1 Дисциплина специализации 2 Управление движением и стабилизация КА и ЛА

Измеряются не все выходные координаты; необходимо в процессе управляемого движения

определять возмущения с целью их компенсации.

В. Неизвестны некоторые коэффициенты дифференциальных уравнений объекта; датчиками измеряются не все координаты движения; необходимо компенсировать действие неизвестных заранее возмущений.

Наиболее общий вариант В требует создания самонастраивающейся системы управления с идентификацией параметров объекта (коэффициентов) и возмущений.

Принципы управления ЛА при неполной информации о
состоянии объекта

с датчиков, измеряющих координаты состояния, для получения информации о неизмеряемой

скорости и (или) ускорения движения объекта. Проблема шума.

Интегрирование сигналов с датчиков, измеряющих координаты скорости и (или) ускорения для получения информации о неизмеряемых координат положения и (или) скорости движения объекта. Проблема начальных условий и накопления ошибок.

Б. Формирование надлежащих управляющих воздействий

Профилирование импульсов управляющего воздействия с использованием исполнительных органов переменной тяги. Проблема качества и устойчивости управляемого процесса.

Применение специальных алгоритмов импульсного управления. Проблема качества переходных процессов.

координат состояния объекта.

Управление по эталонной модели. Проблема текущей

информации о характеристиках объекта.

Управление с внутренней обратной связью, охватывающей регулятор. Проблема синтеза обратной связи.

Применение релейных систем с апериодической обратной связью. Проблема качества переходных процессов

КЛА с неполной информацией

Полагаем, что объект - твердое тело.
Релейные системы с внутренней

обратной связью

последующего включения РЭ переменная z и все её производные принимают

значение, равное 0.

ВОС (АОС)

зрения

многоимпульсного предельного цикла:
Квантование энергии
- энергетический уровень предельного цикла

(11)

поиска бифуркации

длина от 20 м до 150 м, диаметр от 1.8

м до 10 м, масса от 18 т до 4300 т, частоты от 0.4 гц до 10 гц

Уравнения возмущенного движения ракеты
Канал рысканья.

заданную точку Земли с точностью ±0,1° по осям тангажа и

крена и до ±2° по курсу. Энергопитание осуществляется с помощью больших солнечных батарей, длина которых в развернутом состоянии равна 24 м.

Корпус спутника с прикрепленными к нему солнеч­ными батареями стабилизируется грубо с точностью примерно до ±2°, а антенна поворачивается относительно корпуса.

Точность стабилизации антенны относительно заданного положения равна ±0,1°. Солнечные батареи разворачиваются за сутки относительно корпуса на 360°.

1. Корпус спутника. Он представляется в виде жесткого тела, а его движение описывается уравнениями Эйлера.

2. Механизм ориентации панелей солнечных батарей. Он представляет собой шаговый двигатель, статор и ротор которого соответственно связаны с корпусом спутника и солнечными батареями (рис. 5).

3. Солнечные батареи имеют Н-образную конфигурацию. Динамика их движения изучалась по специальной программе «упругие напели», основанной на аналитическом методе.

[К. БЕККЕР , (ФРГ)]

получим следующие уравнения движения:

(3)
(4)
(5)
(6)
(7)
(8)
и моментов относительно осей:
Коэффициент демпфирования D очень

мал (постоянная времени равна примерно 100 сек) и в уравнениях может быть принят равным 0.

нечувствительности и гистерезисом (рис, 9), которая включает привод антенны, если

угол рассогласования превышает 0.05°.

Привод поворачивает антенну с постоянной скоростью 5·10-3 °/сек до тех пор, пока ошибка не будет равна 0.

рамка которого может поворачиваться на угол ±3° с помощью малооборотного

двигателя.
5. Антенна. Наименьшая частота колебаний антенны превышает 20 Гц, поэтому она может рассматриваться как жесткое тело, движение которо­го описывается уравнениями Эйлера.
6. Система грубой ориентации. Корпус спутника и панели солнечных батарей стабилизируют с точностью от ±1 до ±2°, используя только мо­менты, создаваемые реактивными двигателями.

