Mоделирование процессов и систем в Matlab (966709), страница 75
Текст из файла (страница 75)
Режим «обездвиживания» КА с комяенсацией гиросколического момента Как видим, поставленная задача успешно решается. Побочным следствием такого управления является отклонение оси Хь от начального положения на значитель- ные углы. 16 т 10 Э' о Б -6 .ЭО „Оо " Оа 62 о Урон 9 н Моделирование аэрокосмических объектов ЭЭОО ИВ .210 200 22СО 1ОО 200 100 1ХО ГН н н*м Н'аы соычсвЭ ча=о во=о во=о ывавтмыа намыв сасыс Р (раюо с 00=1 вму0-.61 в ГО-.О у Оаывмавьр -".в 0 4 60 вовн Г ы ° УЭ~т Гс ЫО=О В:РВУ=Ос В=О о К .100 РО з .ЭОО ЗКО ЭОО .2Ы ЗОО 2200 1ОО -200 100 1ХЫ вым ю«внтысссваыы1 ча-О СО=О ОО-.О ныв:ывнс а ас ваыыэоанс1 в о=с РГУО:01 00-0 уыыыымыну -1 0'.ГО0.1аовы., +ысв тт ЫО=О мои=01 425 Управляемое угловое движение космического аппарата Перейдем теперь к режиму приведения КА к заданному положению, под которым будем понимать полажение,.когда все три угла будут равны нулю. Для этого помимо обратной связи по скорости введем обратную связь по углам.
Начальные отклонения по углам оси Ха установим равными 0,1 рад. Тогда при кц9, равном 0,1, и койзк, равном 0,3, придем к результатам, показанным на рис. 9.29. Упрввпивмов угловое дввкенив космического вппврвгв дем( рке со лье мсвРВ спм -20 .10 а 10 20 30 Уре У10РВГУС 1 ПГ МЗРП 1КЕ, ГВЮ Ь Е ВЬЮН Нрсеерв рпвюр скевкв Момм:. сю 06 04 ЗОО а 02 $ О -1СОС .Ое а 20 40 60 90 100 Вгнмп зсз 20 40 60 60 100 оовм гор Рмс. 9м29. Режим стабилизации положения КА Дополнительная компенсация гироскопического момента и в этом случае улуч- шает процесс стабилизации (рис. 9.30).
Угеввллвмое угловов двинмнив юсмлчесюго вппврпгв деев во льв,рхговсгее 1О а 10 УО оГВВгл 9 ьроемннувововорвм г, Пр р ОНВ ~жЕ В рвн Е ВВГЛМ Мснм: с и Оо О в -вю .100а 04 20 4С 60 90 100 Орем гср 20 40 60 60 100 олене КЗ Рис. 9.30. Режим стабилизации с компенсацией гироскопического момента - ЗО 9 в Д 20 Ю „Оа " 04 В О2 в О 3100 ЗСО 200 3 = 1 Зао 2200 100 ЭВ 100 1200 нр еп врпн орльсев ча-57296 60-"51296 Мр-.а нерве купав снвм грппгсз о О"-1 огра=01 - 2С-"О УГМЮВМЕМЩ сома'ЛК ° Насггло В20а'ГЛОП рва=01 рван =ОЗ К=О згса юо -2ю ИО 22СО 1СО ! 2% 1СО 121В не«еп мвумрвюу 4 чо"-52296 па=51296 РО=О нв кп .Меупмме скорол 1РВРСЗ О На=с "Ьаеар *ВО=О у.реюнмемрг-.-к 9209-монсе' в м(опто м Км=ар Нои -ОЗ Урок 9 ° Моделирование аэрокосмических объектов Управление по углам отклонения от заданного положения имеет ряд недостатков.
К ннм относится, прежде всего, отклонение осей поворотов углов (при больших углах) от осей приложения соответствующих управляющих моментов. Это может значительно затормозить процесс стабилизации и даже сделать его неустойчивым (при углах отклонения от заданного положения больше 90 ). Указанный недостаток отсутствует при управлении по кватернионам, когда управляющие моменты по осям КА пропорциональны составляющим вектортгой части кватерниона отклонения текущего положения КА от заданного. Эти составляющие, во-первых, пропорциональны не углам отклонений, а синусам половинных углов, во-вторых, они совпадают с осями, по которым направлены управляющие моменты, что обеспечивает более быстрое (и без потери устойчивости) приведение КА в заданное положение.
