Диссертация (Математическое моделирование переориентации орбитального космического аппарата со сферическим солнечным парусом), страница 12
Описание файла
Файл "Диссертация" внутри архива находится в папке "Математическое моделирование переориентации орбитального космического аппарата со сферическим солнечным парусом". PDF-файл из архива "Математическое моделирование переориентации орбитального космического аппарата со сферическим солнечным парусом", который расположен в категории "". Всё это находится в предмете "технические науки" из Аспирантура и докторантура, которые можно найти в файловом архиве НИУ ВШЭ. Не смотря на прямую связь этого архива с НИУ ВШЭ, 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 12 страницы из PDF
В реальных же условияхвсегдавозникаютвозмущения или погрешности управления, отклоняющие движение от s 0 . Поэтому для обеспечения попаданияза конечный интервал времени, а затем удержания движения вдольповерхности скольжения при действующих внешних возмущениях,вводится компонента управления uп , представленная какuп 1s 2 sgn( s ) ,(4-7)0 0 11 0 21где 1 0 12 0 и 2 0 22 0 00 13 00 0 – диагональные 23 матрицы с положительными компонентами,а вектор–функция sgn(s ) sgns1 , sgns2 , sgns3 T имеет вид85 1, si 0,sgn( si ) 0, si 0 1, si 0.(4-8)Для доказательства возникновения скользящего режима привыбореприведенногоуправления,рассмотримположительноопределенную функцию Ляпунова: 1 V s s T Js (4-9)2Ее производная в силу системы уравнений (4-1) имеет вид V s s T J u d JM (4-10)Допустим, что имеется неопределенность в величине моментовинерции в пределах J , и ограничена величина возможногонеизвестного возмущения d .
Возможная ошибка uэкв тогда оценивается как u экв J JM .Сучетомвозможныхнемоделируемыхнеопределенностей имеем: V s s T 1s 2 sgn( s ) u экв dвозмущенийи(4-11)Модули компонент вектора D u экв d ограничены своимимаксимально возможными значениями max Di Li .33V s si Di 1i si 2i sgn( si ) si Di sgn( si ) 1i si 2i i 1i 1Если 1i si 2i Li , то выполняетсяV s 0(4-12)Следуя принципу Лассаля, это означает возможность попадания на поверхность скольжения s 0 за конечный интервал времени [43].86 Когда достигнуто попадание на поверхность скольжения s 0 ,система остается на ней все оставшееся время маневра.
Используя этоусловие для системы (4-1), перейдем к уравнениюdk , решение которого можно записать в видеdt4(4-13) t ek (t tп ) / 4 tп где tп время, за которое было достигнуто попадание на поверхность скольжения s 0 из начального положения в момент времени t 0 .Из полученного решения следует, что lim 0 и lim 0 .t t Одной из хорошо известных проблем синтеза управленияметодом скользящих режимов является ситуация, при которойвозникаетпереключениеуправлениясбесконечнойчастотой(“chattering” – эффект). Применительно к рассматриваемой задаче,придостижениикакой–либоповерхностиуправление uпi 1i si 2i sgn( si )согласноскольжения si 0 ,введеннойформулестановится равным нулю. В действительности, из–за воздействиянеучтенныхвнешнихвозмущений,неточностиизмеренийиуправляющих механизмов, временных задержек, равенство si 0 небудет выполнено никогда.
Компонента управления uпiбудетвызывать скачкообразное изменение состояний между si 0 и si 0 сочень большой частотой, которая при устремлении амплитудывнешних возмущений к нулю будет стремиться к бесконечности.Разумеется, для реальных механизмов подача таких управляющихвоздействий невозможна. Одним решений является замена функцииsgn( si ) на другую сглаживающую функцию с параметром s 0 :87 1, если si sssat ( si , s ) i , если si s s1, если si s(11)Очевидно, что эта функция будет совпадать с функцией sgn( si ) ,если si s . А при сближении с поверхностью скольжения менее чемна s , функция sat ( si , s ) будет убывать по модулю обратнопропорционально s , что позволит регулировать переходы с однойстороны поверхности на другую более плавно.4.2Принципы выбора параметра k и параметра α2 дляминимизации времени маневраСледующим этапом является применение описанного методадля стабилизации паруса из шести шаров.
