Для программы управляющей движением космического корабля наиболее важным критерием является

В своих хабах я хочу рассказывать вам об управлении пилотируемыми космическими кораблями. В основном о кораблях «Союз» и «Space Shuttle». За 15 лет изучения этих кораблей у меня собралось достаточное количество информации о них, а так же знаний которыми я хочу поделится с вами.

На Хабре я хочу рассказать вам о режиме сближения корабля «Союз» с Международной Космической Станцией (МКС). Так как в космосе в 70% случаев представления информации используются аббревиатуры, то мне придется их так же использовать, но я постараюсь самые сложные и непонятные расшифровывать и пояснять их значение.

Для того, что бы говорить о данном режиме, нам надо описать динамику корабля и станции, а так же описать основные принципы управления кораблем.

При сближении в условиях космического пространства динамика транспортного корабля (ТК) и международной космической станции (МКС) может быть представлена в виде двух независимых движений:

• вращения каждого из космических аппаратов вокруг своего центра масс (задания угловых скоростей);
• относительного движения центров масс ТК и МКС (задания линейных скоростей).

• управление движением каждого космического аппарата вокруг его центра масс (управление ориентацией или управление взаимным угловым положением)
• управление относительным движением центров масс космических аппаратов (управление относительной траекторией сближения).

Какие же задачи решает режим сближения?

Космонавты, скорее на борт. Большое космическое путешествие

• выбор оптимальной траектории сближения (ОТС) ТК с МКС, исходя из минимального расхода топлива на ее реализацию;
• организация управления движением ТК по выбранной траектории сближения;
• обеспечение автоматического (дискретного) или ручного (аналогового) облета к заданному стыковочному узлу МКС, зависания напротив него, причаливания с параметрами относительного движения, обеспечивающими нормальную работу стыковочного механизма;
• обеспечение автоматического контроля за состоянием системы управления движением
• ТК в режиме сближения. При возникновении отказов осуществляется автоматическое
• переключение на исправные приборы;
• выдача информации экипажу о прохождении режима сближения, параметрах
• относительного движения и отказах СУД ТК;
• обеспечение автоматического или ручного увода ТК от МКС при наличии опасности
• столкновения.

• минимальный расход топлива на сближение;
• высокая точность управления ТК;
• простота программного обеспечения и приборной реализации;
• минимальная масса, габариты и энергопотребление системы;
• высокая надежность системы;
• безопасность процесса сближения.

Назначение системы, требования к ней и ограничения по времени с учетом светотеневой обстановки определяют принципы управления транспортным кораблем и принципы
построения СУД ТК в режиме сближения.

Теперь давайте разберем с вами принцип управления ТК в режиме СБ.

Космические исследования и поиск жизни во Вселенной

Так как требования к системе управления сближением противоречивы, то удовлетворить их полностью невозможно, ибо нельзя подобрать такой метод наведения на цель, для управления транспортным кораблем, который бы обеспечивал одновременное выполнение всех требований к системе. Поэтому на практике весь процесс сближения делится на два участка:

• дальний участок (ДУ), задача которого вывести ТК в район нахождения МКС по оптимальной траектории сближения, то есть с минимальными затратами топлива;
• — ближний участок (БУ), задача которого обеспечить управление с заданной точностью ориентацией и движением центра масс ТК к выбранному стыковочному узлу и мягкий контакт при стыковке. Исходя из вышеперечисленных соображений, для транспортного корабля ДУ сближения реализуется по методу свободных траекторий, а БУ- по модифицированному методу наведения по линии визирования ( здесь под линией визирования (ЛВ) принимается линия, соединяющая центры масс сближающихся объектов).

Метод свободных траекторий учитывает орбитальное движение КА в поле тяготения Земли. Он позволяет осуществить переход транспортного корабля с орбиты ожидания в окрестность МКС с помощью многоимпульсного маневра, который состоит из участков баллистического (свободного) движения КА в поле тяготения и управляемого (при включенной двигательной установке) движения ТК.

Направление, величина и моменты выдачи этих корректирующий импульсов рассчитываются из условия попадания в конечном счете в окрестность МКС. Следует отметить, что время выдачи корректирующий импульсов очень мало по сравнению с временем свободного движения ТК. Таким образом, траектория сближения состоит из участков свободного движения ТК, в точках сопряжения которых выдаются корректирующие импульсы. Отсюда и вытекает название метода наведения. Для ТК наведение на цель методом свободных траекторий предусматривает следующие схемы сближения с МКС:

1. двухимпульсную;
2. трехимпульсную.

