RU2270789C2 - Method of control of spacecraft motion - Google Patents
Method of control of spacecraft motion Download PDFInfo
- Publication number
- RU2270789C2 RU2270789C2 RU2003134269/11A RU2003134269A RU2270789C2 RU 2270789 C2 RU2270789 C2 RU 2270789C2 RU 2003134269/11 A RU2003134269/11 A RU 2003134269/11A RU 2003134269 A RU2003134269 A RU 2003134269A RU 2270789 C2 RU2270789 C2 RU 2270789C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- control actions
- angular velocity
- duration
- acceleration
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при коррекции движения космического аппарата, например, при сближении, причаливании.The invention relates to space technology and can be used to correct the motion of a spacecraft, for example, during approach, approaching.
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. При причаливании информация о включении двигателей перемещения центра масс не используется в известных способах управления.Spacecraft (SC), designed to perform the approach, are equipped with orientation control engines and correction of the center of mass movement. Since, in practice, the thrust vector of the correction engines for the center of mass motion cannot be directed through the center of mass of the spacecraft, when they are turned on, disturbing acceleration always arises, which should be compensated by its orientation system by its engines. When approaching, information about the inclusion of engines moving the center of mass is not used in known control methods.
Известен способ управления движением вокруг центра масс, который использовался при коррекции движения центра масс космического аппарата для устранения появляющегося от возмущающего момента рассогласования, при котором приложение управляющих воздействий в канале ориентации производят только при превышении угловой скоростью заданного порогового значения. Устройство, использующее этот способ, описано в книге Лебедев А.А., Соколов В.Б. Встреча на орбите. М.: Машиностроение, 1969 г.A known method of controlling movement around the center of mass, which was used to correct the motion of the center of mass of the spacecraft to eliminate the mismatch arising from the disturbing moment, in which the application of control actions in the orientation channel is performed only when the angular velocity exceeds a predetermined threshold value. A device using this method is described in the book Lebedev A.A., Sokolov V.B. Meeting in orbit. M .: Engineering, 1969
При приложении управляющих воздействий для коррекции движения центра масс возникающее возмущающее ускорение изменяет величину угловой скорости КА. При превышении угловой скоростью заданного порога срабатывания система ориентации включает двигатели для устранения появившегося рассогласования. Такой способ управления приводит к статической ошибке по угловой скорости, необходимой для того, чтобы система управления могла противодействовать возмущающему ускорению. И естественно, что среднее значение угловой скорости увеличивается при увеличении величины возмущающего ускорения.When control actions are applied to correct the motion of the center of mass, the arising perturbation acceleration changes the value of the angular velocity of the spacecraft. When the angular speed exceeds a predetermined threshold, the orientation system turns on the engines to eliminate the inconsistency that has appeared. Such a control method leads to a static error in the angular velocity necessary so that the control system can counteract the disturbing acceleration. And naturally, the average value of the angular velocity increases with increasing perturbation acceleration.
Известен способ управления движением вокруг центра масс, описанный в многочисленных публикациях, например, Лебедев А.А., Соколов В.Б. Встреча на орбите. М.: Машиностроение, 1969 г., стр.285-286, включающий определение угла и угловой скорости рассогласования, приложение управляющих воздействий для коррекции углового положения при превышении углом и угловой скоростью заданных ограничений, определение величины возмущающего ускорения при приложении управляющих воздействий для коррекции движения центра масс.A known method of controlling movement around the center of mass, described in numerous publications, for example, Lebedev A.A., Sokolov V.B. Meeting in orbit. M .: Engineering, 1969, pp. 285-286, including determining the angle and angular velocity of the mismatch, applying control actions to correct the angular position when the angle and the angular speed exceed the specified limits, determining the magnitude of the disturbing acceleration when applying control actions to correct the movement center of mass.
Для определения моментов приложения управляющих воздействийTo determine the moments of application of control actions
ξ=φ+к·ω,ξ = φ + k
где φ - угол рассогласования,where φ is the mismatch angle,
ω - угловая скорость,ω is the angular velocity,
к - коэффициент демпфирования.k is the damping coefficient.
Управляющая функция поступает на вход релейного усилителя с зоной нечувствительности d1. При |ξ| d1 начинается приложение управляющих воздействий для выбора рассогласования по углу и угловой скорости. Обычно, пока |ξ|≤3d1, производится импульсное приложение управляющих воздействий.The control function is fed to the input of the relay amplifier with deadband d 1 . For | ξ | d 1 begins the application of control actions to select the mismatch in the angle and angular velocity. Usually, while | ξ | ≤3d 1 , a pulse application of control actions is performed.
