Пупков К.А. Элементы теории систем управления летательными аппаратами (2015) (1246990), страница 6

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 6)

рис. 1.12).Матрица направляющих косинусов при этом имеет вид (1.1)и устанавливает связь (1.2).Модель измерения относительной дальности может бытьсформирована следующим образом (см. рис. 2.1)Dп  A o п R  A o п A o1ц rц  rп ,где rп—вектор, определяющий размещение измерителя даль-ности на перехватчике; rц — вектор, определяющий размещение измерителя дальности на цели.Относительную дальность определим как модуль вектора относительной дальности:Dп  D п  DTп D п .Однако ее можно также вычислить как проекцию вектора относительной дальности на ось X в :Dп в   D 0 0   A п в Dп .TТогда углы визирования цели ,  определяются соотношением (1.3), а вектор измеряемых углов — выражением (1.4).Оценкой точности наведения является конечный промах, определяемый поперечным смещением центров стыковочных узлов.Нормальная составляющая вектора относительной дальностиDп норм   DпYT0 1 0Dп Z    Dп .0 0 1 Тогда значение промаха в процессе наведенияLнорм  Dп норм .42Модель измерения скорости сближения имеет видVdR п (ωп  rп )  A o п Vo  пrп .dtЗдесь V — вектор скорости изменения относительной дальности между центрами измерительной системы; Vo — вектор относительной скорости изменения расстояния между центрами массdR о;  п — матрица угловых скоростей перехватчика,КА, Vo dt 0 п   Z  YZ0XY  X  .0 Как следует из этого соотношения, результаты измеренияскорости изменения относительной дальности связаны с угловойскоростью перехватчика.

Следовательно, измеряемая скоростьсближения (см. рис. 1.14)Vсб DпV.DпКроме того, скорость сближения можно определить через проекции относительной скорости на оси визирной системы координат:Vв  Vсб VYVZ   A п в Vп .TК системе управления причаливанием предъявляют требования, связанные с необходимостью обеспечения ограничений нанормальную (поперечную) составляющую скорости сближения,превышение которой выше заданного предела может привестик разрушению элементов конструкций КА при контакте.Вектор нормальной составляющей относительной скоростисближения КА (см. рис.

1.14)Vнорм  Vнорм п DпVсб ,DпилиVнорм  Vнорм YвT0 1 0Vнорм Zв    Vнорм п .0 0 1 43ТогдаVнорм  Vнорм .Найдем проекции вектора относительной скорости сближенияв проекциях на оси визирной системы координат. ПосколькуVв  Aп в Vп ,вектор проекций нормальной составляющей вектора скоростисближенияT0 1 0Vнорм в  Vнорм Yв Vнорм Zв   Vв ,0 0 1 Выражение для угловой скорости линии визирования имеет видω л.в   л.в Yоткудал.в Z T Vнорм Z в DTVнормYв  ,D   л.в Yв cos в ;  .л.в Z вПри выполнении имитационного моделирования САУ причаливанием можно принять упрощающее допущение, согласно которому все параметры углового положения и угловой скорости КА:углы ориентации   пп п  и  цTTц ц  , а также угло-TTвые скорости вращения  п X пY п Z  ц X ц Y ц Z соответственно перехватчика и цели доступны измерениям с помощью соответствующих датчиков.Сформированную упрощенную модель относительного движения КА можно использовать для решения следующих задач: синтеза алгоритмов управления относительным движением КА наэтапе причаливания, исследования динамических особенностейпроцессов управления причаливанием, оценивания характеристикточности работы системы управления, получения оценок требуемых для реализации процесса причаливания энергетическихресурсов (в частности, оценок расхода рабочего тела).

Графикипроцессов, отражающих основные результаты имитационного моделирования САУ причаливанием с использованием сформированных выше математических моделей, представлены на рис. 2.4.44Рис. 2.4. Результаты моделирования процесса управления причаливанием КА45Анализ приведенных данных показывает, что САУ реализуетвсе основные цели управления:обеспечивает сближение КА с начальной относительнойдальностью ≈ 30 м до относительной дальности ≈ 5 м, что соответствует моменту касания элементов стыковочных узлов (см.рис.

2.4, а);продольные составляющие скорости сближения принимаютдопустимые значения — около 0,2 м/c (см. рис. 2.4, б);линейные смещения в поперечной плоскости, а также нормальная составляющая вектора относительной скорости близкик нулю (см. рис. 2.4, а, б);линейные и угловые управляющие ускорения при сближенииКА уменьшаются (см.

рис. 2.4, г и д соответственно);углы ориентации перехватчика стремятся к углам ориентациицели, т. е. углы взаимной ориентации перехватчика и цели стремятся к нулю (см. рис. 2.4, в);скорости изменения углов взаимной ориентации стремятсяк нулю (см. рис. 2.4, ж);интегральные оценки, отражающие необходимые для реализации процесса управления энергетические ресурсы, имеют допустимые значения (см.