1. В случае двухимпульсной схемы построение траектории сближения осуществляется с помощью 2-химпульсного маневра, где
ΔV1 предназначен для построения орбиты перехвата, которая обеспечивает попадание ТК в окрестность ОК к заданному моменту времени Тзад;
ΔV2 предназначен для выравнивания орбитальных скоростей ТК и ОК.

2. В случае трехимпульсной схемы траектория сближения представляет собой биэллиптический переход, реализуемый тремя корректирующими импульсами ΔV1, ΔV2, ΔV3.

При этом ΔV1 прикладывается на орбите ожидания для перевода ТК на внутреннюю
эллиптическую орбиту перехода,

ΔV2 — предназначен для осуществления перехода ТК в окрестность МКС к заданному
моменту времени Тзад,
ΔV3 — необходим для выравнивания орбитальных скоростей ТК и МКС.

В следующих статьях мы разберем наведение по линии визирования, параллельное наведение и т.д.

Источник: habr.com

13.2. Управление движением космического летательного аппарата Активные, пассивные и комбинированные системы управления

Для управления движением КЛА его системы управления должны вырабатывать управляющие силы и моменты. По способу получения управляющих сил и моментов системы управления делятся на активные, пассивные и комбинированные (см. рис. 13.1).

Рис. 13.1. Системы управления движением КЛА

Активная система управления используется при ориентации, стабилизации и т.д. на всех участках полета, в том числе и орбитальном. В активных системах для создания управляющих моментов приходится затрачивать энергию их бортовых источников и расходовать бортовые запасы рабочего тела. Для функционирования активной системы управления необязательно наличие внешней среды.

В пассивных системах ориентация осуществляется путем приложения моментов, возникающих при взаимодействии летательного аппарата с внешней средой (магнитным полем, гравитационным полем и т.д.), без каких-либо затрат бортовой энергии и расхода бортовых запасов рабочего тела. Существуют гравитационные системы ориентации, а также системы, в которых используется давление солнечного света, аэродинамические силы, возникающие при полете в верхних слоях атмосферы, силы взаимодействия магнитных масс аппарата с внешним магнитным полем. Главным достоинством пассивных систем является фактически неограниченный срок службы. Однако все они имеют малую устойчивость по отношению к возмущающим моментам, поскольку силовые эффекты, создаваемые с помощью таких систем незначительны.

В комбинированных системах содержатся элементы активных и пассивных систем.

13.3. Функциональная схема системы управления движением кла

В активной системе управления информацию о положении КЛА относительно осей ориентации и о характере его углового движения система получает от чувствительных элементов (датчиков), представляющих собой, например, электронно-оптические приборы, в которых в качестве опорных ориентиров используются небесные светила: Солнце, Земля, Луна, звезды.

Под действием излучения этих небесных тел датчики вырабатывают электрические сигналы, величина которых изменяется при отклонении оси датчика от направления на опорный ориентир. Сигналы с датчиков поступают на логически-преобразующий блок.

Этот блок выполняет две задачи: во-первых, усиление, сопоставление и преобразование сигналов датчиков в сигналы для включения и выключения исполнительных устройств и, во-вторых, проведение логических операций, необходимых для правильного функционирования системы ориентации.

Например, при поступлении сигнала об отклонении летательного аппарата по крену включение исполнительного элемента, управляющего движением крена, происходит не сразу, а поступивший сигнал отклонения по крену сопоставляется с сигналом, идущего от соответствующего датчика угловой скорости. Если окажется, что угловая скорость направлена в сторону увеличения угла крена, то включается соответствующий исполнительный элемент, если же в сторону уменьшения угла крена, то аппарат и без включения исполнительного элемента вернется к нужному положению.

Рис. 13.2. Функциональная схема системы управления космическим летательным аппаратом

1 – объект управления (космический аппарат); 2 – измерительные устройства (чувствительные элементы); 3 – усилительно-преобразующее устройство; 4 – управляющие исполнительные устройства

В качестве исполнительного органа системы управления в настоящее время наиболее часто применяют жидкостной ракетный двигатель малой тяги. Конечно, и ракетный двигатель не лишен недостатков, главным из которых являются: потребность в рабочем теле, запасы которого в полете невосполнимы, и расходование бортовой электрической энергии.