При наличии возмущающего ускорения от приложения управляющих воздействий при коррекции движения центра масс 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 и переходные процессы по углу и угловой скорости ухудшаются при увеличении запаздывания и величины возмущающего ускорения.In the presence of disturbing acceleration from the application of control actions when correcting the motion of the center of mass in the steady state, this control method provides an angular velocity below the threshold. However, a transient process in which the magnitude of the angular velocity is much greater than the value in the steady state can be time-consuming. This duration depends on the value of the mismatch angle at which disturbing acceleration appeared, and with the commonly used value k = 5-10 seconds, the duration is up to 10-15 seconds or more. In addition, the characteristics are critical to the value of the delay in the orientation system, and transients in angle and angular velocity deteriorate with increasing delay and the magnitude of disturbing acceleration.
Техническим результатом изобретения является повышение качества управления при возникновении возмущающего ускорения от приложения управляющих воздействий для коррекции движения центра масс.The technical result of the invention is to improve the quality of control in the event of disturbing acceleration from the application of control actions to correct the movement of the center of mass.
Технический результат достигается тем, что в способе управления движением (КА), включающем определение угла и угловой скорости рассогласования, приложение управляющих воздействий для коррекции углового положения при превышении углом и угловой скоростью заданных ограничений, определение величины возмущающего ускорения при приложении управляющих воздействий для коррекции движения центра масс, в отличие от известного, в нем с момента начала приложения управляющих воздействий для коррекции движения центра масс и до их окончания производят приложение опережающих управляющих воздействий для коррекции углового положения, длительность приложения которых пропорциональна длительности приложения управляющих воздействий для коррекции движения центра масс, а коэффициент пропорциональности определяют отношением величины определенного возмущающего ускорения к управляющему угловому ускорению, и увеличивают длительность управляющих воздействий для коррекции углового положения при превышении углом и угловой скоростью заданных ограничений на величину длительности опережающих управляющих воздействий.The technical result is achieved by the fact that in the method of motion control (SC), which includes determining the angle and angular velocity of the mismatch, the application of control actions for correcting the angular position when the angle and the angular speed exceeds the specified limits, determining the magnitude of the disturbing acceleration when applying control actions to correct the center movement masses, in contrast to the known mass, in it from the moment the control actions are applied to correct the motion of the center of mass and until their end They provide the application of leading control actions for correcting the angular position, the duration of application of which is proportional to the duration of applying control actions for correcting the motion of the center of mass, and the proportionality coefficient is determined by the ratio of the value of a certain disturbing acceleration to the control angular acceleration, and the duration of the control actions for correcting the angular position when the angle is exceeded is increased and angular velocity of the given restrictions on the duration of the opera harvesting control actions.
При этом определение величины возмущающего ускорения производят путем тестового приложения на заданное время управляющих воздействий для коррекции движения центра масс, вызывающих возмущающее ускорение в заданном канале управления движением вокруг центра масс, фиксируют приращение угловой скорости на заранее определенном интервале в пределах длительности тестового приложения управляющего воздействия и вычисляют величину возмущающего ускорения по величине приращения угловой скорости и интервалу времени, на котором зафиксирована угловая скорость, на время тестового приложения управляющих воздействий перемещения центра масс обнуляют приложение управляющих воздействий для коррекции углового положения при превышении углом и угловой скоростью заданных ограничений, длительности тестового включения и интервала для фиксации приращения угловой скорости времени выбирают из условия минимума влияния динамической ошибки на определение возмущающего ускорения.In this case, the value of the disturbing acceleration is determined by test application of the control actions for a given time to correct the center of mass movement causing the disturbance acceleration in the given motion control channel around the center of mass, the angular velocity increment is fixed at a predetermined interval within the duration of the control action test application and calculated the magnitude of the disturbing acceleration in terms of the increment of the angular velocity and the time interval over which the angular velocity, during the test application of the control actions the center of mass displacements zero the control actions to correct the angular position when the angle and angular velocity exceed the specified limits, the duration of the test switch-on and the interval for fixing the increment of the angular velocity of time is selected from the condition of the minimum influence of the dynamic error on the determination of the disturbing acceleration.
