Диссертация (Управление движением космического аппарата, совершающего мягкую посадку на Луну по схеме с зависаниями), страница 15
Описание файла
Файл "Диссертация" внутри архива находится в папке "Управление движением космического аппарата, совершающего мягкую посадку на Луну по схеме с зависаниями". PDF-файл из архива "Управление движением космического аппарата, совершающего мягкую посадку на Луну по схеме с зависаниями", который расположен в категории "". Всё это находится в предмете "технические науки" из Аспирантура и докторантура, которые можно найти в файловом архиве МАИ. Не смотря на прямую связь этого архива с МАИ, его также можно найти и в других разделах. , а ещё этот архив представляет собой кандидатскую диссертацию, поэтому ещё представлен в разделе всех диссертаций на соискание учёной степени кандидата технических наук.
Просмотр PDF-файла онлайн
Текст 15 страницы из PDF
5.1):- системы наведения (СН), обеспечивающей управление движениемцентра масс КА путем изменения величины и направления тяги двигателяторможения;-системыобеспечивающейуправленияуправлениеориентациейугловымистабилизациидвижениемКА,в(СУОС),томчисленаправлением тяги ДТ;- навигационной системы (НС), обеспечивающей получение информациио текущих параметрах движения КА, используемой в двух других подсистемах.Рис. 5.1.
Функциональная схема замкнутой СУ движением КА(1) Информация об управляемых силах и моментах; (2) Оценки переменныхсостояния КА.109Точность исполнения программ управления движением КА с помощьюСУ зависит от следующих основных факторов:- структуры и параметров подсистем СУ, в том числе массовоинерционных характеристик КА как объекта управления, динамическихсвойств исполнительных устройств СУ, управляющих величиной тяги ДТ иориентацией КА в пространстве, регуляторов СН и СУОС, измерительныхустройств и алгоритма функционирования НС;- внешних возмущений, действующих на сам КА и измерительныеустройства НС в полете, в том числе отклонение фактической силы тяжести,действующей на КА, от ее значения, использовавшегося при формированиипрограмм управления движением КА;- ошибок измерительных приборов НС;- методических ошибок расчета команд управления в регуляторах СН иСУОС, а также погрешностей решения задачи навигации в НС и других.В работах [30, 31] проведен достаточно детальный анализ влиянияразличных источников ошибок в работе СУ КА из числа перечисленных выше,указаны типовые значения числовых характеристик различных типов ивыявлена относительная значимость этих ошибок.В данной главе рассматриваются вопросы реализации управляемогодвижения КА при МП с помощью замкнутой СУ.
Рассмотрение этих вопросовпозволяет оценить предварительно конечную точность реализации МП сучетомошибокНСидругихвозмущений,втомчислеугловогоэксцентриситета тяги ДТ, нецентральности гравитационного поля Луны,обусловленного масконами.5.2.
Регуляторы наведения и управления5.2.1. Регулятор наведенияЧтобы КА двигался в соответствии с номинальной программой, СУ КАдолжна активно подавлять (компенсировать) возмущающие воздействия,действующие на аппарат в полете. Поэтому требуемое ускорение КА,110вычисляемое в регуляторе системы наведения (СН), состоит из трех ускорений:программногокажущегосяускорения;ускорения,компенсирующеговозмущения, являющиеся случайными величинами, значения которых оценены(идентифицированы) навигационной системой, ускорения обратной связи:a ,ДУ t a ,ДУ, prog t gˆ t a ,PD v ,ar ,ДУ t ar ,ДУ, prog t gˆ r t ar ,PD h, vr ,aДУ t a ,ДУ 2 ar ,ДУ 2 ,aДУ t arccot r ,ДУ ,a ,ДУ где: a ,ДУ, prog t , ar ,ДУ, prog t – программные тангенциальное и радиальноекажущиеся ускорения, которые должны быть созданы ДТ;a ,D l t , v t P l t D v t – требуемое дополнительноетангенциальное ускорение, компенсирующее ошибки по дальности и поскорости.
В данной работе ограничение по дальности не рассматривается,поскольку фактическая точка посадки выбирается и уточняется при зависаниях;ar ,PD h t , vr t Pr h t Dr vr t – требуемое дополнительноерадиальноеускорение,номинальныхзначений,регуляторовСНотклонения h и vr откомпенсирующеевформируемыхработерегуляторомрассматривалисьСН.Вихкачествепропорционально-дифференциальные регуляторы, т.е. регуляторы типа PD, с параметрамиP , D ; Ph , Dh .В результате решения задачи синтеза регуляторов были определеныследующие их значения: Pr P 1, Dr D 0.25 .gˆ t , gˆ r t – оценки тангенциальной и радиальной составляющихгравитационного возмущения, т.е. отклонения фактического гравитационногоускорения,действующегонаКА,отегомодельногозначения,рассматривавшегося при формировании программы управления вектором тягиКА;111l t l prog t lˆ t –разностьмеждупрограммнымзначениемдальности и ее значением, получаемой с помощью НС;h t h prog t hˆr t – разность между программным значением высотыи ее значением, получаемой с помощью НС;vr t vr , prog t vˆr t – разность программным значением радиальнойсоставляющей скорости и ее оценкой, получаемой с помощью НС;v t v , programme t vˆ t – разность между программным значениемтангенциальной составляющей скорости и ее значением, получаемым спомощью НС;При реализации ЭОТ ограничение по дальности движения КА нерассматривалось,посколькуприпервомзависаниипредусматриваетсясканирование рельефа поверхности и возможен выбор нового места посадки.Поэтому на ЭОТ отклонение l t в законе наведения не учитывается.В целях безопасности угол тангажа к местному горизонту всегда долженбыть положительным, т.е.