Источник: studfile.net

Система управления движением космического аппарата

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано, в частности, при сближении и причаливании в процессе стыковки. Предлагаемая система содержит блоки выдачи угла и угловой скорости, первый и второй сумматоры, релейный усилитель с зоной нечувствительности и исполнительные органы (ИО) управления движением центра масс и вокруг центра масс космического аппарата (КА).

Выход блока выдачи угла подключен к первому входу первого сумматора, ко второму входу которого подключен выход блока выдачи угловой скорости, а выход первого сумматора подключен к релейному усилителю. В систему введены блоки включения двигателей перемещения центра масс, тестового включения ИО управления движением центра масс, блоки вычисления приращения угловой скорости и длительности опережающих включений ИО управления движением вокруг центра масс, а также первый и второй блоки коммутации.

Выход блока тестового включения соединен с ИО управления движением центра масс и первым входом первого блока коммутации. Выход блока включения двигателей перемещения центра масс соединен с ИО управления движением центра масс и первым входом второго блока коммутации.

Выход блока выдачи угловой скорости соединен с первым входом блока вычисления приращения угловой скорости, выход которого через блок вычисления длительности опережающих включений соединен со вторым входом второго блока коммутации. Ко второму входу блока вычисления приращения угловой скорости подключен выход блока тестового включения.

Выход второго блока коммутации соединен со вторым входом второго сумматора, выход которого соединен со вторым входом первого блока коммутации. Выход первого блока коммутации соединен с ИО управления движением вокруг центра масс, а выход релейного усилителя — со вторым входом второго сумматора. Техническим результатом изобретения является повышение точности стабилизации КА при управлении движением КА с одновременным улучшением качества переходных процессов при наличии внешнего возмущающего момента. 1 ил.

Предлагаемое изобретение относится к космической области и может быть использовано при коррекции движения космического аппарата, например, при сближении, причаливании.

Космические аппараты (КА), предназначенные для выполнения причаливания, оснащены двигателями управления ориентацией и коррекции движения центра масс. Поскольку, практически, вектор тяги двигателей коррекции движения центра масс невозможно направить через центр масс космического аппарата, то при их включении всегда возникает возмущающее ускорение, которое должна компенсировать его система ориентации своими двигателями. Аналогичная ситуация имеет место при отработке корректирующего импульса для коррекции траектории полета КА по заранее рассчитанной уставке.

Известные системы управления ориентацией не используют информацию о включении двигателей перемещения центра масс для улучшения качества переходных процессов — уменьшения амплитуды колебаний угловой скорости, изменения угла. Фиксированная настройка коэффициентов системы управления ориентацией под расчетное значение возмущающего ускорения так же, как и увеличение запаздывания, приводят к ухудшению качества переходного в системе ориентации.

Известно устройство формирования управляющих воздействий, используемое при ручном управлении космическими аппаратами. Устройство описано в книге Лебедев А.А., Соколов В.Б. «Встреча на орбите», М.: Машиностроение, 1969 г.

Устройство состоит из блока выдачи угловой скорости порогового устройства, блока формирования импульсов и исполнительных органов (ИО).

При превышении сигналом угловой скорости заданного в пороговом устройстве значения блок задания управляющих импульсов в зависимости от величины сигнала угловой скорости выдает команды на включение ИО. Выключение ИО производится, когда угловая скорость станет меньше заданного порога срабатывания.

Данное устройство ограничивает только величину угловой скорости. При наличии возмущающего момента угловая скорость должна превысить заданный порог срабатывания, чтобы включениями управляющих двигателей ориентации компенсировать влияние возмущающего момента.

Известно устройство управления движением вокруг центра масс, описанное в многочисленных публикациях, например, Лебедев А.А., Соколов В.Б. «Встреча на орбите», М.: Машиностроение, 1969 г., стр.285-286, когда для определения моментов приложения управляющих воздействий и его длительности формируется управляющая функция

где — ϕ — угол рассогласования,

— ω — угловая скорость,

— К — коэффициент демпфирования.

