости, функциональный усилитель и нелинейный элемент с ограничением подключен ко входу первого усилителя, выход задатчика минимального ускорения соединен со вторыми входами первого умножителя, блока формирования заданной угловой скорости и функционального усилителя, выход задатчика допустимой угловой скорости - со вторым входом блока выбора минимального сигнала, выход второго усилителя подключен к третьему входу функционального усилителя, третий вход блока формирования заданной угловой скорости соединен с первым входом первого умножителя, а четвертый вход - с выходом блока задания времени разворота.

При этом функциональный усилитель имеет второй умножитель, четвертый усилитель и два блока деления, первый вход функционального усилителя соединен с первым входом первого блока деления и через последовательно соединенные второй блок деления, первый блок деления и второй умножитель - с выходом функционального усилителя, второй вход функционального усилителя подключен ко второму входу второго блока деления, а третий вход - через четвертый усилитель подключен ко второму входу второго умножителя, кроме того, блок формирования заданной угловой скорости имеет три умножителя, усилитель, второй блок определения квадратного корня, два элемента сравнения и третий блок деления, первый вход блока формирования заданной угловой скорости через третий блок деления подключен к выходу блока формирования заданной угловой скорости, второй вход - к первому входу четвертого умножителя и через последовательно соединенные третий умножитель, пятый усилитель и второй элемент сравнения ко второму входу третьего блока деления, третий вход - через последовательно соединенные четвертый умножитель, третий элемент сравнения и второй блок определения квадратного корня - к инвертирующему входу второго элемента сравнения, четвертый вход - ко второму входу третьего умножителя, выход пятого усилителя соединен через пятый умножитель со вторым входом третьего элемента сравнения и со вторым входом пятого умножителя.

На фиг. 1 представлена функциональная схема системы управления разворотами космического аппарата, на фиг.2 - структура функционального усилителя, на фиг.3 - структура блока формирования заданной угловой скорости, на фиг.4 и 5 представлены статические характеристики соответственно нелинейного элемента с ограничением и релейного элемента с зоной нечувствительности, на фиг. 6 и 7 изображены переходные процессы соответственно с выходом на максимальную допустимую угловую скорость и с выходом на максимальную потребную (без ограничения) скорость разворота космического аппарата.

Система управления разворотами космического аппарата (фиг.1) содержит блок определения модуля 1 (БОМ), последовательно соединенные задатчик минимального ускорения 2 (ЗМУ), первый умножитель 3, блок определения квадратного корня 4 (БОКК) и блок выбора минимального сигнала 5 (БВМС), задатчик допустимой угловой скорости 6 (ЗДУС), выход которого соединен со вторым входом блока выбора минимального сигнала 5, последовательно соединенные второй усилитель 7, функциональный усилитель 8, нелинейный элемент с ограничением 9 (НЭСО), первый усилитель 10, элемент сравнения 11, релейный элемент с зоной нечувствительности 12 (РЭСЗН), блок управляющих двигателей 13 (БУД) и космический аппарат 14 (КА), а также блок памяти 15 (БП), третий усилитель 16, датчик угловой скорости 17 (ДУС), датчик угла 18 (ДУ), переключатель 19, блок задания времени разворота 20 (БЗВР) и блок формирования заданной угловой скорости 21 (БФЗУС), первый выход космического аппарата 14 через датчик угла 18 соединен со входом второго усилителя 7 и через последовательно соединенные переключатель 19, блок памяти 15 и блок определения модуля 1 - с первым входом первого умножителя 3, второй выход космического аппарата 14 через последовательно соединенные датчик угловой скорости 17 и третий усилитель 16 - со вторым входом элемента сравнения 11, выход блока выбора минимального сигнала 5 через блок формирования заданной угловой скорости 21 соединен с первым входом функционального усилителя 8, выход задатчика минимального ускорения 2 соединен со вторыми входами функционального усилителя 8 и блока формирования заданной угловой скорости 21, выход блока определения модуля 1 соединен с третьим входом блока формирования заданной угловой скорости 21, четвертый вход которого соединен с выходом блока задания времени разворота 20.

Функциональный усилитель 8 (фиг. 2) содержит четвертый усилитель 22, второй умножитель 23 и первый 24 и второй 25 блоки деления, первый вход функционального усилителя 8 соединен с первым входом первого блока деления 24 и через последовательно соединенные второй блок деления 25, первый блок деления 24 и второй умножитель 23 - с выходом функционального усилителя 8, второй вход функционального усилителя 8 подключен ко второму входу второго блока деления 25, а третий вход - через четвертый усилитель 22 подключен ко второму входу второго умножителя 23.