Побочным, но тоже важным фактором является конечность величин управляющих моментов при любых значениях углов начального отклонения. Модель управляемого по кватернионам процесса ориентации отличается от молели, приведенной на рис. 9.23, только содержимым блока СУО, блок- схема которого для зтого случая приводится на рис. 9.31.
Сцслмма иие орцемнаццео с пламенением яамяарнцоноа нас г ма Рис. 9.31. Блок-схема подсистемы СУО для управления по кватерниону Управление работой модели и выводом результатов осуществляется программой ОргОнт9КАтри1 дарг, текст которой приведен ниже. 1 Оргрттокдци1 црг $ Управляющая Брогранна для подели Орготтдкд $ Лазарев Ю.Ф. 14-05-2004 с1еаг а11 с1с Д Установка паранетров КА $ д - 13100 0 0;0 2200 0:0 0 22001: д Матрица нонентов инерции КА $ 3 - (0100 0 0;0 2200 0:0 0 12001: $ Матрица нонентов инерции КА 3 - (3100 ЗОО -200:ЗОО 2200 100;-200 100 12001; $ Матрица нонентов инерции КА и - 2000: $ Масса КА $ Задание коэффициентов управления Кцр - О.
1; $ Коэффициент обратной связи по углах Управляемое угловое движение космического аппарата Кидзд - 0.3: $ Козффнциент обратной связи по угловын скоростян С = 0: Х Коэффициент компенсации гироскопического нонента Х Установка начальных условий ХЧ20 - [О 0 03; $ Начальное половение КД ЧО - [О 0 03; Х Начальние скорости КД 060 — [О 1 Ц; $ Начальные углы КД 095СО - [О 0 03; Х Начальные угловье скорости КД Д Установка параметров интегрирования ТК = 100; й Конечное время интегрирования Ь! 0.1: Х Шаг интегрирования й Загуск надели з!е('иргРч<дхдци'): й Запись результатов интегрирования Г! Уоис<:.
1): ТЕ " уоис<:.2); Р51 = уаис(:,3); сна< - уоис<:,4); ыту = уоис<:,6); спи - уаиС(:.6): С = таис; Е - уоис<:,7): М - уоис(:,8): М - уоис<:.9); Х Графическое представление результатов зиор)ос<2,2.1) р1оС<-Р51,ТЕ.-Р51(1),ТЕ<1).'рг',-Р51<епа) ТЕ<ела), Ъп'), дг!б ах!з('ециа1'): вес<дав.'Гопс5!яе', 12) С<С)е('Двииение оси ХЬ в пространстве'): у)аЬе1('Угол <СЬеса (градусы)' ): х1аЬе1('Угол <рз! (градусы)' ): зиЬр)ос<2.2.3) р)ос<с,ыпх,е,аыу,'.',С.снк.'--'). дгтШ Хр)ос<СА .С,М.'.'.С.М."--'). дгта вес<Оса.'Гоп!5!зе'.
12) С<С1е<'Проекции угловой скорости'): ХС)С1е<'Моменты сил'); х)аЬе1('Вреня (с)'); у)аЬе)('Радиан в сек.'); ХУ1аЬе1('Моменты (Н м)'): 1едепо<' ыпх '.' аву '.' ыпд '.О): $1едеп<)<' С '.' М '.' М '.О): зиор!ОС<2,2,4) р1оС(СА,С,М,' ',С,М,'--') дптл вес<Оса,'ГопС5тзе'.12) СтС1е('Моменты сил'): х)аЬе)('Вреня (с)'): у1аЬе1('Моменты (Н н)'): 1едепа<' Е ',' М ',' М '.О); зиЬР!ос(2,2.2) ах!я('огг<); Ь = Сехс(-0.3,1.1,'управляемое по кватернионан угловое двииение Кд'.'Гопс5тсе',14): Ь - Сехс<0. 1.0.9.)) ','ГопС5<ае", 12); Ь - Секс<О.ЗА.д,пыт<2зсг(Л1.1)),'ГопС5!зе'.