Управляющая функция выдается на вход релейного усилителя с зоной нечувствительности d1. При |ξ|=d1 начинается приложение управляющих воздействий, включение двигателей управления движением вокруг центра масс, для выбора рассогласования по углу и угловой скорости. Обычно, пока |ξ|≤3d1 производится импульсное приложение управляющих воздействий.

При наличии возмущающего ускорения в установившемся режиме такой способ управления обеспечивает значение угловой скорости ниже порога срабатывания. Однако переходной процесс, при котором величина угловой скорости значительно больше значения в установившемся режиме, может быть длителен по времени. Эта длительность зависит от значения угла рассогласования, при котором появилось возмущающее ускорение, и при обычно используемом значении К=5-10 секунд длительность до 10-15 секунд и более. К тому же характеристики критичны к величине запаздывания в системе ориентации. Характеристики системы ухудшаются, при увеличении запаздывания и возмущающего ускорения.

Устройство состоит из блока выдачи угла, блока выдачи угловой скорости, первого сумматора, релейного усилителя с зоной нечувствительности, который формирует и управляющие импульсы для включения исполнительных органов, и исполнительных органов.

Выход блока выдачи угла через первый сумматор, ко второму входу которого подключен выход блока выдачи угловой скорости, и релейный усилитель с зоной нечувствительности подключен к исполнительным органам.

Рассматриваемое устройство обеспечивает более высокое качество переходных процессов, чем аналог. Однако при увеличении запаздывания в сигналах угла и угловой скорости и наличии внешнего возмущающего момента характеристики ухудшаются. При дискретной реализации устройства характеристики такого устройства будут зависеть от длительности такта работы вычислителя и от места подключения алгоритма управления на такте. При смещении момента подключения от начала такта к середине или концу характеристики так же будут ухудшаться.

Техническим результатом изобретения является повышение точности стабилизации при управлении движением космического аппарата с одновременным улучшением качества переходных процессов при наличии внешнего возмущающего момента.

Технический результат достигается тем, что в систему управления движением космического аппарата, в систему управления движением космического аппарата, состоящую из блока выдачи угла, блока выдачи угловой скорости, первого сумматора, релейного усилителя с зоной нечувствительности и исполнительных органов управления движением вокруг центра масс, причем выход блока выдачи угла через первый сумматор, ко второму входу которого подключен выход блока выдачи угловой скорости, подключен к релейному усилителю с зоной нечувствительности, выход которого соединен со вторым сумматором, дополнительно введены блок включения двигателей перемещения центра масс, блок тестового включения, блок вычисления приращения скорости, блок вычисления длительности опережающих включений, второй сумматор, два блока коммутации и исполнительные органы управления движением центра масс, при этом выход блока тестового включения соединен с исполнительными органами управления движением центра масс и первым блоком коммутации, выход блока включения двигателей перемещения центра масс соединен с исполнительными органами управления движением центра масс и вторым блоком коммутации, к второму входу которого подключен выход блока выдачи угловой скорости через блок вычисления приращения скорости, ко второму входу которого подключен выход блока тестового включения, и блок вычисления длительности опережающих включений, выход второго блока коммутации через второй сумматор и первый блок коммутации соединен с исполнительными органами управления движением вокруг центра масс.

Технический результат в предлагаемом устройстве достигается за счет следующего:

— введенное опережающее включение ИО управления движением вокруг центра масс при появлении внешнего возмущающего ускорения уменьшает его влияние на переходные процессы при наличии запаздывания в системе управления,

— опережающие включения ИО управления движением вокруг центра масс допускают увеличение величины возмущающего ускорения до значений, близких к величине управляющего ускорения без практического ухудшения качества переходных процессов,

— введенное тестовое включение ИО управления движением центра масс, вызывающих появление возмущающих ускорений, позволяет определить (или уточнить) фактическую величину этих ускорений, вычислить длительность опережающих включений ИО управления движением вокруг центра масс для парирования этого возмущающего ускорения и в дальнейшем при регулировании параметров углового движения увеличивать длительность каждого их включения на вычисленное значение, а при отсутствии необходимости регулирования параметров углового движения включать ИО управления движением вокруг центра масс только на вычисленное по величине возмущающего ускорения значение.

Блок-схема системы управления движением приведена на чертеже.