Так как решать задачуэкономии топлива или энергии не требуется, основной целевойфункцией является минимум времени на маневр. Интуитивно ясно,что для этого необходимо максимально задействовать все имеющиесяресурсы – пиксели.Из рассмотренных в главе 2 примеров можно сделать вывод,что главной особенностью паруса как двигательной системы являетсявозможность создавать только малые по величине управляющиевоздействия. Так же была выявлена зависимость максимальноговращающего момента вокруг фиксированной оси от ориентациисолнечного паруса, вызванная возможным затенением шаров.Предположим, что используя методы из главы 2, былиопределены все параметры паруса, обеспечивающие управляемость назаданной орбите.
Задача состоит в том, чтобы с применением методаэквивалентного управления выполнить маневр КА из начальной88ориентации,которуюможнозадатькватерниономqˆ 0 q10 , q20 , q30 , q00 , со стабилизацией в нулевой точке qˆ 0,0,0,1T иT 0,0,0T . Начальная ориентация представлена как поворот на угол вокруг некоторой оси с направляющим вектором m m1 , m2 , m3 :qˆ 0 q10 , q20 , q30 , q00T m1 sin / 2, m2 sin / 2, m3 sin / 2, cos / 2T.Начальная угловая скорость 0 0,0,0T .
Необходимо найти такиепараметры управления k, 1 , 2 , которые бы давали минимумвремени s наманеврприповерхностискольжениявидаk0. 1 TНе будем пока рассматривать гравитационный момент иликакое–либо условное неизвестное воздействие. Проверка робастностиуправления будет проведена позднее. Однако, даже без добавлениянеизвестных возмущений и неопределенностей в моментах инерции,модель уже содержит неидеальности в виде несоответствия междуцелевым управляющим моментом, определенным из метода, иреальным приближением к нему момента от пикселей.Подберем параметр k для поверхности скольжения вида ks 0, а так же параметры 1 и 2 составляющей 1 Tуправления uп 1s 2 sgn( s ) .
При этом можно расширитьмножестводоступныхвлюбоймоментвремениуправленийпредположением, что 1 1t и 2 2 t . В течение маневранеобходимо обеспечивать отрицательность производной функцииЛяпунова (4-10), учитывая при этом ограниченность доступныхресурсов управления. Действительно, в каждый момент времени пометоду будет определяться целевое управление u , к которому нужно89будет строить реально действующее приближение M от пикселей.Если модуль u оказался слишком большим, то получить хорошееприближение может не получиться, что может нарушить условияметода.Приведемважный пример, когда критически важнообеспечить управление u ресурсами. При достижении поверхности скольжения, величина момента u uэкв uп скачкообразно теряетсоставляющую uп .
Следуя методу, после этого необходимо использовать управление u uэкв . Если ресурсов управления в этотмомент времени окажется недостаточно, с формальной точки зренияпредлагаемый метод будет нарушен.Рассмотрим вращение строго вокруг одной из главных осей.Системаиз–за равенства нулю квадратичного члена по угловой скорости J . У направляющеговектора оси вращения m m1, m2 , m3 T – только одно mi равно(4-1)приэтомупрощаетсяединице, а остальные равны нулю. Тогда в любой момент временивектор угловой скорости сонаправлен с m , т.е. должно бытьвыполнено m1 , m2 , m3 .
После упрощения системы (4-1) ииспользования главных моментов инерции получимJidi ui , i 1, 2, 3dt(4-14)Очевидно, что в данных предположениях вектор управляющегомомента u так же всегда сонаправлен с m .При достижении поверхности переключения, после скачка uпк нулю останется только составляющая эквивалентного управления u uэкв . Все время после достижения s 0 ресурсов управлениядолжно быть достаточно для обеспечения u экв . Ограничением u вкаждыймоментвременислужатлишьдвазначения–90противоположно направленные максимальные по модулю моментывдоль оси. Обозначим их U U t и U U t соответственно понаправлению оси m и против него для времени мавра t . Допереключения маневр следует вести с максимальным моментом, т.е.при t tп u U t .Выполним маневр вращения вокруг главной оси от угла 0 до 0 без переключений и с максимальным по модулю вращающиммоментом вдоль главной оси.
