способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации

Формула изобретения

1. Способ ориентации космического аппарата, заключающийся в измерении сигнала угла ориентации и сигнала угловой скорости, формировании сигнала задания и формировании сигнала управления космическим аппаратом, отличающийся тем, что формируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости вращения космического аппарата, формируют сигнал оценки управления, определяют сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определяют сигнал коррекции сигнала задания и сигнал оценки внешней помехи по формулам соответственно

,

,

где , ₀, ₁ - положительные постоянные, K_m - коэффициент усиления, - сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, U - сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления, с учетом которых корректируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости и используют их для ориентации космического аппарата.

2. Устройство для реализации способа ориентации космического аппарата по п.1, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, двигатель-маховик, третий сумматор, космический аппарат, первый и второй выходы которого соединены, соответственно, со входом датчика угловой скорости и входом датчика угла ориентации, выход второго усилителя соединен со вторым входом второго сумматора, отличающееся тем, что оно содержит дополнительно блок памяти, семь сумматоров, три усилителя, четыре интегратора, два нормально-разомкнутых переключателя, пять нормально-замкнутых переключателей, причем выход четвертого сумматора через последовательно соединенные третий усилитель, пятый сумматор, шестой сумматор, модель двигателя-маховика, первый интегратор, второй интегратор, седьмой сумматор, первый нормально-замкнутый переключатель, третий интегратор, восьмой сумматор, второй нормально-замкнутый переключатель и блок памяти соединены с первым входом четвертого сумматора, выход датчика угловой скорости через третий нормально-замкнутый переключатель соединен со входом второго усилителя, а через последовательно соединенные девятый сумматор и четвертый усилитель - со вторым входом восьмого сумматора, третий вход которого соединен со входом третьего интегратора, выход первого интегратора соединен со вторым входом девятого сумматора, а через последовательно соединенные пятый усилитель и первый нормально-разомкнутый переключатель - с третьим входом второго сумматора, выход пятого усилителя соединен со вторым входом пятого сумматора, выход второго интегратора соединен со вторым входом четвертого сумматора, а через второй нормально-разомкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, второй вход которого соединен с третьим входом четвертого сумматора, выход датчика угла ориентации соединен со вторым входом седьмого сумматора, а через четвертый нормально-замкнутый переключатель - с третьим входом первого сумматора, выход второго сумматора через последовательно соединенные десятый сумматор, пятый нормально-замкнутый переключатель и четвертый интегратор соединены со вторым входом шестого сумматора, а выход шестого сумматора соединен со вторым входом десятого сумматора.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к управлению нестационарными объектами - космическими аппаратами.

Известен способ ориентации космического аппарата, заключающийся в измерении сигнала угла ориентации и сигнала угловой скорости, формировании сигнала задания и формировании сигнала управления космическим аппаратом [1].

Известно устройство для реализации способа ориентации космического аппарата, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, двигатель-маховик, третий сумматор, космический аппарат, первый и второй выходы которого соединены соответственно со входом датчика угловой скорости и входом датчика угла, выход второго усилителя соединен со вторым входом второго сумматора [1].

Известный способ ориентации космического аппарата и устройство для реализации способа имеют недостаток, который заключается в низкой точности ориентации и малой надежности функционирования из-за отказов датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения космического аппарата.

С целью устранения указанных недостатков известных способа ориентации космического аппарата и устройства для его реализации предложенный способ отличается тем, что формируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости вращения космического аппарата, формируют сигнал оценки управления, определяют сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определяют сигнал коррекции сигнала задания и сигнал оценки внешней помехи по формулам соответственно

