RU2454357C1 - Способ коррекции параметров программы ориентации при терминальном управлении наведением разгонного блока на заданную орбиту - Google Patents
Способ коррекции параметров программы ориентации при терминальном управлении наведением разгонного блока на заданную орбиту Download PDFInfo
- Publication number
- RU2454357C1 RU2454357C1 RU2010150082/11A RU2010150082A RU2454357C1 RU 2454357 C1 RU2454357 C1 RU 2454357C1 RU 2010150082/11 A RU2010150082/11 A RU 2010150082/11A RU 2010150082 A RU2010150082 A RU 2010150082A RU 2454357 C1 RU2454357 C1 RU 2454357C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pitch
- angular
- correction signal
- parameters
- velocity
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области терминального управления траекторным движением разгонных блоков, выводящих космические аппараты на заданную орбиту с помощью маршевого двигателя с нерегулируемой тягой. В способе прогнозируют параметры движения разгонного блока на момент отсечки маршевого двигателя и определяют по ним отклонения радиуса и радиальной скорости от их значений на заданной орбите. Определяют чувствительность этих траекторных параметров к изменению параметров программы ориентации. Формируют сигналы коррекции управления по углу тангажа и угловой скорости тангажа и суммируют поправки с программными значениями угла тангажа и угловой скорости. Вводят в указанную программу ориентации в качестве дополнительного параметра угловое ускорение тангажа и определяют чувствительность отклонений по радиусу и радиальной скорости к изменению углового ускорения. Определяют по прогнозируемым отклонениям радиуса и радиальной скорости от их значений на заданной орбите корректирующие поправки по угловой скорости тангажа и угловому ускорению тангажа. Ограничивают сигнал коррекции по угловой скорости тангажа на заданном уровне и изменяют сигнал коррекции по угловому ускорению тангажа пропорционально уровню ограничения сигнала коррекции по угловой скорости тангажа и обратно пропорционально сформированному значению сигнала коррекции по угловой скорости тангажа. Суммируют эти поправки с программными значениями угловой скорости и углового ускорения тангажа, определяя тем самым новые значения параметров программы ориентации. Достигается снижение уровня возмущений, действующих на контур угловой стабилизации разгонного блока, и повышение точности угловой стабилизации разгонного блока относительно заданной ориентации. 6 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к области терминального управления и может быть использовано в системах управления движением космических аппаратов, в частности разгонных блоков.
Известен способ коррекции параметров программы ориентации при терминальном управлении наведением разгонного блока (РБ) на заданную орбиту [1], заключающийся в том, что прогнозируют параметры движения РБ на момент отсечки маршевого двигателя, определяют по ним отклонения радиуса ΔR и радиальной скорости ΔV от их значений на заданной орбите, определяют чувствительность этих траекторных параметров к изменению параметров программы ориентации, формируют сигналы коррекции управления по углу тангажа Δϑ и угловой скорости тангажа 
, ограничивают сигнал коррекции по углу тангажа на заданном уровне 
и изменяют сигнал коррекции по угловой скорости тангажа пропорционально уровню ограничения сигнала коррекции по углу тангажа и обратно пропорционально сформированному значению сигнала коррекции по углу, тангажа. Эти поправки суммируют с программными значениями угла тангажа ϑ и угловой скорости 
, определяя тем самым новые значения параметров программы ориентации.
Недостатком известного способа является скачкообразное изменение программы ориентации РБ за счет коррекции угла тангажа, что отражается на точности стабилизации РБ относительно заданной ориентации. При скачках в программе ориентации (даже ограниченных) угловые отклонения угла тангажа от заданного направления могут выходить за допустимый интервал, определяющий требуемую точность направления вектора тяги. Отработка изменений в программе ориентации и приведение углового положения РБ в заданную трубку точности требует определенного времени на переходные процессы. Периодически повторяющиеся скачки в программе ориентации приводят к необходимости соответствующих отклонений маршевого двигателя для создания управляющих моментов, и это приводит к дополнительным возмущениям в контурах угловой стабилизации.
