Бровкин А.Г., Бурдыгов Б.Г., Гордийко С.В. Бортовые системы управления космическими аппаратами (2010) (1246599), страница 23
Текст из файла (страница 23)
7.5.CИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ159Рис. 7.5 Графическая интерпретациязакона управления в режиме демпфированияНа рисунке приняты следующие обозначения:– «фильтрованные» значения угловых скоростей относительно осей ССК, °/с;рования, Н.м;– зона нечувствительности закона демпфи-– управляющие сигналы в режиме демпфирования относительно осей ССК, Н.м;,;,,,,гдеосей ССК, °/с;,;,– заданная точность демпфирования относительно– передаточные коэффициенты закона управленияв режиме демпфирования, (Н.м.с)/град. Эти коэффициенты выбраныравными 5 (Н.м.с)/град.160БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИДля улучшения динамических характеристик системы управления в закон управления введен сигнал, равный расчетному значениюгироскопического момента:;;,где J – момент инерции ротора, для всех УДМ принят равным 0,034 Н.м.с2;i – угловые скорости вращения роторов УДМ, рад/с;a ij – элементы матрицы направляющих косинусов пирамиды УДМ;– «фильтрованные» значения угловых скоростейотносительно осей ССК, рад/с.Сигналы управления рассчитываются по формулам.;;Вектор управления КУДМ имеет размерность момента и формируется следующим образом:где A+ – псевдообратная матрица к матрице установки УДМ A:A+ =0,40820,4082− 0,40820,4082− 0,5− 0,5− 0,4082− 0,40820,4082− 0,4082− 0,5− 0,5CИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ161– вектор сигналов компенсации моментов сопротивленияУДМ, рассчитанный по паспортным данным, Н.м (см.
табл. 7.1)., Н.мi – управляющий сигнал УДМ, i=14, maxУДМ = 0,2 Н.м.Рассчитанные управляющие сигналы УДМ поступают на входыдвигателей-маховиков.7.8. Разгрузка кинетического момента двигателей-маховиковс помощью комплекса магнитных исполнительных органовПри функционировании ССО угловые скорости вращения роторовУДМ будут пропорциональны времени действия внешнего возмущающего момента и могут достигнуть некоторого предельно допустимогозначения. При достижении этой скорости наступает так называемое«насыщение» и маховик становится неработоспособным.
Для восстановления работоспособности маховиков необходимо осуществлятьпроцесс разгрузки, суть которого заключается в изменении величинынакопленного кинетического момента в результате действия внешнегоуправляющего момента (момента разгрузки). Момент разгрузки создается специальной системой, называемой системой разгрузки.Вариант выбора типа разгрузки КУДМ зависит от параметров орбиты. Для низких орбит используется разгрузка с помощью магнитного поля Земли. Для высоких орбит, где влияние магнитного поляЗемли мало, используется разгрузка КУДМ с помощью двигателя стабилизации (ДС).Даже для одного типа разгрузки, например с помощью магнитного поля Земли, для КА «Монитор-Э» и КА «Канопус-Вулкан» используются различные алгоритмы разгрузки.
В КА «Канопус-Вулкан»для определения параметров магнитного поля Земли (МПЗ) исполь-162БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИзуется магнитометр, а в КА «Монитор-Э» – математическая модельмагнитного поля Земли.Для разгрузки накопленного кинетического момента двигателеймаховиков используется система магнитной разгрузки, основанная навзаимодействии МПЗ с магнитным моментом комплекса магнитныхисполнительных органов (КМИО).Момент этого взаимодействия M может быть записан так [10, 14]:M = L.B,где L – вектор магнитного момента КА;B – вектор индукции МПЗ.Разгрузку ДМ предполагается осуществлять на дежурных режимах полета КА.При исследованиях принималось, что рабочей орбитой КА является солнечно-синхронная круговая орбита с высотой 550 км и наклонением 97,5 град.Информация о векторе индукции (B) магнитного поля Земли поступает из алгоритма дипольной модели МПЗ, реализованной в соответствии с ГОСТ 25645.126-85 [7], в виде проекций вектораиндукции МПЗ на оси ССК и величины модуля B.В состав КМИО входят три электромагнита (ЭМ), расположенные по осям ССК (см.