ДУ 0,180 . Иными словами, с момента началаЭОТ тяга ДТ должна быть направлена вверх.5.2.2. Регуляторы вектора тяги на ЭОТРегуляторынаведениярегулируетвеличину(т.е.реализуютдросселирование) тяги двигателя и угол тангажа, обеспечивая созданиетекущеговектораускоренияКАвсоответствиисеготребуемым(программным) значением.Регулятор дросселирования тяги ДТ формирует команды управлениятребуемым кажущимся ускорением ЛА в соответствии с соотношениями: t prog t ˆ PD , ; ˆp ,pt aДУ t aДУ,max,112где: PD t , t ; ˆp Pz t ˆp Dz t –требуемоедополнительное угловое ускорение.
В данной работе для его формированиябыл использован PD-регулятор. Предварительно были выбраны следующиезначения параметров регулятора: Pz 0.6, Dz 0.09 ;ˆ t – разность между требуемым значением угла t ДУ t тангажа, определяющим требуемое (программное) направление вектора тяги,формируемым регулятором наведения, и оценкой этого угла, получаемой из НС;ˆp – оценка углового эксцентриситета тяги;̂ – оценка углового возмущения, возникающего на активных участкахиз-за линейного эксцентриситета тяги; t programme t ˆ t – разность между программным значениемугловой скорости и ее значением, получаемой с помощью НС;aДУ,max n0 g earth– максимальное кажущееся ускорение, создаваемое ДТ;ˆ t n0 – начальная тяговооруженность;ˆ t – оценка текущей относительной массы, вычисленная с помощьюНС.Регулятор управления углом тангажа генерирует команды с учетомследующие факторов:- угловой ошибки установки двигателя, оцениваемой НС;- возмущающего углового ускорения;- угловой ошибки между программным значением вектора ускорения иего значением, формируемым СН, т.е.
реализуется обратная связь;- ошибки в угловой скорости как разности между номинальнымзначением угловой скорости и ее оценкой, формируемой в НС.Необходимо отметить, что НС и СУОС работают вдоль всей траекториидвижения КА, а СН и регулятор дросселирования тяги ДТ включаются толькона активных участках.1135.3. Регуляторы СУ на других этапахРегуляторы на других этапах МП были близки по характеристикам крегуляторам, используемым на КА «Чанъэ-3».5.3.1. Переход на промежуточную орбитуПри указанных значениях параметров начальной и переходной орбитполучаем v 19.4 м/с (согласно пункту 2.4.2).В начале перехода тяга должна быть направлена против вектора скоростиКА. При переходе дросселирование не должно быть максимальным, чтобысохраняласьвозможностьрегулированиятяги.Придросселировании,составляющем 2/3 от максимальной тяги, ДТ создает кажущееся ускорение 2.4м/с2.
Для создания указанного значения v с учетом длительностей включенияи выключения ДТ он должен работать в течение 8.14 с.К моменту начала ЭОТ КА должен быть повернут на угол тангажа =183.2° относительно ИСК с помощью регуляторов СН и СУОС КА.5.3.2. ЗависанияНа этапах зависания (этапы 4 и 6 в табл. 1.5) сила тяги ДТ, задаваемая СН,должна быть направлена против силы тяжести, и модули этих двух сил должныбыть равны друг другу, т.е.aДУ gl .5.3.3. Этап медленного управляемого спуска (ЭМУС)На этапе медленного управляемого спуска (ЭМУС), т.е.
на этапе 7 в табл.1.5, КА медленно снижается к точке посадки на высоте 4 м над поверхностьюЛуны.Точкаокончательноевыбранаместопривысокоточномпосадки.Процедурасканированииформированиярельефакакпрограммыуправления на этом этапе соответствует описанной выше в главе 3 для ЭУС.На ЭМУС ускорение и скорость должны быть ограничены. Например,суммарное ускорение не должно превышать 0.5 м/с2, а скорость – 7 м/с.
Еслиокончательно выбранная точка посадки находится строго под точкой второго114зависания, то КА поддерживает вертикальную ориентацию, а двигатель создаеткажущееся ускорение, составляющее a1 g l 0.5 1.125 м / с 2 в течение 13.86с,азатемa2 gl 0.5 2.125 м / с 2домомента27.71с.Изменениевертикальной скорости по времени приведено ниже на рис. 5.25.5.4. Общая имитационная модель СУВ соответствии с материалами, изложенными в предшествующих главах,а также выше в данной главе, были разработаны имитационная модельфункционирования замкнутой системы управления движением КА в плоскостиспуска и реализующая эту модель вычислительная программа.Формирование программы и проведение расчетов осуществлялись сучетом следующей информации.1.