На фиг.1 приведен пример изменения программы ориентации по углу тангажа (Δϑпр) при известном способе коррекции ее параметров. При ограничении поправки по углу тангажа в пределах ±6 градусов происходит пилообразное изменение программы ориентации по углу тангажа в течение 250 сек (фиг.1) и из-за этого отклонения по углу тангажа от заданных значений (Δϑзад) достигают 1.7 град (фиг.2), превышая заданную трубку точности ±1 градус, а угловая скорость изменения угла тангажа (ω) доходит до 1.5 град/сек (фиг.3).
Техническим результатом изобретения является повышение точности угловой стабилизации РБ относительно заданной ориентации за счет снижение уровня возмущений, действующих на контур угловой стабилизации РБ.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе коррекции параметров программы ориентации при терминальном управлении наведением РБ на заданную орбиту, заключающемся в том, что прогнозируют параметры движения РБ на момент отсечки маршевого двигателя, определяют по ним отклонения радиуса и радиальной скорости от их значений на заданной орбите, определяют чувствительность этих траекторных параметров к изменению параметров программы ориентации, формируют сигналы коррекции управления по углу тангажа и угловой скорости тангажа, ограничивают сигнал коррекции по углу тангажа на заданном уровне, изменяют сигнал коррекции по угловой скорости тангажа пропорционально уровню ограничения сигнала коррекции по углу тангажа и обратно пропорционально сформированному значению сигнала коррекции по углу тангажа, суммируют эти поправки с программными значениями угла тангажа и угловой скорости, вводят согласно изобретению в указанную программу ориентации в качестве дополнительного параметра угловое ускорение тангажа, определяют чувствительность отклонений по радиусу и радиальной скорости к изменению углового ускорения, определяют по прогнозируемым отклонениям радиуса и радиальной скорости от их значений на заданной орбите корректирующие поправки по угловой скорости тангажа и угловому ускорению тангажа, ограничивают сигнал коррекции по угловой скорости тангажа на заданном уровне и изменяют сигнал коррекции по угловому ускорению тангажа пропорционально уровню ограничения сигнала коррекции по угловой скорости тангажа и обратно пропорционально сформированному значению сигнала коррекции по угловой скорости тангажа, суммируют эти поправки с программными значениями угловой скорости и углового ускорения тангажа, определяя тем самым новые значения параметров программы ориентации.
На фиг.1 представлена программа ориентации по углу тангажа (ϑпр) для известного способа формирования корректирующих поправок при ограничении сигнала коррекции по углу тангажа на уровне 
градусов, на фиг.2 приведены соответствующие этой программе отклонения по углу тангажа от заданной ориентации (Δϑзад), а на фиг.3 - угловые скорости изменения угла тангажа (ω), на фиг.4 представлена программа ориентации по углу тангажа (ϑпр) для предлагаемого способа формирования корректирующих поправок, на фиг.5 приведены соответствующие этой программе отклонения по углу тангажа от заданной ориентации (Δϑзад), а на фиг.6 представлены угловые скорости изменения угла тангажа (ω).
Предложенный способ коррекции параметров программы ориентации при терминальном управлении наведением РБ на заданную орбиту реализуется следующим образом.
Для продольного движения в программу ориентации РБ вводят дополнительный параметр - угловое ускорение по углу тангажа 
При этом изменение ускорения 
, нормального к базовой траектории, при изменении угловой скорости тангажа и его углового ускорения описывается нелинейной по времени зависимостью
в которой 
- ускорение РБ от маршевого двигателя, определяемое по формуле
где J - удельный импульс тяги маршевого двигателя;
τ - условное время сгорания массы РБ;
t - время, отсчитываемое от начала прогноза.
Производные изменения ускорения 
по управляющим воздействиям 
и 
имеют вид
Интегрирование этих производных дает в прогнозируемой точке окончания маневра функции чувствительности по радиальной скорости 
, а повторное интегрирование - по линейному отклонению от базовой траектории 
После интегрирования этих уравнений определяются следующие зависимости:
где Ls=ln[τ/(τ-ts)];
ts - время от момента определения поправок Δϑ, 
до окончания маневра, то есть оставшееся время до прогнозируемого момента отсечки маршевого двигателя.