Параметр k и вектор uэкв t при этом неопределены и влияния на результат поворота не оказывают. Однако сначала маневра c течением времени можно отслеживать, чему бы онибыли равны, если бы поверхность скольжения была достигнута вданный момент времени. Из условия s t 0 в момент времени tнаходится коэффициент k t :1 t t t k t T i t i(4-15)где i соответствует главной оси вращения. По формуле (4-6) с учетомупрощения (4-14) вычисляется uэкв t .
При выборе поверхности k0скольжения в виде s траектория движения (4-13) по 1 Tметоду эквивалентного управления не достигает нулевой точки законечное время, а лишь асимптотически стремится к ней. Поэтому заоптимальное решение примем то, при котором за минимальное времяt f достигается фиксированная окрестность t f нулевой точки.Согласно формуле (4-13), время достижения требуемой окрестности вэтом случае определяется выражениемt f tп t4ln fk tп tп (4-16)91В дополнение к этому, можно так же оценивать время уменьшениямодуля угловой скорости до определенной величины.Анализ выражений (4-15) и (4-13) позволяет заключить, чтоперевод в требуемую окрестность будет тем быстрее, чем позднеебудет произведено переключение с U на U . Действительно, пустьtп1 и tп 2 два допустимых варианта времени переключения, tп1 tп 2 .Им соответствуют два k1 и k 2 , и два варианта изменения параметра 1 t и 2 t .
В случае выполнения переключения в момент времениt tп 2придлявариантабудемиметьtп1 , 1 t 1tп2 ek1 (tп 2 tп1 ) / 41tп1 . Спустя еще промежуток времени t впервом случае получим 1tп2 t ek1 (tп 2 tп1 t ) / 41tп1 .
В случаепереключения в момент времени tп 2 и через t после переключения,длявтороговариантаизмененияпараметраимеем 2 tп2 t ek2 (tп 2 t ) / 4 2 tп2 . Для соответствующего оси вращенияi выполнено 1i tп1 2i tп 2 и 2i t п 2 1i t п1 , т.к. при болеепозднем переключении модуль угловой скорости оказывается большепо модулю, а t ближе к нулевой точке. При этих условиях 2 tп2 ek1 (t п 2 t п1 ) / 4 tп1 , а из выражения (17) следует k1 k2 .Тогда 2 tп 2 t exp k2 (tп 2 t ) / 4 2 tп 2 1tп 2 t exp k1(tп 2 tп1 t ) / 4 tп1 exp k2 (tп 2 t ) / 4 exp k1 (tп 2 tп1 ) / 4 tп1 exp k1 (tп 2 tп1 t ) / 4 tп1 exp k2tп 2 k1 k2 t 1 .Приведенные оценки означают, что переключение в болеепоздний момент времени оказывается эффективнее в смысле92минимизации затраченного времени.
При этом после переключениянеобходимо обеспечить u экв ресурсами управления при всех t tп ,чтобы не нарушить метод. По причине зависимости U и U оториентации, можно было бы просто не допускать использованиеэквивалентного управления, превышающего по модулю минимум U для всевозможных ориентаций поворота вокруг m на угол ,0 0 . Однако это может оказаться далеко от оптимальногорешения, что существенно снизит эффективность метода.Вообще говоря, u экв может и превысить ограничение U сусловием, что в момент переключения вернется вновь в его пределы.Например, солнечный парус может принять в процессе маневраориентацию с большой долей затененных пикселей, но увеличитьресурс в дальнейшем после выхода в более эффективное положение.В случае вращения точно вокруг главной оси m с максимальновозможным моментом может быть получена кривая зависимости U от угла поворота , а так же кривая рассчитываемого по ходу маневраuэкв от угла , которое будет действовать в случае переключения.Если в процессе маневра без переключения uэкв достигает кривуюU ,томоментвремениtпвыполненияравенстваuэкв tп U tп является кандидатом для времени попаданиянаповерхностьскольжения.Однакотеоретическивозможныследующие ситуации:1.
Выход системы в более эффективное состояние в дальнейшеевремя маневра. Другими словами, не стоит совершать переключениеперед выходом u экв за пределы U , так как это можно сделатьпозднее после увеличения U . Тогда в некоторый следующий момент93времени tп*вновьопределенноеэтимобеспечиваетсявсевыполненоусловием uэкв tп* U tп*эквивалентноеоставшеесявремя,ивновьуправлениереальногоu'эквманевраспереключением. В этом случае t п* становится новым кандидатом наоптимальное переключение.2. Противоположная ситуация.