СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ

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.

Известно устройство для реализации способа ориентации космического аппарата, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, двигатель-маховик, третий сумматор, космический аппарат, датчик угловой скорости и датчик 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 оценки момента инерции космического аппарата и сигнал оценки внешней помехи по формулам соответственно

где - начальное значение сигнала оценки момента инерции космического аппарата, ΔU - сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления, φ_з - заданное значение угла ориентации, ε - сигнал разности сигнала угла ориентации φ и сигнала оценки угла ориентации , t - текущее время, λ, а ₀, а ₁=const>0, с учетом которых корректируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости и используют их для формирования сигнала управления ориентацией космического аппарата, а устройство, его реализующее, отличается тем, что оно содержит блок памяти, семь сумматоров, три усилителя, блок задания постоянной величины, два умножителя, 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 умножитель, первый интегратор, второй интегратор, седьмой сумматор, первый нормально замкнутый переключатель, третий интегратор, второй умножитель, второй нормально замкнутый переключатель, блок памяти, девятый сумматор соединен со вторым входом первого умножителя, выход датчика угловой скорости через третий нормально замкнутый переключатель соединен со входом второго усилителя, а через последовательно соединенные десятый сумматор и четвертый усилитель - со вторым входом восьмого сумматора, третий вход которого соединен со входом третьего интегратора, выход первого интегратора соединен со вторым входом десятого 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 с первым входом четвертого сумматора, а через второй нормально разомкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, второй вход которого соединен со вторым входом четвертого сумматора и вторым входом второго умножителя, 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 одиннадцатый сумматор, пятый нормально замкнутый переключатель и четвертый интегратор соединен со вторым входом шестого сумматора, выход шестого сумматора соединен со вторым входом одиннадцатого сумматора, а выход блока задания постоянной величины соединен со вторым входом девятого сумматора.

Сущность 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 - первый умножитель;

8 - первый интегратор;

9 - второй интегратор;

10 - второй нормально разомкнутый переключатель;

11 - первый нормально разомкнутый переключатель;

12 - блок задания постоянной величины;

13 - девятый сумматор;

14 - четвертый интегратор;

15 - второй умножитель;

16 - восьмой сумматор;

17 - третий интегратор;

18 - седьмой сумматор;

19 - четвертый усилитель;

20 - десятый сумматор;

21 - одиннадцатый 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;

35 - основной контур ориентации (ОКО) космического аппарата;

36 - математическая модель ОКО;

37 - второй нормально замкнутый переключатель;

38 - блок памяти.

Функционирует устройство для реализации способа ориентации космического аппарата следующим образом. Сигнал задания φ_з(t) поступает одновременно на основной контур управления 35 и математическую модель ОКО 36 (см. чертеж).

Как видно из чертежа, ОКО 35 составляют последовательно соединенные первый сумматор 23, первый усилитель 24, второй сумматор 25, двигатель-маховик 26, третий сумматор 27, космический аппарат 28, датчик угловой скорости 29, датчик угла 33, выход которого через четвертый нормально замкнутый переключатель 32 соединен с первым сумматором 23, образуя отрицательную обратную связь по углу ориентации φ(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 M_в(t). На параметры космического аппарата 28 действует мультипликативная помеха

Математическая модель ОКО 36 состоит из аналогичных ОКО 35 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 умножителя 7, первого интегратора 8 и второго интегратора 9. В математической модели ОКО 36 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 36 космического аппарата 28 - на входе первого умножителя 7 - внешние помехи F(t) и M_в(t) отсутствуют, то оценки и не будут совпадать с их реальными значениями соответственно и φ(f).

Следовательно, управление U(t) в ОКО 35 на выходе второго сумматора 25 будет отличаться от управления U_m(t) в модели ОКО 36 на выходе шестого сумматора 5. Будем имитировать действие внешней помехи М_в в ОКО 35 в виде оценки внешней помехи в модели ОКО 36.

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

где К_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 в блоке задания постоянной величины 12. Для определения истинного значения момента инерции J(t) сформируем с помощью метода покомпонентного формирования управлений, основанном на использовании функций Ляпунова, сигнал подстройки ΔJ(t) на выходе второго умножителя 15 в виде

который однозначно определяет структуру из соединенных (как указано на чертеже) седьмого сумматора 18, первого нормально замкнутого переключателя 34, третьего интегратора 17, восьмого сумматора 16, десятого сумматора 20, четвертого усилителя 19, второго умножителя 15, второго нормально замкнутого переключателя 37, блока памяти 38, блока задания постоянной величины 12 и девятого сумматора 13.

Согласно предложенному способу ориентации сигнал задания является входным сигналом для основного контура ориентации 35 и математической модели ОКО 36. 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 φ(t).

Сигнал приращения ΔJ(t) значения момента инерции J(t) космического аппарата 28 запоминается на выходе блока памяти 38 и является функцией рассогласования ε(t):

и сигнала задания φ_з(t).

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

При ε(t)=0 на вход третьего интегратора 17 поступает нулевой сигнал, значение Δφ(t) на выходе блока памяти 38 при этом будет постоянным, а на выходе девятого сумматора 13 - оценка момента инерции космического аппарата 28.

Теперь можно использовать математическую модель ОКО 36 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.

При этом целесообразно использование математической модели ОКО 36 в качестве датчиков угловой скорости 29 и угла ориентации 33 до тех пор, пока ошибка ε(t) будет в пределах допустимых значений, что определяется, очевидно, изменениями внешней помехи M_в(t) и значениями момента инерции J(t) космического аппарата 28.

Использование в способе ориентации космического аппарата и устройства для его реализации канала оценки и - математической модели ОКО 36 - позволяет получить технический эффект, который заключается в повышении точности ориентации и надежности функционирования при отказах датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения космического аппарата.

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

Литература

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