Связь между отклонениями ΔV, ΔR и корректирующими поправками записывается в виде системы уравнений
из решения которой определяются искомые поправки
где 
,
Dk - определитель решаемой системы
На каждом такте терминального управления после расчета корректирующих поправок происходит скачкообразное изменение параметров программы ориентации. Для уменьшения этих скачков сигнал коррекции управления по угловой скорости тангажа ограничивают на заданном уровне 
и пропорционально этому изменению уменьшают сигнал коррекции по угловому ускорению
На фиг.4 представлена программа ориентации по углу тангажа для предлагаемого способа формирования корректирующих поправок при ограничении 
град/сек. Эта программа сформирована для тех же условий, что и программа по известному способу (фиг.1). При использовании предлагаемого способа программа ориентации не имеет скачков по углу тангажа, и это позволяет существенно улучшить процессы угловой стабилизации (фиг.5, 6). При этом отклонения по углу тангажа от заданного направления (фиг.5) уменьшились до значений ±0.15 град (примерно на порядок по сравнению с прототипом), а колебания по угловой скорости с отклонениями ±1 град/сек (в прототипе) сократились до ±0.25 град/сек.
Источник информации
1. Патент РФ №2211786, 18.01.2002, B64G 1/24.
Claims (1)
- Способ коррекции параметров программы ориентации при терминальном управлении наведением разгонного блока на заданную орбиту, заключающийся в том, что прогнозируют параметры движения разгонного блока на момент отсечки маршевого двигателя, определяют по ним отклонения радиуса и радиальной скорости от их значений на заданной орбите, определяют чувствительность этих траекторных параметров к изменению параметров программы ориентации, формируют сигналы коррекции управления по углу тангажа и угловой скорости тангажа, ограничивают сигнал коррекции по углу тангажа на заданном уровне, изменяют сигнал коррекции по угловой скорости тангажа пропорционально уровню ограничения сигнала коррекции по углу тангажа и обратно пропорционально сформированному значению сигнала коррекции по углу тангажа, суммируют эти поправки с программными значениями угла тангажа и угловой скорости, отличающийся тем, что вводят в указанную программу ориентации в качестве дополнительного параметра угловое ускорение тангажа, определяют чувствительность отклонений по радиусу и радиальной скорости к изменению углового ускорения, определяют по прогнозируемым отклонениям радиуса и радиальной скорости от их значений на заданной орбите корректирующие поправки по угловой скорости тангажа и угловому ускорению тангажа, ограничивают сигнал коррекции по угловой скорости тангажа на заданном уровне и изменяют сигнал коррекции по угловому ускорению тангажа пропорционально уровню ограничения сигнала коррекции по угловой скорости тангажа и обратно пропорционально сформированному значению сигнала коррекции по угловой скорости тангажа, суммируют эти поправки с программными значениями угловой скорости и углового ускорения тангажа, определяя тем самым новые значения параметров программы ориентации.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010150082/11A RU2454357C1 (ru) | 2010-12-08 | 2010-12-08 | Способ коррекции параметров программы ориентации при терминальном управлении наведением разгонного блока на заданную орбиту |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010150082/11A RU2454357C1 (ru) | 2010-12-08 | 2010-12-08 | Способ коррекции параметров программы ориентации при терминальном управлении наведением разгонного блока на заданную орбиту |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2454357C1 true RU2454357C1 (ru) | 2012-06-27 |
Family
ID=46681862
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010150082/11A RU2454357C1 (ru) | 2010-12-08 | 2010-12-08 | Способ коррекции параметров программы ориентации при терминальном управлении наведением разгонного блока на заданную орбиту |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2454357C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2739645C1 (ru) * | 2019-12-25 | 2020-12-28 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП") | Способ компенсации потери тяги двигателями ориентации разгонного блока |