Технический результат в предлагаемом способе управления достигается за счет следующего:The technical result in the proposed control method is achieved due to the following:
- включение управляющих воздействий в канале ориентации одновременно с включением двигателей для коррекции движения центра масс (опережающие включения) до того, как под влиянием возмущающих ускорений изменятся угловые параметры, увеличивает быстродействие системы ориентации и снижает величину статической ошибки, необходимой для развития требуемой эффективности управляющих воздействий для компенсации воздействия возмущающего ускорения от включения двигателей для коррекции движения центра масс,- the inclusion of control actions in the orientation channel at the same time as the engines are turned on to correct the center of mass movement (leading inclusions) before the angular parameters change under the influence of disturbing accelerations, increases the speed of the orientation system and reduces the value of the static error necessary to develop the required efficiency of control actions for compensation for the effects of disturbing acceleration from turning on the engines to correct the movement of the center of mass,
- включение управляющих воздействий, равно как и увеличение их длительности при регулировании движения вокруг центра масс по угловым координатам, компенсирует влияние возмущающего воздействия, вследствие чего в системе ориентации допустимо увеличение запаздывания без ухудшения качества переходных процессов, что и подтвердило моделирование системы управления, в которой реализовано предложенное техническое решение.- the inclusion of control actions, as well as an increase in their duration when controlling movement around the center of mass in angular coordinates, compensates for the influence of the disturbing effect, as a result of which an increase in delay is acceptable in the orientation system without compromising the quality of transients, which confirmed the modeling of the control system in which proposed technical solution.
Предложенное техническое решение может быть реализовано следующим образом. По сигналу угла и угловой скорости формируется (например, на сумматоре) управляющая функцияThe proposed technical solution can be implemented as follows. By the signal of the angle and angular velocity, a control function is formed (for example, on the adder)
ξ=φ+к·ω,ξ = φ + k
где φ - угол рассогласования,where φ is the mismatch angle,
ω - угловая скорость,ω is the angular velocity,
к - коэффициент демпфирования.k is the damping coefficient.
Эта управляющая функция ξ поступает в релейный усилитель с зоной нечувствительности. При превышении ξ заданной зоны нечувствительности включаются, формируются управляющие импульсы, длительность которых пропорциональна величине ξ. Эти импульсы поступают на включение исполнительных органов (ИО) для коррекции углового положения КА.This control function ξ enters the relay amplifier with deadband. When ξ is exceeded, the specified deadband is turned on, control pulses are formed, the duration of which is proportional to the value of ξ. These pulses are fed to the inclusion of executive bodies (IO) to correct the angular position of the spacecraft.
При включении и в продолжении работы ИО для коррекции положения центра масс КА появляется и действует возмущающий момент. Поэтому одновременно для компенсации действующего возмущения начинают включение ИО (опережающие включения), управляющих движением вокруг центра масс. Длительность этих включений пропорциональна длительности включения двигателей для коррекции движения центра масс. Коэффициент пропорциональности определяют отношением величины возмущающего ускорения, возникающего от включений ИО для коррекции движения центра масс к управляющему угловому ускорению. Если в процессе коррекции положения центра масс появится необходимость устранить появившееся угловое рассогласование, то к длительности включения ИО, определенному по углу и угловой скорости, прибавляется длительность опережающих включений.When the IO is switched on and continues to work, a disturbing moment appears and acts to correct the position of the center of mass of the spacecraft. Therefore, at the same time, to compensate for the current perturbation, the start of switching on the EUT (leading inclusions) that control the motion around the center of mass. The duration of these inclusions is proportional to the duration of the inclusion of engines to correct the movement of the center of mass. The proportionality coefficient is determined by the ratio of the magnitude of the disturbing acceleration arising from the inclusions of the IO to correct the motion of the center of mass to the controlling angular acceleration. If in the process of correcting the position of the center of mass it becomes necessary to eliminate the angular mismatch that has appeared, then the duration of the leading inclusions is added to the duration of switching on the EUT, determined by the angle and angular velocity.