Блок формирования заданной угловой скорости 21 (фиг.3) содержит третий 26, четвертый 27 и пятый 28 умножители, пятый усилитель 29, второй блок определения квадратного корня 30, второй 31 и третий 32 элементы сравнения и третий блок деления 33, первый вход блока формирования заданной угловой скорости 21 через третий блок деления 33 подключен к выходу блока формирования заданной угловой скорости 21, второй вход - к первому входу четвертого умножителя 27 и через последовательно соединенные третий умножитель 26, пятый усилитель 29 и второй элемент сравнения 31 - ко второму входу третьего блока деления 33, третий вход через последовательно соединенные четвертый умножитель 27, третий элемент сравнения 32 и второй блок определения квадратного корня 30 - к инвертирующему входу второго элемента сравнения 31, четвертый вход - ко второму входу третьего умножителя 26, выход пятого усилителя 29 соединен через пятый умножитель 28 со вторым входом третьего элемента сравнения 32 и со вторым входом пятого умножителя 28

Система управления разворотами космического аппарата работает следующим образом.

На вход переключателя 19 поступает команда на начало разворота космического аппарата 14 в виде постоянного ступенчатого сигнала. Переключатель 19, который может быть выполнен в виде электромагнитного реле, размыкает нормально замкнутый контакт и отсоединяет выход датчика угла 18 от входа блока памяти 15.

Основной контур управления (блоки 7, 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 16, 17 и 18) осуществляет в режиме разворота космического аппарата относительно определенной связанной его оси отработку до нуля начального угла = ₀.

Блоки основного контура управления выполняют следующие функции.

Второй усилитель 7 инвертирует сигнал с выхода датчика угла 18 и на выходе его формируется сигнал ,

то есть

= -_д,

где _д - измеренное датчиком угла угловое положение космического аппарата, _д = .

Функциональный усилитель 8 обеспечивает усиление сигнала рассогласования :

= K_F,

где K_F - коэффициент усиления функционального усилителя 8.

Нелинейный элемент с ограничением 9 имеет характеристику, показанную на фиг.4 с двухсторонним ограничением F_m.

Первый усилитель 10 осуществляет усиление выходного сигнала нелинейного элемента с ограничением 9:



где K - коэффициент усиления первого усилителя 10.

Его выходной сигнал ₀ является компонентой позиционного сигнала.

Элемент сравнения 11 формирует сигнал управления U на основе сигнала ₀ и компоненты скоростного сигнала _д - сигнала с выхода третьего усилителя 16:

U = ₀-_д (1)

Релейный элемент с зоной нечувствительности 12 формирует командный сигнал А = А₀ на включение блока управляющих двигателей 13 и имеет статическую характеристику, приведенную на фиг.5.

Зона нечувствительности ₀ релейного элемента обеспечивает исключение дребезга в окрестности нуля. Его величина ограничена сверху требуемой статической точностью контура управления _ст:

_стK_FK₀, (2)

то есть

₀K_FK_ст, (3)

отсюда



Блок управляющих двигателей 13 - это комплект (один или несколько реактивных управляющих двигателей) для обеспечения разворотов космического аппарата, создающих текущее ускорение _т.

Космический аппарат 14 - собственно объект управления, выходными координатами которого являются угол и угловая скорость .

Датчик угловой скорости 17 - измеритель угловой скорости космического аппарата, выходной сигнал которого _д = .

Третий усилитель 16 обеспечивает усиление сигнала угловой скорости, сигнал с его выхода _д равен

_д = K_д, (5)

где K - коэффициент усиления третьего усилителя 16.

Задатчик минимального ускорения 2 - задатчик минимально возможного априорно рассчитанного ускорения _min, сообщаемого управляющими двигателями космическому аппарату в условиях нестационарности, определенной разбросами характеристик и параметров управляющих двигателей и космического аппарата и допустимых отказов управляющих двигателей.

Задатчик допустимой угловой скорости 6 - задатчик максимально допустимой угловой скорости разворота космического аппарата _доп.

Блок определения модуля 1, первый умножитель 3, блок определения квадратного корня 4 и блок выбора минимального сигнала 5 предназначены для обеспечения функционирования системы управления, и их назначение следует из дальнейшего описания непосредственно работы системы.

В системе управления сформированы три режима движений:

1) с выходом на максимально допустимую угловую скорость разворота космического аппарата _max = _доп;

2) без выхода на максимально допустимую угловую скорость разворота космического аппарата _m<_доп;

3) с возможным увеличением времени разворота космического аппарата.

Очевидно, что при этом уменьшается максимальная угловая скорость разворота, в том числе и для второго режима, то есть все переходные процессы по угловой скорости принимают трапецеидальную форму.

Обеспечение первого и второго режимов движений космического аппарата осуществляется следующим образом.

Блок памяти 15 запоминает начальное значение сигнала угла разворота ₀.

