Диссертация (Динамическое проектирование системы управления движением и навигации малых космических аппаратов дистанционного зондирования Земли с аппаратурой кадровой съемки), страница 7

Коррекция вектора состояния при поступлении данных со звёздногодатчика определяется соотношением̅( ̅̅̅)где((([̅))])– угловые отклонения от требуемой ориентации КА поинформации звёздного датчика;kφ, i – коэффициенты наблюдателя по угловому отклонению оттребуемой ориентации;kω, i – коэффициенты наблюдателя по отклонению от требуемойугловой скорости;ka, i – коэффициенты наблюдателя по возмущающему ускорению;̅ – апостериорное значение расширенного вектора состояния системына i-м такте.Управляющийсигналнаисполнительныеорганыформируетсясогласно комбинированному регулятору (ПД-регулятор с компенсациейвозмущений).Рассмотримподробнеефункционированиедиспетчерарежиматрёхосной ориентации.

Диспетчер реализует четыре различных подрежимафункционирования. При этом полагается, что сигнал на включение режиматрёхосной ориентации на КА осуществляется только после того, как быливыполнены следующие условия: угловые скорости вращения аппарата приведены в соответствие сограничениями со стороны звёздного датчика; установлена корректная бортовая шкала времени; все используемые в режиме приборы были включены со сторонызадачи Логики и готовы к работе;42 подзадача БНО была обеспечена измерениями на интервале не менееполовины витка; на борт КА средствами наземного комплекса управления переданапрограмма ориентации и другие, необходимые для выполнениябортовой подзадачи СОиС, параметры.Каждый из подрежимов может быть установлен к работе в полётномзадании аппарата (первый подрежим является обязательным).

При этомкаждому подрежиму назначается время исполнения. Рассмотрим подробнееподрежимы функционирования:1) «построение» ориентации;2) «построение» орбитальной ориентации;3) поддержание орбитальной ориентации;4) реализация программных разворотов согласно таблично-заданнойфункции ориентации.5) «построение» ориентации дежурного режима;6) поддержание ориентации дежурного режима.ВпервомподрежимефункционированияподзадачаСОиСосуществляет получение данных звёздного датчика и интегрирующегогироскопа путём передачи запросов через соответствующие задачи-драйверыустройств. После поступления от задачи-драйвера звёздного датчикадостоверных измерений, СОиС фиксирует определённую звёздным датчикомтрёхосную ориентацию относительно ICRF J2000, принимает её за опорнуюи стабилизирует аппарат относительно неё.

В том случае, если за отведённоена «построение» время звёздный датчик не сформировал достовернойинформации об ориентации, задача формирует признак невозможностипостроения трёхосной ориентации и передаёт его в задачу Логики, котораяпереводит аппарат на функционирование в другой режим управления. Времяреализации подрежима устанавливается максимально коротким (5…10минут), поскольку аппарат при стабилизации относительно случайного43углового положения не может обеспечивать условия по незасветке звёздныхдатчиков.Во втором подрежиме функционирования осуществляется построениеорбитальной ориентации КА таким образом, чтобы выполнялось условиенезасветки хотя бы одного звёздного датчика на всем витке орбитыфункционирования.КомпоновкаКА«Аурига»необеспечиваетфункционирования звёздных датчиков при полёте в ориентации оптическойосицелевойаппаратурывнаправлениинадира.Этотнедостатокопределяется плотной компоновкой, при которой невозможно разместитьзвёздные датчики с необходимой ориентацией относительно строительныхосей аппарата, а также невозможностью установки приборов вне корпусааппарата из-за необходимости размещения аппарата в транспортно-пусковомконтейнере.

С целью компенсации этой особенности осуществляетсяориентация осей аппарата относительно орбитальной системы координат скорректирующимповоротом,которыйопределяетсяматрицейМ,закладываемой на борт в составе полётного задания. Для реализации такогоразворота средствами подзадачи БНО осуществляется расчёт требуемойориентации КА на время t = t0 + tр, где t0 – текущее время по БШВ в началереализации участка, а tр – время разворота, определяемое в полётном задании(номинальное значение равно пяти минутам). Во время реализации разворотавводится запрет на разгрузку двигателей-маховиков.В третьем подрежиме, которому обязательно должен предшествоватьвторой, осуществляется поддержание орбитальной ориентацией (как и вслучае со вторым участком – с поправкой поворота на матрицу М).