12): Ь - Сект<0.4А .9,пып2зсг<Л1.2>),'ГопС5<ае'.12): Ь - Сехс(О.бА.д.пып2зсг<З(1,3)).'ГопС5!де'.12): Ь = Сехс(0.8.0.9,') '.'ГопС5!ге'. 12); Ь - Сехс(-0.1,0.8,',) - '.'Гопс5<ге',12): Ь - Секс(0.1.0.8,<1 ','Гопс5!яе',12): Ь - Секс<0.2.0.8.пие2згг(Л2, 1)).'ГопС5!зе'.12); Ь - Секс<0.4А.В,пып2зсг<З(2,2)).'Гопс5)ае'. 12): Ь - Секс<0.6,0.8,пии2зсг<З<2.3)).'ГопС5!Се'.12): Ь - Сехс<0.8,0.8,') '.'ГопС5тяе'. 12); Ь - сехс<0.1,0.7,') '.'Гопс5тае'.12); Ь - Секс<0 .
2.0 . 7 .пып2зсг(ЛЗ, 1) ) . Гоп(5!ае ' .12): Ь - Сехс(0.4.0.7.пып2зсг(ЛЗ.2)), 'Гоп!5<де'.12): Ь - Сехс(О.ОА.7.пып2зсг()(3.3)).'ГопС5!ае',12>: Ь - Сехс(0.8.0.7,') '. ГопСЗтге',12): Ь - СехС(-0.1.0.6.'Начальные углы <градусы)','Гоп<5!зе'„12): Ь - Секс<О .
1.0 .5,['<рз<0 - ' .пып2зсг<060<3>н)80/Р! )3, 'ГопС5тге', 12>; 428 Урок 9 ° Моделирование аэрокосмических объектов Ь = Секс(0,4,0.5,[''стлета0 = ',пор26тг(000(2)о180/рт Ц .'Гопт5тве',12); П = Сект(0.?,0,5,['ХрРЗΠ— ' „пои260г0000(1)*180/р(Ц.'сопт5(ге',12); П - Сект( -0 . 1, 0 .4. 'Начальные угловые скорости (рад/с) ', 'Еопт5(те' . 12); Ь = Сех((0, 1,0.3,['овх0 = '.пыв260г(00560( 1)Ц .'«оп15(ае'.
12): Л = теис(0.4,0.3.['ору0 — '.пыв26тг(0д560(2) Ц.'сопт5(ге',12): П = (ех((0,?,О.З.['оихО ',пыв26гг(00560(З) Ц .'сопт5(ге'.12); П - техт(-О. 1.0.2.'упрааление йорг - - Кыдазадиат - Хода(оезоои + Х*(овл)езеои','сопт5(те'. 12); П - Сох((0. 1,0. 1,['Хыд - '.пов26Сг(кыдЦ,'соптдлве',12). Ь = техт(0.4,0. 1.['Ходок - '.пыв26(г(кодо(ОЦ .'Гоп(52ге', 12); Н - Сех((0.?,О.
1.['К = '.пии26тг(кЦ .'гоп[5(ге'. 12): П - Сект(-0.1.-0.05,' -'): П - Сех((-О. 1,-0. 1.'Програнна Оргдттугяци1-ырг Лаверов Ю. Ф. 14-05-2004'): Л вЂ” Сект(-0.1,-0.15.' '); Результаты работы этой программы представлены на рис. 9.32, 9.33. Коэффициенты управления приняты прежними, а углы отклонения увеличены в 10 раз (по одному радиану). Как и ранее, рассмотрены движения без компенсации гироскопического момента и с компенсацией такового.
Из приведенных результатов следует, что: О при управлении по кватерниону отклонение движения КА к заданному положению происходит по кратчайшему пути; О процесс установления в заданное положение устойчив при весьма значительных начальных отклонениях; О длительность процесса приведения сохраняется такой же, как и прн управлении по углам, хотя значение начального отклонения увеличено в 1О раз; О величины моментов управления значительно меньше, чем те, которые требуються для управления по углам; О как и ранее, компенсация гироскопического момента приводит к улучшению динамики процесса ориентации. риравлаенов ио иавсврниснан уловов лвниенма кл 6ССО 860 .200 ,С= С 800 22% сю .ХЮ СОО 2200 нв асееа нсн сеиссс«с аа;.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
