Бровкин А.Г., Бурдыгов Б.Г., Гордийко С.В. Бортовые системы управления космическими аппаратами (2010) (1246599), страница 21
Текст из файла (страница 21)
6.9). Основными рабочим режимом является ИНО-8.На рис. 6.10 представлен фрагмент ПЗ с выполнением сезонногоразворота.Рис. 6.8 Вариант ПЗ для штатной работыСУД ….ИНО-8запрет разгрузкиИНО-8разрешение разгрузкиИНО-8запрет разгрузкиЦАРис. 6.9 Фрагмент ПЗ с выполнением разгрузкиРис.
6.10 Фрагмент ПЗ с выполнением сезонного разворота….137138БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ6.5. Работа системы управления движениемв нештатных ситуацияхВ процессе функционирования космического аппарата СУД производит контроль текущего состояния системы, диагностику и парирование НШС и отказов. Список НШС и действия СУД привозникновении этих НШС представлены в табл.
6.7.Контроль состояния КА производится аппаратными средствами(аппаратный контроль) или алгоритмическими (функциональный контроль).В табл. 6.7 выделены следующие типы НШС:Р – отказ при наличии резерва, не приводящий к изменению режима работы СУД;Ф – функциональный отказ, парирование которого требует прекращения текущего режима, в т.ч. отбоя ПЗ в части ПЗ CУД, СУ ОНА,ЦА, циклограммы съемки, выключение ЦА; отбой ПЗ ТМС в техНШС, где производится отбой ПЗ БСУ (оговорено отдельно).При возникновении функционального отказа возможны следующие действия:– переход в режим автономного управления;– задействование циклограммы начального участка (переход в ПСО);– переход в режим парирования НШС и задействование специальных режимов (см.
рис. 6.3).В процессе парирования НШС возможно нарушение ограниченийпо засветке радиационного холодильника (в частности при диагностике ГИВУС). При прекращении текущего режима дается 1 сек навыключение задействованных приборов перед началом выполненияследующего режима в соответствии с логикой парирования НШС.При возникновении какой-либо из НШС, указанных в табл. 6.7, вТМИ формируется признак, соответствующий происшедшему отказу(например, «Нарушение стабилизации на ДС», «Отказ СДП» и т.д.),или не формируется признак успеха проводимой операции (например,признак успешного проведения режима АКР). Кроме того, при сменережима СУД или способа управления режимами СУД формируютсяпризнаки nrsud и ntusud.Отказ/НШСОтказ 1 ДС всеансе работыс ДС (нарушение стабилизации на ДС)Отказ ДК в режиме ВКИ1(нарушениестабилизациина ДК)Отказ 1 УДМОтказ 2-х УДМили потерястабилизациина КУДМ№п/п1234Отбой режима, отбой ПЗ ЦА и ЦГсъемки, выключение ЦА → НШС:ИНО (ИСК, ДС)ФК КУДМ ССО,АК КУДМ СУССРежим сохраняется, автоматически корректируются НП СУДPФАК ДК СУСС,ФК ДК ССОПрекращение режима ВКИ безотбоя ПЗ → стаб.
ДС, далее по ЦГрежимаФФК ДС ССОФВ ПСО – ввод горячего резерваСпособ контроляИсполнительная подсистемаДействияВ остальных режимах: отбой режима →а) АУ, ИНО-8 (КУДМ)б) при наличии признака отказадвух УДМ → НШС, НОПРТИПНШСОтказ двухУДМ или нарушение стабилизациина КУДМОтказ одногоУДМНарушениестабилизации на ДКНарушениестабилизации на ДСПризнак вТМИДля попытки возврата на КУДМнадо выдать ККснятие отказаКУДМ иКК1100/101ПримечаниеТаблица 6.7Пассивныйотказ 1 СДППассивныйотказ двухСДПНеудача в сеансе работы сАД в режимеАКР в АУ789ФРФРНеудача всех попыток: отбойрежима → НУ: ПСОПовтор режима, пять попытокОтбой режима →НШС:ИНО (УИСК)Парируется автоматически, наПСО не отражаетсяСИО,контроль режимаФК СУДПОИ СДПФК ГИВУС СИО(на КУДМ)Отбой режима, отбой ПЗ ЦА и ЦГсъемки, выключение ЦА → САДФ65Отказ болееодного ИКГИВУС (интегральныйотказ ГИВУС)Отбой режима, отбой ПЗ ЦА и ЦГ ФК ГИВУС СИОсъемки, выключение ЦА → АУ → (при работе ДС/ДК– ограниченный)НШС: АДГ→ АУ (ИНО-8)ФОтказ одногоизмерительного каналаГИВУССпособ контроляИзмериительная подсистемаДействияТИПНШСОтказ/НШС№п/пнет признака успехаОтказ СДП—Признак вТМИВ дальнейшемможно ввестиКК1100/15 дляАКН илиКК1100/5+ КК снятия отказа СДП длярестарта ПСОПримечаниеФ«НенормаСОСБ»13Отбой режима, отбой ПЗ БСУ иЦГ съемки, выключение ЦА, ЦУна СБ 0° или 90° →НШС: ИНО,ожидание 1800 с → ИНО Eсб maxс разворотом КА нормалью СБ наСолнце с учетом засветки радиатораАК СУСССИО,контроль режимаСИО,контроль режимаСИО,контроль режимаСпособ контроляСУСС и СЭСПо ЦГ режимаРНеудача всех попыток: отбойрежима → НУ: ПСОФ12Повтор режима, две попыткиРНеудача в сеансе работы сАД в режимеСАДНеудача всех попыток: отбойрежима → НУ: ПСОПовтор режима, три попыткис разными АДДействияФРТИПНШС11Неудача в сеансе работы сАД в режимеАКСОтказ/НШСНеудача в сеансе работы сАД в режимеАДГ10№п/пНенормаСОСБНет признака успехаНет признака успехаНет признака успехаПризнак вТМИПримечаниеОтказ/НШСПБС, Umin1,Umin2Потеря стабилизации16– в ПСО припоиске Солнца15«НенормаСОСБ» +14«Отказ СОСБ»№п/пФФФТИПНШСОтбой режима → НШС: неориентированный полетПрочееОтбой ПЗ БСУ, и циклограммысъемки, выключение ЦА → АУ,ИНО-8Отбой режима, отбой ПЗ БСУ иЦГ съемки, выключение ЦА, ЦУна СБ 0° или 90° →НШС: ИНО,ожидание 1800 с → ИНО Eсбmaxбез разворота КАДействияФК СУДАК СУССАК СУСССпособ контроляПБС, Umin1Отказ СОСБПризнак вТМИПримечаниеCИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ7.
СИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИСистема стабилизации и ориентации обеспечивает управлениедвижением космического аппарата вокруг центра масс. Принципы построения и типовые варианты системы стабилизации и ориентации(ССО) КА определяются многообразием исходных данных для различных КА по массово-инерционным характеристикам, параметраморбиты, применяемым исполнительным и измерительным устройствам.Требования, предъявляемые к системе стабилизации и ориентации, определяются задачами, которые решает конкретный космический аппарат (дистанционное зондирование Земли, связь, научныенаблюдения и т.д.).Кроме того, параметры систем стабилизации существенно зависятот упругих характеристик КА, аэродинамических и гравитационныхвозмущений, возмущений от светового давления, нескомпенсированных вращающихся масс и других возмущений.
То есть структура и параметры ССО определяются разнообразием вариантов динамическихсхем и технических требований к системе управления КА [6].Рассмотрим общие подходы к разработке систем стабилизации иориентации космического аппарата на примере ССО КА связи, работающего на геостационарной орбите, и КА дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) [21].7.1. Функциональная схема, режимы работы исостав алгоритмов системы стабилизации и ориентацииВ соответствии с требованиями по назначению ССО должна обеспечивать решение следующих задач:– управление движением вокруг центра масс с помощью комплекса управляющих двигателей-маховиков (КУДМ);– демпфирование угловых скоростей КА вокруг связанных осейв неориентированном пространственном положении до величины0,001 град/сек – 0,5 град/сек;– стабилизация и переориентирование при движении вокругцентра масс;143144БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ– «разгрузка» двигателей-маховиков (ДМ) с помощью электрореактивной двигательной установки (ЭРДУ) или двигательной установки (ДУ) на холодном газе;– автоматическое парирование отказов или отклонений в процессах управления движением КА, выявленных в результате контроля.Для обеспечения этих задач ССО работает в следующих режимах:– гашение начальных угловых скоростей после отделения от ракеты-носителя (РН);– грубая, точная и прецизионная стабилизация осей связаннойсистемы координат (ССК) космического аппарата относительно программной ориентации в орбитальной системе координат (ОСК) или винерциальной системе координат (ИСК) (см.
приложение I);– переориентация осей ССК в заданное положение.Для решения перечисленных задач необходим следующий составалгоритмов ССО:– диспетчеризация задач ССО;– гашение начальных угловых скоростей;– формирование управляющих сигналов на КУДМ;– вторичная обработка информации об угловых скоростях(фильтрация);– расчет угловых рассогласований между текущей и программной ориентацией ССК в базовой системе координат (БСК);– вторичная обработка информации об управляющих сигналах(фильтрация);– расчет гироскопических моментов;– стабилизация углового положения КА;– разгрузка КУДМ с помощью стационарных плазменных двигателей (СПД);– выбор способа разгрузки;– формирование логики разгрузки;– формирование управляющих сигналов на СПД;– формирование сигналов для управления двигательной установкой на холодном газе;CИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ– оценка эффективности разгрузки, полученной в результате работы СПД;– оценка эффективности разгрузки, полученной в результате работы ДУ на холодном газе;– функциональный контроль КУДМ;– ускоренная разгрузка КУДМ;– формирование цифровой телеметрической информации (ЦТМИ),позволяющей оценить работу ССО и подтвердить выполнение требований к функционированию КА;– обработка данных полетного задания (ПЗ);– расчет настроечных параметров ССО;– диспетчеризация исполнительных органов;– управление и контроль КУДМ.Функциональная схема системы стабилизации и ориентации приведена на рис.