Расчетная величина возмущающего ускорения с определенной степенью точности известна из конструктивных характеристик КА - расположение двигателей, размещение приборов и полезного груза, расчетных характеристик исполнительных органов. В полете изменяется центровочная характеристика КА из-за выработки топлива, а поэтому изменяется и расчетное значение возмущающего ускорения. Для определения фактического возмущающего ускорения на конкретном участке полета до включения ИО для коррекции движения центра масс производится их тестовое включение в заранее выбранном канале управления и на заранее заданное время. В пределах заданной длительности включения заранее назначают интервал времени, на котором фиксируют приращение угловой скорости КА, после чего вычисляют фактическое угловое возмущающее ускорение. Длительность тестового включения и интервала для фиксации приращения угловой скорости выбирают из условия минимума влияния динамической ошибки при определении угловой скорости на вычисление возмущающего ускорения.The calculated value of disturbing acceleration with a certain degree of accuracy is known from the design characteristics of the spacecraft - the location of the engines, the placement of instruments and payload, the design characteristics of the executive bodies. In flight, the centering characteristic of the spacecraft changes due to fuel production, and therefore the calculated value of the disturbing acceleration also changes. To determine the actual perturbation acceleration in a specific flight section before turning on the AI to correct the motion of the center of mass, they are tested included in a pre-selected control channel and for a predetermined time. Within the specified inclusion duration, a time interval is preliminarily assigned for which the increment of the angular velocity of the spacecraft is fixed, after which the actual angular perturbation acceleration is calculated. The duration of the test inclusion and the interval for fixing the increment of the angular velocity is chosen from the condition of the minimum influence of the dynamic error in determining the angular velocity on the calculation of the disturbing acceleration.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003134269/11A RU2270789C2 (en) | 2003-11-27 | 2003-11-27 | Method of control of spacecraft motion |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003134269/11A RU2270789C2 (en) | 2003-11-27 | 2003-11-27 | Method of control of spacecraft motion |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2003134269A RU2003134269A (en) | 2005-05-10 |
| RU2270789C2 true RU2270789C2 (en) | 2006-02-27 |
Family
ID=35746509
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003134269/11A RU2270789C2 (en) | 2003-11-27 | 2003-11-27 | Method of control of spacecraft motion |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2270789C2 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2514649C2 (en) * | 2012-07-10 | 2014-04-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method of spaceship orienting and device to this end |
| RU2514650C2 (en) * | 2012-07-10 | 2014-04-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method of spaceship orienting and device to this end |
| RU2624889C2 (en) * | 2015-09-22 | 2017-07-07 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method of space vehicle orbital movement correction action |
| RU2714475C1 (en) * | 2019-01-10 | 2020-02-17 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственный центр "Малые космические аппараты" | Method to control movement of service spacecraft |
-
2003
- 2003-11-27 RU RU2003134269/11A patent/RU2270789C2/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ЛЕБЕДЕВ А.А., СОКОЛОВ В.Б. Встреча на орбите. Машиностроение. М. 1969. с.285-286. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2514649C2 (en) * | 2012-07-10 | 2014-04-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method of spaceship orienting and device to this end |
| RU2514650C2 (en) * | 2012-07-10 | 2014-04-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method of spaceship orienting and device to this end |
| RU2624889C2 (en) * | 2015-09-22 | 2017-07-07 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method of space vehicle orbital movement correction action |
| RU2714475C1 (en) * | 2019-01-10 | 2020-02-17 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственный центр "Малые космические аппараты" | Method to control movement of service spacecraft |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2003134269A (en) | 2005-05-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5042906B2 (en) | Ship automatic steering system | |
| CN106895853B (en) | Marine gyro compass alignment method assisted by electromagnetic log | |
| CN111208844B (en) | Aircraft longitudinal overload nonlinear control method based on overload angular speed | |
| RU2270789C2 (en) | Method of control of spacecraft motion | |
| CN110895418B (en) | Low-speed rotating aircraft control method and system for compensating dynamic lag of steering engine | |
| Brunner et al. | Comparison of numerical predictor-corrector and Apollo skip entry guidance algorithms | |
| RU2381965C1 (en) | Method to simultaneously correct triaxially-stabilised spacecraft circular orbit inclination vector holding and period | |
| Potter et al. | Optimum mixing of gyroscope and star tracker data. | |
| CN100588907C (en) | Ship optical fiber gyroscope strapping system initial posture determination method | |
| CN112537463B (en) | Satellite attitude control method and system | |
| RU2410296C2 (en) | Method of controlling movement of spacecraft around centre of mass to maintain orientation during perturbing acceleration | |
| CN116045744A (en) | Control method and device for solid carrier rocket separator remains falling area | |
| RU2323464C2 (en) | Method and device for controlling a guided missile by means of a drive which tracks orientation of trajectory | |
| Hageman et al. | Integration of online parameter identification and neural network for in-flight adaptive control | |
| Zosimovych | Modeling of spacecraft centre mass motion stabilization system | |
| Akimov et al. | Compensation for errors in determining the angle in the flight-navigation complex of the aircraft in case of failure of the satellite navigation system | |
| Yocum et al. | Control system design in the presence of severe structural dynamics interactions | |
| Zosimovych | Improving the spacecraft center of mass stabilization accuracy | |
| RU2376215C1 (en) | Method to control spacecraft in maintaining orientation | |
| Lorenz | Open-loop reference system for nonlinear control applied to unmanned helicopters | |
| RU2193160C1 (en) | Method increasing precision of biaxial controllable gyrostabilizer and biaxial controllable gyrostabilizer | |
| US8612068B2 (en) | Apparatus and method for propagating the attitude of a vehicle | |
| RU2440557C9 (en) | Method of increasing guidance accuracy of development steps for various purposes | |
| JP2001063699A (en) | Attitude controller for artificial satellite | |
| CN112325901B (en) | Method for calculating azimuth gyroscope scale in platform type inertial navigation mooring state |