представляет большой опасности для режима точной ориентации антенны из-за разделения

системы ориентации на две подсистемы. Отсутствие такого разделения, по всей вероятности, сделало бы непосредственное управление ориентацией всего спутника с требуемой точностью невозможным.

С ростом абсолютных размеров КА управление становится все менее и

менее эффективным.

Проблемы УПРАВЛЕНИя ОРИЕНТАЦИЕЙ
ОРБИТАЛЬНЫХ СТАНЦИИ

Актуально рассмотрение трех аспектов проблемы:
причин и степени падения эффективности управления;
методов улучшения управления путём изменения конструкции;
способы улучшения управления ориентацией.

[Б.В. Раушенбах]

оценить величиной порядка 500 км .
Параметры СУ ориентацией, зависящие от

размеров КА:
Тяга управляющего двигателя ориентации,
Соответствующий запас топлива,
Вес и потребление энергии гироскопического силового стабилизатора.

Предположим, что:
1. Малая станция нас полностью удовлетворяет по всем параметрам, характеризующим эффективность управления, в том числе – масса системы управления, нужные запасы топлива, потребление электроэнергии.
2. Большая станция получается
увеличением малой с сохранением подобия.

за собой
увеличение объёма V и массы G станции в

l 3 раз
В l 3 раз увеличится масса топлива двигателей ориентации и
масса гиросилового стабилизатора

раз увеличатся и моменты инерции роторов.
Ток солнечных батарей i

, увеличится в l 2 раз.

Ресурсы:
G1 – располагаемый запас топлива,
i1 – ток заряда от солнечных батарей
Г1 - кинетический момент ротора гиростабилизатора

– удельная тяга, М в – возмущающий момент

размеров гиросиловых устройств, количества топлива и расхода электроэнергии происходит быстрее,

чем рост соответствующих возможностей, связанных с увеличением размеров космической станции. Это приводит к замедлению темпа управления ориентацией и, кроме того, накладывает жесткие ограничения на конструкцию орбитальной станции в части приближения ее эллипсоида инерции к сфере.

инерции и конструктивных осей, а также подвижность первых, связанная с

функционированием различных поворотных устройств, расходом топлива, стыковкой космических аппаратов и другими аналогичными причинами, требует соответствующего усложнения системы управления ориентацией — использования режимов самонастройки, применения поворотных датчиков ориентации и т. п.

включений исполнительных органов ориентации, с учетом строгой детерминированности гравитационного момента,

на бортовой цифровой вычислительной машине.

Режим орбитальной ориентации: связанные оси ориентируются по осям ОСК. Б.

Режим равновесной ориентации (режим РОСК): ориентация осей равновесной системы координат выбирается так, чтобы при полете МКС интегральная величина возмущающего момента за виток была минимальной. Максимальные угловые отклонения этой системы координат относительно ОСК по каждой из осей в зависимости от конфигурации МКС и баллистической обстановки могут изменяться, но не превышают 150 °.
Точность стабилизации.
При управлении ориентацией с использованием гиродинов точности стабилизации по углу и угловой скорости не хуже, соответственно:
± 0.2 ° и ± 0.005 °/с по каждой оси в режимах ОСК; ±  2.5° и ± 0.015 °/с по каждой оси в режиме РОСК.
При управлении ориентацией с использованием двигателей ориентации точности стабилизации по углу и угловой скорости не хуже, соответственно: ± 0.8° и ± 0.02 °/с по каждой оси в режиме ОСК; ± 10° и ±0.02 °/с по каждой оси в режиме РОСК.

пространство. Иллюминаторы и приборы для этих экспериментов размещены на станции

таким образом, что для их наведения на объект наблюдения требуются минимальные изменения ориентации (рис. 87).