,

,

где , ₀, ₁=const>0, K_m - коэффициент усиления, - сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, U - сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления, с учетом которых корректируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости и используют их для ориентации космического аппарата, а устройство, его реализующее, отличается тем, что оно содержит дополнительно блок памяти, семь сумматоров, три усилителя, четыре интегратора, два нормально-разомкнутых переключателя, пять нормально-замкнутых переключателей, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные третий усилитель, пятый сумматор, шестой сумматор, модель двигателя-маховика, первый интегратор, второй интегратор, седьмой сумматор, первый нормально-замкнутый переключатель, третий интегратор, восьмой сумматор, второй нормально-замкнутый переключатель и блок памяти соединен с первым входом четвертого сумматора, выход датчика угловой скорости через третий нормально-замкнутый переключатель соединен со входом второго усилителя, а через последовательно-соединенные девятый сумматор и четвертый усилитель - со вторым входом восьмого сумматора, третий вход которого соединен со входом третьего интегратора, выход первого интегратора соединен со вторым входом девятого сумматора, а через последовательно соединенные пятый усилитель и первый нормально-разомкнутый переключатель -с третьим входом второго сумматора, выход пятого усилителя соединен со вторым входом пятого сумматора, выход второго интегратора соединен со вторым входом четвертого сумматора, а через второй нормально-разомкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, второй вход которого соединен с третьим входом четвертого сумматора, выход датчика угла ориентации соединен со вторым входом седьмого сумматора, а через четвертый нормально-замкнутый переключатель - с третьим входом первого сумматора, выход второго сумматора через последовательно соединенные десятый сумматор, пятый нормально-замкнутый переключатель и четвертый интегратор соединен со вторым входом шестого сумматора, выход шестого сумматора соединен со вторым входом десятого сумматора.

Суть предложенных способа и устройства поясняется чертежом.

На чертеже приняты следующие обозначения:

1 - четвертый сумматор;

2 - третий усилитель;

3 - пятый сумматор;

4 - модель двигателя-маховика;

5 - шестой сумматор;

6 - пятый усилитель;

7 - основной контур ориентации (ОКО) космического аппарата;

8 - первый интегратор;

9 - второй интегратор;

10 - второй нормально-разомкнутый переключатель;

11 - первый нормально-разомкнутый переключатель;

12 - второй нормально-замкнутый переключатель;

13 - блок памяти;

14 - четвертый интегратор;

15 - математическая модель ОКО;

16 - восьмой сумматор;

17 - третий интегратор;

18 - седьмой сумматор;

19 - четвертый усилитель;

20 - девятый сумматор;

21 - десятый сумматор;

22 - пятый нормально-замкнутый переключатель;

23 - первый сумматор;

24 - первый усилитель;

25 - второй сумматор;

26 - двигатель-маховик;

27 - третий сумматор;

28 - космический аппарат;

29 - датчик угловой скорости;

30 - второй усилитель;

31 - третий нормально-замкнутый переключатель;

32 - четвертый нормально-замкнутый переключатель;

33 - датчик угла ориентации;

34 - первый нормально-замкнутый переключатель.

Функционирует устройство для реализации способа ориентации космического аппарата следующим образом. Сигнал задания _з(t) поступает одновременно на основной контур управления 7 и математическую модель ОКО 15 (см. чертеж).

Как видно из чертежа, ОКО 7 составляют последовательно соединенные первый сумматор 23, первый усилитель 24, второй сумматор 25, двигатель-маховик 26, третий сумматор 27, космический аппарат 28 и датчик угловой скорости 29. Выход датчика угла ориентации 33 через четвертый нормально-замкнутый переключатель 32 соединен с первым сумматором 23, образуя отрицательную обратную связь по углу ориентации ( (t), а с выхода датчика угловой скорости 29 угловая скорость поступает на вход второго сумматора 25, образуя отрицательную обратную связь по угловой скорости . На второй вход третьего сумматора 27 поступает внешняя помеха М_в(t). На параметры космического аппарата 28 действует мультипликативная помеха F(t).

Математическая модель ОКО 15 состоит из аналогичных ОКО 7 элементов структурной схемы: последовательно соединенные четвертый сумматор 1, третий усилитель 2, пятый сумматор 3, шестой сумматор 5, модель двигателя-маховика 4 и модель космического аппарата, выполненная в виде последовательно соединенных первого интегратора 8 и второго интегратора 9. В математической модели ОКО 15 также содержатся отрицательные обратные связи по оценке угловой скорости и оценке угла ориентации с выходов первого интегратора 8 на вход пятого сумматора 3 и с выхода второго интегратора 9 на вход четвертого сумматора 1.

Ввиду того, что на космический аппарат 28 действуют внешние помехи M_в(t) и F(t), а на математическую модель ОКО 15 космического аппарата 28 внешние помехи F(t) и M_в (t) не действуют, то оценки и не будут совпадать с их реальными значениями соответственно и (t).