Блок определения модуля 1 формирует модуль сигнала |₀|.

В первом умножителе 3 перемножаются сигналы |₀| и _min.

В блоке определения квадратного корня 4 вычисляется текущее значение угловой скорости _mт:



В блоке выбора минимального сигнала 5 выделяется минимальный сигнал _m из двух входящих в него:

_m = min{_доп;_mт} (7)

Для третьего режима в блоке формирования заданной угловой скорости 21 угловая скорость _m преобразуется в зависимости от задаваемого времени разворота Т_р с учетом сигналов |₀| и _min (см. ниже). На выходе блока формирования заданной угловой скорости 21 формируется сигнал _зад.

Функциональный усилитель 8 формирует коэффициент усиления:



На фиг.6 показан переходный процесс с выходом на максимальную допустимую угловую скорость _доп разворота космического аппарата.

Ограничение угловой скорости _д достигается при сигнале управления U=0 на выходе элемента сравнения 11, при этом

U = F_mK-K_д = 0. (9)

Из соотношения (9) получаем уровень ограничения F_m:



и при

_д = _доп (11)



Параметры K и K рассчитываются, исходя из требований устойчивости и статической точности контура управления, определенных по соотношению (3) или (4).

Кривая а на фиг.6 показывает переходный процесс (t) для условий работы управляющих двигателей с текущей эффективностью |_т| = _min, где _т - текущее значение ускорения.

Кривая б на фиг.6 показывает переходный процесс (t) для условий работы управляющих двигателей с текущей эффективностью _т>_min.

Коэффициент усиления K_F функционального усилителя 8 формируется по соотношению (8) и для первого режима движений при _m = _доп составляет



На фиг.7 показан переходный процесс с выходом на максимальную потребную (без ограничения) угловую скорость разворота космического аппарата _m<_доп.

Кривая а на фиг.7 показывает переходный процесс (t) при |_т| = _min, который носит идеальный треугольный вид.

Кривая б на фиг.7 показывает переходный процесс (t) при |_т|>_min.

Выбор K_F по формулам (8) и (13) для указанных выше режимов обеспечивает переходные процессы либо идеальные (трапецеидальные или треугольные), либо затухающие на фазе снижения угловой скорости космического аппарата. Отсутствие такого выбора приводит к колебательности переходных процессов при снижении угловой скорости космического аппарата и, соответственно, к их затягиванию и перерасходу топлива.

Функциональный усилитель 8 формирует коэффициент усиления следующим образом.

Сигнал поступает на четвертый усилитель 22 и усиливается с передаточным числом K=2F_m, где F_m определено по формуле (12).

С выхода четвертого усилителя 22 сигнал поступает на второй умножитель 23.

На второй блок деления 25 поступают сигналы _m и _min, деление сигналов определяет сигнал K₁, который поступает на первый блок деления 24, на второй вход которого поступает сигнал _m.

Сигнал с выхода первого блока деления 24 поступает на второй умножитель 23, с выхода которого снимается сигнал



то есть в целом параметр



соответствует формуле (8).

Блок формирования заданной угловой скорости 21 формирует _зад с коэффициентом усиления K_т следующим образом.

Определяется аналитическая функция для коэффициента K_т.

Время разворота для разворотов трапецеидального вида составляет с

учетом коэффициента K_т:



Разрешая относительно K_т последнее равенство и полагая время разворота Т_p задающим параметром, получим потребное K_т:



При этом время разворота Т_p имеет нижнюю и верхнюю границы. Нижняя граница Т_p обусловлена предельно минимальным располагаемым временем Т_расп.min, соответствующим идеальным процессам по угловой скорости трапецеидального или треугольного вида и равного



для процессов трапецеидального вида,



для процессов треугольного вида.

Верхняя граница обусловлена практическими возможностями и вычисляется по возможному снижению максимальной скорости до уровня _{min зад}. Тогда максимально возможное располагаемое время T_расп.max определится:

.

Следовательно, реально задаваемое время разворота для конкретного угла ₀ находится в пределах:



Таким образом, заданная угловая скорость

_зад = K_тm.

Реализация блока выбора минимального сигнала 5 приведена в [2]. Остальные составные звенья и блоки системы управления выполняются на стандартных элементах автоматики и вычислительной техники, а также могут быть реализованы в бортовой ЦВМ.

Результаты математического моделирования показали высокую эффективность предлагаемой системы управления при изменении в широком диапазоне массы космического аппарата и тяги двигателей.

Литература

1. Разыграев А.П. Основы управления полетом космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1990, с. 109.

2. А. У. Ялышев, О.И. Разоренов. Многофункциональные аналоговые регулирующие устройства автоматики. М.: Машиностроение, 1981, с. 126-128.