Требования к точности наведения и стабилизации телескопов комплекта ATM

Эти требования могут быть выполнены благодаря карданной подвеске контейнера с приборами относительно жестко связанного со станцией каркаса комплекта ATM. Различные степени точности ориентации в пространстве всей орбитальной станции при различных режимах полета на орбите приведены в табл.

используемое в эксперименте S190; 2-5 — окна шлюзовой камеры; 6

— «солнечный» шлюз; 7 — «теневой» шлюз; 8 — окно в помещении для досуга; 9 — окно в люке для выхода в космос

измеряющие угловые скорости вращения станции относительно каждой из трех главных

осей координат. Путем интегрирования этих угловых скоростей на заданном интервале времени получаются углы поворотов станции.

Положение инерциальной системы координат, в которой измеряются угловые перемещения, задается с помощью солнечного и звездного датчиков (рис. 89 и 90). Датчик, контролирующий направление на Солнце, нацелен на центр солнечного диска. Звездный датчик нацелен на одну из трех звезд, наиболее предпочтительной из которых является звезда Канопус в южном созвездии Аргус.

Прибор для наведения по Солнцу
Рис. 90. Прибор для наведения по

звездам

из двух систем: системы CMG, использующей силовые гироскопы, и реактивной

системы TACS, которая использует микродвигатели, работающие на сжатом азоте.

Основной является система CMQ, состоящая из трех больших гироскопов с взаимно перпендикулярными осями (рис. 91). Система TACS имеет характеристики обычной реактивной системы управления, работающей на сжатом газе (рис. 92). Малые управляющие силы в этой системе создаются истекающими из сопел реактивными струями.

Рис. 91. Схема трех силовых гироскопов: 1 — карданов подвес; 2 — плоскости установки силовых гироскопов CMG

использующие сжатый азот. Параллельное и последовательное подключение питания к каждому

соплу повышает надежность их работы: 1 — сферические баллоны с газообразным азотом под давлением 310+100 атм (баллоны емкостью по 127 л); 2 — отключение питания в системе TACS; 3 — контрольные клапаны системы TACS; 4-сопло № 1 в позиции № 1 (обычно 6 позиций); 5 — сопло № 2 в позиции № 3

деталями его конструкции являются ротор диаметром 0,55 м, вращающийся со

скоростью 9000 об/мин, и рамы подвеса (внутренняя и внешняя). Поворот станции осуществляется относительно оси внешней рамы каждого гироскопа. При этом действующий на внешнюю раму момент электродвигателя, жестко связанного со станцией, передается на внутреннюю раму, вызывая, в соответствии с основным свойством гироскопа, движение прецессии оси ротора относительно оси внутренней рамы. Момент сил реакции действующий на электродвигатель, будет вызывать вращение орбитальной станции, в то время как ротор будет совершать движение прецессии. управление электродвигателями осуществляется по командам, вырабатываемым бортовой ЦВМ станции. В процессе управления ориентацией станции на электродвигатели всех силовых гироскопов будут поступать управляющие сигналы от ЦВМ и их роторы будут медленно прецессировать. Если допустить длительное действие какого-либо из трех управляющих моментов, движение прецессии будет продолжаться до тех пор, пока ось ротора гироскопа не станет параллельной оси управляющего момента. Начиная с этого момента силовой гироскоп перестанет отвечать движением прецессии на управляющие моменты электродвигателя и, если роторы всех трех силовых гироскопов станут параллельными осям действующих на них моментов, произойдет так называемое «насыщение», после чего система CMG окажется неспособной управлять ориентацией орбитальной станции. Для предотвращения насыщения предусмотрена специальная процедура коррекции положения роторов за счет использования восстанавливающего действия гравитационных моментов.