Устройство состоит из блока выдачи угла 1, блока выдачи угловой скорости 2, первого и второго сумматоров 3, 5 соответственно, релейного усилителя 4, исполнительных органов управления движением вокруг центра масс 6, блока включения двигателей перемещения центра масс 7, блока тестового включения 8, блока вычисления приращения скорости 9, блока вычисления длительности опережающих включений 10 и 2-х блоков коммутации 11, 12, исполнительных органов управления движением центра масс 13.

При этом выход блока выдачи угла 1 подключен к первому входу первого сумматора 3, ко второму входу которого подключен выход блока выдачи угловой скорости 2, а выход первого сумматора подключен к релейному усилителю с зоной нечувствительности 4. Выход блока тестового включения 8 соединен с исполнительными органами управления движением центра масс 13 и первым входом первого блока коммутации 11, выход блока включения двигателей перемещения центра масс 7 соединен с исполнительными органами управления движением центра масс 13 и первым входом второго блока коммутации 12, выход блока выдачи угловой скорости 2 соединен с первым входом блока вычисления приращения скорости 9, выход которого через блок вычисления длительности опережающих включений 10 соединен со вторым входом второго блока коммутации 12, ко второму входу блока вычисления приращения скорости 9 подключен выход блока тестового включения 8, выход второго блока коммутации 12 соединен со вторым входом второго сумматора 5, выход которого соединен со вторым входом первого блока коммутации 11, а выход первого блока коммутации 11 соединен с исполнительными органами управления движением вокруг центра масс 6, при этом выход релейного усилителя с зоной нечувствительности 4 соединен со вторым входом второго сумматором 5.

В момент включения системы блок управления 8 выдает команду на включение ИО управления движением центра масс 13 на заранее заданную длительность. Внутри этой заданной длительности выбирается интервал времени, на котором блок 9 фиксирует приращение угловой скорости.

Длительность тестового включения и интервал времени для определения приращения угловой скорости выбирается из условия минимального влияния запаздывания на вычисление фактического ускорения. Величина приращения скорости выдается в блок вычисления длительности опережающих включений 10. В блоке 10 по величине приращения скорости и длительности тестового включения вычисляются возмущающее ускорение. По соотношению вычисленного возмущающего и расчетного управляющего ускорений, определяется необходимая длительность опережающих включений ИО управления движением вокруг центра масс 6 с тем, чтобы устранить влияние возмущающего ускорения на процесс регулирования параметров движения. После этого, при включении двигателей для коррекции движения центра масс корабля (из блока 7), что и вызывает появление возмущающего ускорения, будут включаться и управляющие угловым движением двигатели, чтобы скомпенсировать воздействие на корабль возмущающего ускорения.

Для регулирования угловых координат на вход первого сумматора 3 подаются угол из блока 1 и угловая скорость из блока 2. Первый сумматор формирует управляющую функцию

где — ϕ — угол рассогласования,

— ω — угловая скорость,

— К — коэффициент демпфирования.

Управляющая функция выдается на вход релейного усилителя с зоной нечувствительности d1. При |ξ|d1 начинается включение ИО управления движением вокруг центра масс для устранения появившегося рассогласования. Обычно, пока |ξ|≤d2 производится импульсное приложение управляющих воздействий, длительность которых регулируется в зависимости от величины ξ. При |ξ| d2 ИО управления движением вокруг центра масс включаются в непрерывный режим.

При включении системы управления движением блок тестового включения (блок 8) включит ИО управления движением центра масс 13 на заранее заданную длительность, а также выдаст команду в блок вычисления приращения скорости 9. По этой команде блок 9 в заранее определенные моменты времени на фоне работающих ИО сделает два отсчета угловой скорости и вычислит ее приращение. Величина приращения скорости поступит в блок вычисления длительности опережающих включений 10, где будет определена величина возмущающего ускорения по приращению угловой скорости на определенном временном интервале, а также вычислена длительность опережающих включений ИО управления движением вокруг центра масс 6 по соотношению между величинами возмущающего ускорения и управляющего. Вычисленная длительность поступит на вход 2-го блока коммутации 12, который будет подавать это значение только тогда, когда получит команду из блока 7 о включении ИО перемещения центра масс.