При этомзавершение данного подрежима может быть реализовано как по времени, таки прерыванием режима трёхосной ориентации путём реинициализациирежима другим набором исходных параметров (полётным заданием) состороны бортовой задачи логики. За счёт этого можно начать программныйразворотаппаратанепосредственноизтекущейориентациибездополнительных процедур. Всего в полётном задании может храниться до44десяти полётных заданий (десять различных конфигураций диспетчерарежима). Этого количества достаточно, чтобы обеспечить проведениесеансов съёмки и сеансов передачи целевой информации КА междуслужебными сеансами, в которые передаётся новое полётное задание.Программные развороты КА могут иметь различные требованияназначенияи,какследствие,реализовыватьсяразличнымнаборомалгоритмов.

Перечислим типовые требования назначения.1) Программный разворот из одной ориентации в другую с заданнымиограничениями по вектору угловой скорости. В данном случае,именно этим вектором угловой скорости (на который дополнительнонакладываются ограничения по располагаемому кинетическомумоменту двигателей-маховиков) определяется время разворота. Приэтом, конечное значение вектора угловой скорости может быть какнулевым, так и ненулевым.2) Программныйразворотиз однойориентациив другуюпократчайшему пути за заданное время без ограничений на векторугловой скорости как в процессе разворота, так и в конце.3) Программный разворот из одной ориентации в другую за заданноевремя с выходом на заданное значение вектора угловой скорости вконце разворота без ограничений на вектор угловой скорости впроцессе разворота.

Отметим, что отсутствие ограничений в данномслучае есть отсутствие требований со стороны СУДН, в то время каксуществуют естественные ограничения со стороны располагаемогокинетического момента системой двигателей-маховиков.Поскольку бортовая реализация алгоритмов в пп. 2 и 3 проще, чем дляслучая, описанного в п. 1, и никаких факторов, ограничивающих применениеданных алгоритмов для КА «Аурига», нет, то именно эти алгоритмы и былиприменены. Кроме того, алгоритмы для случая 1 не являются в общем случаеуниверсальными (например, для случая наведения КА «Аурига» на наземнуюстанцию приёма целевой информации), а алгоритмы для случая 2 –45позволяют решать и эту задачу, и все остальные задачи ориентации КА«Аурига».При реализации последовательности программных разворотов аппаратас целью обеспечения любой другой ориентации, отличной от орбитальной, наборт КА передаётся программа ориентации в составе полётного задания.Были рассмотрены следующие виды формирования программы ориентации.1.

Таблично заданные зависимости прямого восхождения и склоненияорта оси поворота ирассматривалисьугла поворота от времени. При этомвариантыравномерногоинеравномерногораспределения узловых точек. Рассматривалась кусочно-линейная икусочно-квадратичная интерполяция [8]. Рассмотрение интерполяциикубическим сплайном не делалось, ввиду заведомо большого объёмаполётного задания при использовании такого подхода, несмотря навысокую точность.2. Табличнозаданнаязависимостькватернионаотвременисравномерным распределением узловых точек. Для интерполяциирассматривались сферическая линейная и квадратичные интерполяциикватерниона [9].В качестве критериев, по которым принималось решение о применениитого или иного способа, рассматривались:1.

точность интерполяции;2. объём данных, которые потребуется передать на борт КА;3. объём вычислений, которые потребуется проводить на борту КАВ результате исследования установлено, что наилучшим образомприведённым выше критериям удовлетворяет использование сферическойлинейной интерполяции кватерниона. На рисунке 1.4 представлены значенияошибок интерполяции ориентации для наведения рупорной антенны КА«Аурига» на наземную станцию приёма целевой информации. При этомрассмотрен вариант существенного изменения ориентации, когда уголразворота в канале тангажа составляет примерно 136 градусов за время около46400 секунд. Напомним, что требования по точности ориентации оптическойоси рупорной антенны на наземную станцию ±2°.Как видно из рисунка 1.4, точность интерполяции при разбиении на 17узловых точек не превышает 0.16°. Таким образом, остаётся существенныйзапас на ошибки ориентации со стороны других факторов.