| CN113466483A (zh) * | 2021-06-17 | 2021-10-01 | 北京控制工程研究所 | 无陀螺情况下卫星角速度异常故障在线智能诊断方法 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6471161B1 (en) * | 1999-12-27 | 2002-10-29 | Lockheed Martin Corporation | Satellite attitude control system |
| RU2211786C1 (ru) * | 2002-01-18 | 2003-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" | Способ коррекции параметров программы изменения продольного движения при терминальном управлении наведением разгонного блока на заданную орбиту |
| RU2223894C1 (ru) * | 2002-05-30 | 2004-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" | Способ формирования терминального управления наведением разгонного блока на заданную орбиту |
| RU2254271C2 (ru) * | 2003-06-27 | 2005-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Способ коррекции параметров программы изменения продольного движения при терминальном управлении наведением разгонного блока на заданную орбиту |
-
2010
- 2010-12-08 RU RU2010150082/11A patent/RU2454357C1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6471161B1 (en) * | 1999-12-27 | 2002-10-29 | Lockheed Martin Corporation | Satellite attitude control system |
| RU2211786C1 (ru) * | 2002-01-18 | 2003-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" | Способ коррекции параметров программы изменения продольного движения при терминальном управлении наведением разгонного блока на заданную орбиту |
| RU2223894C1 (ru) * | 2002-05-30 | 2004-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" | Способ формирования терминального управления наведением разгонного блока на заданную орбиту |
| RU2254271C2 (ru) * | 2003-06-27 | 2005-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Способ коррекции параметров программы изменения продольного движения при терминальном управлении наведением разгонного блока на заданную орбиту |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2739645C1 (ru) * | 2019-12-25 | 2020-12-28 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП") | Способ компенсации потери тяги двигателями ориентации разгонного блока |
| CN113466483A (zh) * | 2021-06-17 | 2021-10-01 | 北京控制工程研究所 | 无陀螺情况下卫星角速度异常故障在线智能诊断方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN110244721B (zh) | 自动驾驶控制方法、装置、设备及存储介质 | |
| US10507899B2 (en) | Motion control device and motion control method for ship | |
| US10401856B2 (en) | Vehicle travel control apparatus | |
| JP6271043B2 (ja) | 軌道制御装置および衛星 | |
| CN105387859A (zh) | Mems传感器组合温度漂移误差补偿方法 | |
| Ji et al. | Time-varying sliding mode guidance scheme for maneuvering target interception with impact angle constraint | |
| CN108387140A (zh) | 一种考虑多个禁飞区约束的解析再入制导方法 | |
| RU2424954C1 (ru) | Способ управления движением разгонного блока на участке доразгона | |
| CN110926464A (zh) | 一种基于双模式的惯性导航方法及系统 | |
| EP4068042B1 (en) | Recovery control method and apparatus for rocket, electronic device and storage medium | |
| RU2454357C1 (ru) | Способ коррекции параметров программы ориентации при терминальном управлении наведением разгонного блока на заданную орбиту | |
| CN107505845A (zh) | 一种提高倾斜镜控制系统扰动抑制能力的控制方法 | |
| CN103684628A (zh) | 一种目标轨道与星下点轨迹同时捕获方法 | |
| CN115562314B (zh) | 运载火箭子级落区控制方法、系统、介质及计算机设备 | |
| CN114491811A (zh) | 一种运载火箭分离体的弹道设计方法 | |
| CN112099006A (zh) | 一种合成孔径雷达相对定位误差校正方法、系统及装置 | |
| CN116045744A (zh) | 一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置 | |
| RU2432595C1 (ru) | Способ коррекции параметров программы ориентации разгонного блока | |
| CN105466456A (zh) | 动中通天线稳定陀螺动态消除零点漂移的方法 | |
| GB2512088A (en) | Apparatus for controlling a spacecraft during docking | |
| CN110032199B (zh) | 火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿方法和装置 | |
| RU2498216C1 (ru) | Гирокомпасная система ориентации искусственного спутника земли | |
| Viswanath et al. | Disturbance observer based sliding mode control for proportional navigation guidance | |
| CN110209179A (zh) | 一种高超声速飞行器的快速高度跟踪算法 | |
| CN112596537B (zh) | 用于在线轨迹规划的模型误差补偿方法、系统及存储介质 |