рис. 7.6).Рис. 7.6 Направление векторов магнитных моментов по осямCИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИМагнитный момент каждого ЭМ составляет не менее ± 56 А.м2.Нестабильность номинального значения магнитного момента составляет не более ± 3 %. Остаточный момент одного ЭМ – не более 10 %от номинального.Закон управления магнитным моментом каждого ЭМ – релейный.
Моменты включения и выключения тока задаются командами управления.В используемой при исследованиях модели КМИО изменение магнитного момента i-го МИО описывается следующей зависимостью:,где Li – текущее значение магнитного момента i-го МИО, А.м2;Lн – номинальный момент – 56 А.м2;k – коэффициент, определяемый командным сигналом,;T = 0,33 с – постоянная времени при намагничивании (длительность переходного процесса при намагничивании ~ 1 с);T =1,70 с – постоянная времени при размагничивании (длительность переходного процесса при размагничивании ~ 5 с).В модели КМИО учитывается погрешность формирования магнитного момента – δ = 0,03Lн, остаточный магнитный момент при подаче 0 КС – ∆ = 0,1 Lн .sign(Li).Формирование управляющих сигналов на КМИО осуществляетсяв бортовой цифровой вычислительной машине (БЦВМ) с частотой 1 Гц.Момент разгрузки по каждому из ДМ формируется при достиженииопределенных пороговых величин срабатывания по кинетическому моменту, соответствующему скорости вращения ротора max = 60 об/мин.Величина разгрузочного момента на каждый УДМ определяетсяследующим образом:mi = – kмр .
pi , i= 14,где pi – скорости вращения роторов КУДМ (поступают в интегрированную систему управления из КУДМ);kмр – коэффициент регулирования.163164БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИПо сформированным моментам разгрузки mi определяются проекции момента разгрузки на оси ССК m x , m y , m z :где a ij (i= 14) – элементы матрицы установки ДМ.Для принятого 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− 0,5Коррекция производится до определенных пороговых значенийотпускания по кинетическому моменту, соответствующему скоростивращения ротора min = 40 об/мин.Проекции потребного магнитного момента на оси ССК вычисляются следующим образом:~Lx=1/B 2 .(mx .Bz − mz .By );~Ly=1/B 2 .(mz .Bx − mx .Bz );~Lz=1/B 2 .(mx .By − my .Bx ),где Bx ,By ,Bz – проекции вектора индукции МПЗ на оси ССК;B – модуль вектора индукции МПЗ.~Коэффициент 1/B2 является по сути переменным (для геополярных орбит диапазон изменения величины B составляет ~ 4), введя егов коэффициент регулирования kмр, получим:~kмр = kмр /B2.В целях упрощения бортовых алгоритмов и сокращения времениих расчетов коэффициент kмр выбран константой.Создание магнитного момента L по какой-либо оси нецелесообразно в промежутки времени, когда вектор B параллелен этой оси.CИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИПоэтому для уменьшения энергопотребления введено дополнительное ограничение: приРис.
7.7 Вид релейного закона управленияФормирование управляющего сигнала на электромагниты КМосуществляется по релейному закону (рис. 7.7), где L 0 – пороговоезначение магнитного момента. Величина L 0 может быть выбрана равной 50 А.м 2.Особенностью принятой схемы расположения КУДМ является то,что при ненулевом кинетическом моменте каждого УДМ проекциисуммарного кинетического момента на оси ССК при определенныхусловиях могут быть равны нулю.
При возникновении таких условийпредлагается осуществлять разгрузку кинетического момента путемформирования соответствующих управляющих сигналов на КУДМ.7.9. Разгрузка кинетического моментакомплекса управляющих двигателей-маховиковс помощью стационарных плазменных двигателейХарактеристики стационарных плазменных двигателей принимались в соответствии с динамической схемой КА.Для моделирования в данном случае выбран вариант выхода СПДна режим с запаздыванием отключения тяги первого двигателя по отношению к моменту включения второго двигателя на 60 секунд.165166БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИИсходя из соображений энергопотребления на данном КА допускается время работы СПД не более 10 мин на одном витке на освещенной части орбиты.Моменты разгрузки относительно связанных осей X и Z формируются путем включения двух СПД в режиме пониженной мощностии соответствующим отклонением векторов тяги двигателей относительно оси вращения СПД в диапазоне ±45 град.Поворот СПД осуществляется электроприводом на основе шаговогодвигателя.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