Следовательно, управление U(t) в ОКО 7 на выходе второго сумматора 25 будет отличаться от управления U_m(t) в модели ОКО 15 на выходе шестого сумматора 5. Будем имитировать действие внешней помехи М_в в ОКО 7 в виде оценки внешней помехи в модели ОКО 15.

С этой целью с помощью десятого сумматора 21 пятого нормально-замкнутого переключателя 22 и четвертого интегратора 14 сформируем значение оценки в виде

,

где K_gm - передаточная функция модели двигателя-маховика 4. При этом достаточно скорректировать значение U_m(t) на выходе шестого сумматора 5. Кроме того, момент инерции J(t) космического аппарата в общем случае отличается от его оценки . Для определения истинного значения момента инерции J(t) сформируем с помощью метода покомпонентного формирования управлений, основанного на использовании функций Ляпунова, сигнал подстройки J(t), который, как показано в [2], будет иметь вид

,

что соответствует сигналу коррекции U _к оценки угла и угловой скорости , равного

,

где , ₀, ₁=const>0.

Для обеспечения устойчивости системы ориентации, включающей математическую модель ОКО 15 и ОКО 7, требуется определенный знак сигнала коррекции U_к(t). Знак сигнала U_к(t) определяет только составляющая , т.к. значение всегда больше или равно нулю.

Поэтому, используя правило знаков при построении адаптивных систем управления согласно методу покомпонентного формирования управлений [2], можно принять значение сигнала коррекции U_к(t) в виде

.

Ввиду того что U_к(t) зависит от интеграла ошибки (t), то очевидно, что выход третьего интегратора 17 будет непрерывно меняться до тех пор, пока на его входе не будет величина, равная нулю. Это означает, что при (t)=0 устанавливаются равенства

.

Для реализации сигнала коррекции используются седьмой сумматор 18, первый нормально-замкнутый переключатель 34, третий интегратор 17, восьмой сумматор 16, девятый сумматор 20, четвертый усилитель 19, второй нормально-замкнутый переключатель 12 и блок памяти 13, выход которого соединен с третьим входом четвертого сумматора (см. чертеж).

Согласно предложенному способу ориентации сигнал задания ср3{£) является входным сигналом для основного контура ориентации 7 и математической модели ОКО 15. Сигнал управления U(t) формируется на выходе второго сумматора 25, а сигнал оценки управления U_m(t) - на выходе шестого сумматора 5. На выходах датчика угловой скорости 29 и датчика угла ориентации 33 формируются соответственно угловая скорость вращения космического аппарата 28 и угол ориентации (t).

Сигнал приращения J(t) значения момента инерции J(t) космического аппарата 28 является функцией рассогласования (t):

и сигнала задания _з(t).

Сигнал оценки внешнего момента (помехи) формируется с помощью десятого сумматора 21, пятого нормально-замкнутого переключателя 22, четвертого интегратора 14, шестого сумматора 5 и модели двигателя-маховика 4.

Теперь можно использовать математическую модель ОКО 15 в качестве датчика угловой скорости 29 и датчика угла 33, если одновременно разомкнуть нормально-замкнутые переключатели 22, 37, 34, 31 и 32 и замкнуть нормально-разомкнутые переключатели 10 и 11.

Математическую модель ОКО 15 при этом целесообразно использовать в качестве датчиков угловой скорости 29 и угла ориентации 33 до тех пор, пока ошибка (t) будет в пределах допустимых значений, что определяется, очевидно, изменениями внешней помехи M_в(t) и значения момента инерции J(t) космического аппарата 28.

Использование в способе ориентации космического аппарата и устройства для его реализации канала оценки и - математической модели ОКО 15 - позволяет получить технический эффект, который заключается в повышении точности ориентации и надежности функционирования при отказах датчика угла ориентации 33 и датчика угловой скорости 29 вращения космического аппарата 28.

Изобретательский уровень предложенного технического решения подтверждается отличительными частями формулы изобретения по п.п.1 и 2.

Литература

1. Васильев В.Н. Системы ориентации космических аппаратов / В.Н. Васильев. - М.: ФГУП«НГШВНИИЭМ», 2009. С.149-156 (прототип).

2. Лащев А.Я. Метод синтеза адаптивных систем управления с эталонной моделью. Приборы и системы. Управление, контроль, диагностика. 2007. № 1. С.2-6.