7.1, где обозначено:ИО – исполнительный орган;СИО – система информационного обеспечения;СУД – система управления движением;УДМ – управляющие двигатели-маховики;ГИВУС – гироскопический измеритель вектора угловой скорости;НКПА – наземная контрольно-проверочная аппаратура;i – приращение интегралов от проекций угловой скорости КАза такт обмена, i = x, у, z;– матрица текущей ориентации связанной системы координат в базовой системе координат;Пбаз – признак БСК;Пгот гивус – признак функциональной готовности ГИВУС;Пдем – признак окончания демпфирования угловых скоростей;– матрица перехода из БСК в программное положение ССК;i – проекции фильтрованной угловой скорости КА на оси ССК,i=x, y, z;x , y , z – управляющие сигналы по каналам стабилизации;1,2,3,4 (i ) – управляющие сигналы на УДМ;i – угловые скорости роторов УДМ;145БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИРис.
7.1 Функционально-структурная схема ССО146CИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИNi – признаки управления;Км – команды управления ДУ;Пi – признаки работы с НКПА.7.2. Исходные данные для проектированиябортовой системы управленияОсновными исходными данными для проектирования бортовойсистемы управления (БСУ) являются требуемые положения связанных осей КА.Например, для КА «КазСат» при рабочем функционировании БСУдолжна обеспечивать ориентацию и поддержание ориентации связанных осей КА следующим образом:• ось ОХ1 – по направлению в надир;• ось OY1 – по вектору орбитальной скорости с предельной погрешностью (3) по каждой из осей;• по углу крена – не более 0,5°;• по углу курса (тангажа) – не более 0,1°.Погрешности определяются точностью угловой ориентации и точностью отработки рассогласований между текущими и программнымизначениями ориентации.Требования к динамической погрешности стабилизации КА в ОСКсоставляют (3 ): по углу крена – 20 угл.мин.
(0,33°); по углу курса(тангажа) – 4 угл.мин.Для расчетов системы управления необходимы также техническиеданные по массово-инерционным характеристикам, характеристикамдвигательной установки, по силам и моментам тяговых модулей и газовых двигателей, возмущающим моментам, характеристикам и схемамрасположения двигателей-маховиков, упругим характеристикам КА.7.3. Управляющие и возмущающие моментыДля рассматриваемого в качестве примера КА «Монитор-Э» исполнительные органы БСУ включают комплекс из четырех управляющих двигателей-маховиков.
Двигатели-маховики установлены посхеме «пирамида» с высотой, направленной по оси OZ, и углами = 60°, = 45° (рис. 7.2).147148БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИРис. 7.2 Схема пространственной ориентации осей вращения УДМСвязь проекций вектора кинетического момента КУДМ (Hi ,i=X,Y,Z) с векторами кинетических моментов УДМ (hi , i=1,2,3,4) выражается матричным уравнением:h1Hxa11 a12 a13 a14h2= a21 a22 a23 a24Hy = Ah3a31 a32 a33 a34Hzh4где А – матрица косинусов установки УДМов.Для выбранного варианта установки УДМ матрица А имеет вид0,6124 0,6124 − 0,6124 − 0,6124A = − 0,6124 0,6124 0,6124 − 0,6124− 0,5− 0,5− 0,5− 0,5Для геостационарных КА связи и КА дистанционного зондирования Земли приняты следующие основные характеристики ДМ:• максимальный кинетический момент каждого УДМ ±18 Н.м.с +10 %;• максимальный управляющий момент – в пределах ±0,2 Н.м;• цена младшего разряда момента управления 0,001 Н.м;• частота изменения управляющего кода – не более 10 Гц;• постоянная времени – не более 0,1 с.На участках движения ротора со знакопостоянной угловой скоростью математическую модель управляющего двигателя-маховика,CИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИиспользуемого для КА «Монитор-Э», можно описать следующей системой уравнений:;;,где – проекция угловой скорости объекта на направление оси вращения ротора, фиксированное относительно объекта, с -1;– угловая скорость вращения ротора относительно объекта, с -1;! – угол поворота ротора;n – управляющий сигнал (число дискрет младшего разряда в кодезаданного управляющего момента);T – постоянная времени блока управления двигателем, с;i – ток, подаваемый в двигатель, А;Ky – коэффициент пропорциональности между током в двигателеи управляющим сигналом, А/дискр;KД – коэффициент пропорциональности между моментом, развиваемым двигателем, и током, Н.м/А;J – момент инерции ротора, кгм 2 ;Mст – составляющая момента сопротивления вращению ротора,не зависящая от скорости вращения, Н.м;h – коэффициент вязкого трения, Н.м.с;– коэффициент аэродинамической составляющей момента сопротивления вращению ротора, Н.м.(с) 1,5.Численные значения технических параметров двигателя-маховикаприведены в табл.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