рис. 2.4, д).Отсюда можно сделать вывод, что общая структура САУпричаливанием КА сформирована правильно и может быть использована при проектировании алгоритмов управления движением КА на этапе причаливания и при исследовании методамиимитационного моделирования.46Глава 3СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯДВИЖЕНИЕМ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ3.1. Принципы формирования контура управленияракеты-носителяСреди множества разновидностей и типов ЛА важное местозанимают ракеты-носители (РН) [3]. Основное их назначение —транспортировка грузов различного назначения.Выделяют две основные группы РН:космические транспортные системы;баллистические ракеты.Космические транспортные системы предназначены главнымобразом для доставки ретрансляционных, исследовательских,навигационных и прочих спутников на их рабочие орбиты; космонавтов и грузов на долговременные исследовательские орбитальные станции; исследовательских орбитальных космическихсистем на рабочие земные орбиты; исследовательских межпланетных космических систем на промежуточные рабочие стартовые земные орбиты и т.

п.Основное назначение баллистических ракет состоит в доставке груза, представляющего собой боевой заряд, в заданную точкуна поверхности Земли, которая соответствует координатам расположения цели.Энергетическую основу как космических транспортных систем,так и баллистических ракет составляют мощные реактивные двигательные установки, развивающие большую тягу, которая необходима, чтобы сообщить полезной нагрузке скорость, достаточную дляпоследующего движения ЛА по орбите вокруг Земли или для доставки боевого заряда в удаленную точку на поверхности Земли.В качестве энергетических установок космических транспортных систем используют, как правило, реактивные двигателина жидком топливе, а для баллистических ракет — твердотопливные реактивные двигатели.47На орбиту вокруг Земли полезную нагрузку космическиетранспортные системы доставляют следующим образом.

Ракетуноситель устанавливают на стартовой площадке в точке старта,которая лежит в плоскости орбиты вывода, вертикально. Приэтом ее продольная ось симметрии, вдоль которой ориентированаось xс связанной с РН системы координат, совпадает с направлением местной вертикали, вдоль которой ориентирована ось Yстстартовой инерциальной системы координат.

Таким образом,начальный угол тангажа, определяющий угловую ориентацию РНв инерциальном пространстве, 0 = 90°. Ось X ст стартовой системы координат совпадает с линией пересечения плоскости орбиты вывода и плоскости местного горизонта. Ось yс связанной сРН системы координат лежит в плоскости орбиты, а ось zс дополняет эту систему до правой и ориентирована перпендикулярно плоскости орбиты.При старте запускается реактивная двигательная установка, РНстартует вертикально, и ее скорость возрастает вследствие влияниясилы, развиваемой реактивной двигательной установкой. Процессвывода полезной нагрузки на заданную орбиту является управляемым, а основные задачи управления следующие:направление вектора скорости V ракеты в конечной точкеактивного участка вывода должно совпадать с касательной к орбите в точке ее касания;модуль вектора скорости V ракеты должен быть равен требуемой орбитальной скорости в точке касания орбиты.Схема, иллюстрирующая вывод космической транспортнойсистемой на круговую орбиту вокруг Земли полезной нагрузки,представлена на рис.

3.1, а.Доставка баллистической ракетой боевого заряда в заданнуюточку на поверхности Земли осуществляется следующим образом.Ракету устанавливают на стартовой площадке в точке запуска, которая лежит в «плоскости стрельбы», либо вертикально, либо подзаданным углом к плоскости местного горизонта. Если РН расположена вертикально, то ось xс связанной с ней системы координатсовпадает с направлением местной вертикали, вдоль которой ориентирована ось Yст стартовой инерциальной системы координат.Таким образом, начальный угол тангажа, определяющий угловую48Рис.

3.1. Схемы доставки полезной нагрузки космической транспортнойсистемой (а) и баллистической ракетой (б)ориентацию РН в инерциальном пространстве, 0 = 90°. Ось X стстартовой системы координат направлена в сторону цели и совпадает с линией пересечения «плоскости стрельбы» с плоскостьюместного горизонта. Ось yс связанной с РН системы координаттакже лежит в «плоскости стрельбы», а ось zс дополняет эту систему до правой и ориентирована перпендикулярно «плоскостистрельбы».При старте запускается реактивная двигательная установка,РН стартует, и ее скорость возрастает вследствие влияния силы,развиваемой реактивной двигательной установки.Процесс вывода головной части с боевым зарядом баллистической ракетой является управляемым, а основные задачи управления следующие:направление вектора скорости V  t  ракеты в заданной конечной точке активного участка вывода должно определятьсятраекторным углом к ;модуль вектора скорости ракеты Vк в конечной точке активного участка вывода должен иметь заданное значение.Траекторный угол  представляет собой угол междувектором скорости V и его проекцией на горизонтальнуюплоскость базовой инерциальной системы координат.

Характеристики

Список файлов книги