На время тестового включения 1-й блок коммутации 11 запретит подачу команд на включения ИО из 2-го сумматора 5 для коррекции углового положения КА.

Предлагаемое устройство может быть реализовано известными техническими решениями.

Блок выдачи угла 1 может быть исполнен в виде инфракрасной вертикали (ИКВ), используемой на транспортных кораблях «Прогресс М» и «Союз ТМ».

Блок выдачи угловой скорости 2 может быть выполнен в виде гироскопического прибора — датчика угловых скоростей, используемых на транспортных кораблях «Прогресс М» и «Союз ТМ».

Сумматоры 3 и 5 могут быть реализованы на основе стандартных усилителей постоянного тока.

Релейный усилитель с зоной нечувствительности 4 может быть выполнен на основе схемы, использующей 2 усилителя постоянного тока с разомкнутой обратной связью и разнополярными опорными напряжениями, выходы которых суммируются на третьем усилителе постоянного тока. Все три усилителя охвачены отрицательной обратной связью, выполненной на основе усилителя постоянного тока с включением емкости в его цепь обратной связи в «Практике аналогового моделирования динамических систем» авторов И.М.Тетельбаум, Ю.Р.Шнейдер, Москва, Энергоатомиздат, 1987 г.

Исполнительные органы 6 могут быть выполнены на основе реактивных двигателей, используемых на транспортных кораблях «Прогресс М» и «Союз ТМ»

Блок включения двигателей перемещения центра масс 7 и блок тестового включения 8 могут быть реализованы на основе схемы генератора единичных сигналов, указанной в «Практике аналогового моделирования динамических систем» авторов И.М.Тетельбаум, Ю.Р.Шнейдер, Москва, Энергоатомиздат, 1987 г.

Блок вычисления приращения скорости 9 может быть выполнен на основе схемы генератора единичных сигналов (см. 3.2.5) и схемы запоминания мгновенного значения переменной (см. 4.5.4), указанных в «Практике аналогового моделирования динамических систем» авторов И.М.Тетельбаум, Ю.Р.Шнейдер, Москва, Энергоатомиздат, 1987 г.

Блок вычисления длительности опережающих включений 10 может быть реализован на основе схемы генератора прямоугольных колебаний (см. 3.3.31), указанной в «Практике аналогового моделирования динамических систем» авторов И.М.Тетельбаум, Ю.Р.Шнейдер, Москва, Энергоатомиздат, 1987 г.

Блок коммутации 11, 12 может быть выполнен на основе усилителей постоянного тока и реле постоянного тока с нормально замкнутыми и разомкнутыми контактами.

Система управления движением космического аппарата, содержащая блок выдачи угла, блок выдачи угловой скорости, первый сумматор, релейный усилитель с зоной нечувствительности и исполнительные органы управления движением вокруг центра масс, причем выход блока выдачи угла подключен к первому входу первого сумматора, ко второму входу которого подключен выход блока выдачи угловой скорости, а выход первого сумматора подключен к релейному усилителю с зоной нечувствительности, отличающаяся тем, что в нее введены блок включения двигателей перемещения центра масс, блок тестового включения исполнительных органов управления движением центра масс, блок вычисления приращения угловой скорости, блок вычисления длительности опережающих включений исполнительных органов управления движением вокруг центра масс, второй сумматор, первый и второй блоки коммутации и исполнительные органы управления движением центра масс, при этом выход указанного блока тестового включения соединен с исполнительными органами управления движением центра масс и первым входом первого блока коммутации, выход блока включения двигателей перемещения центра масс соединен с исполнительными органами управления движением центра масс и первым входом второго блока коммутации, выход блока выдачи угловой скорости соединен с первым входом блока вычисления приращения угловой скорости, выход которого через указанный блок вычисления длительности опережающих включений соединен со вторым входом второго блока коммутации, ко второму входу блока вычисления приращения угловой скорости подключен выход указанного блока тестового включения, выход второго блока коммутации соединен со вторым входом второго сумматора, выход которого соединен со вторым входом первого блока коммутации, а выход первого блока коммутации соединен с исполнительными органами управления движением вокруг центра масс, при этом выход релейного усилителя с зоной нечувствительности соединен со вторым входом второго сумматора.

Похожие патенты:

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано, в частности, при сближении и причаливании в процессе стыковки. .

Источник: findpatent.ru