гравитационной коррекции и определяется положение роторов гироскопов. На каждом обороте

вокруг Земли во время пребывания станции в ее тени в ЦВМ вырабатываются команды, по которым система CMG поворачивает станцию в положение, соответствующее благоприятному направлению гравитационного момента. В процессе стабилизации этого положения система ориентация и стабилизации будет создавать управляющий момент, противоположный гравитационному. Вызываемое этим моментом движение прецессии осей гироскопов будет продолжаться до тех пор, пока накопленные ранее углы прецессии не будут сведены к нулю. Этой коррекции будет достаточно для поддержания постоянной работоспособности системы CMG. Если же накопленные углы прецессии превысят величину, которая может быть скомпенсирована за счет гравитационного момента, избыток будет устранен с помощью реактивной системы TACS.
Предполагается все же, что необходимость во включении реактивной микродвигательной системы TACS для компенсации избыточных углов прецессии будет возникать очень редко. Это будет способствовать минимальному загрязнению пространства около орбитальной станции.

выполнено несколько маневров разворота орбитальной станции. Гироплатформа и ЦВМ, размещенные

в отсеке оборудования ракеты-носителя, будут вырабатывать необходимые управляющие сигналы, которые будут отрабатываться реактивной системой ориентации. По истечении этого начального периода отсек оборудования «передает» свои функции управления ЦВМ, установленной в комплекте ATM, которая будет использовать систему CMG в качестве основной системы ориентации и стабилизации, а систему TACS — только в случае необходимости для компенсации избыточных углов прецессии силовых гироскопов. Эта комбинированная система будет обеспечивать достаточно высокую точность ориентации станции в пространстве. Наибольшая точность необходима для телескопов контейнера с приборами комплекта ATM, подвешенного на гибких шарнирах. Ее будет обеспечивать подсистема наведения приборов, в которой в качестве исполнительных приводов используются электродвигатели. Управляющие сигналы для наведения приборного контейнера комплекта ATM будут вырабатываться с помощью солнечных датчиков и скоростных гироскопов на контейнере и обрабатываться в электронном блоке подсистемы наведения. «Пересиливая» эти сигналы, космонавт может ориентировать контейнер на нужный объект наблюдения на Солнце с помощью ручного регулятора на пульте управления комплектом ATM, установленном в причальной конструкции. Подсистема наведения приборов будет устойчиво и с необходимой точностью поддерживать заданное направление.

отсеков, в которых команда проводила большую часть полёта, и лунного

модуля, предназначенного для посадки и взлёта с Луны двух астронавтов.

Командный отсек разработан компанией North American Rockwell (США) и имеет форму конуса со сферическим основанием, диаметр основания 3920 мм, высота конуса 3430 мм, угол при вершине 60°, номинальный вес 5500 кг.
Командный отсек является центром управления полётом. Все члены экипажа в течение полёта находятся в командном отсеке, за исключением этапа высадки на Луну. Командный отсек, в котором экипаж возвращается на Землю — всё, что остаётся от системы «Сатурн-5» — «Аполлон» после полёта на Луну. Служебный отсек несёт основную двигательную установку и системы обеспечения корабля «Аполлон».
Командный отсек имеет герметическую кабину с системой жизнеобеспечения экипажа, систему управления и навигации, систему радиосвязи, систему аварийного спасения и теплозащитный экран.

Командный и служебный отсеки

Командный и служебный отсеки Аполлона на лунной орбите.

имеет две ступени: посадочную и взлётную. Посадочная ступень, оборудованная самостоятельной

двигательной установкой и посадочными опорами, используется для спуска лунного корабля с орбиты Луны и мягкой посадки на лунную поверхность, а также служит стартовой площадкой для взлётной ступени. Взлётная ступень, с герметичной кабиной экипажа и собственной двигательной установкой, после завершения исследований стартует с поверхности Луны и на орбите стыкуется с командным отсеком. Разделение ступеней осуществляется при помощи пиротехнических устройств.

Лунный модуль Аполлона на поверхности Луны.