RU2564936C1 - Способ ориентации космического аппарата по углу крена и устройство для его реализации - Google Patents
Способ ориентации космического аппарата по углу крена и устройство для его реализации Download PDFInfo
- Publication number
- RU2564936C1 RU2564936C1 RU2014135855/11A RU2014135855A RU2564936C1 RU 2564936 C1 RU2564936 C1 RU 2564936C1 RU 2014135855/11 A RU2014135855/11 A RU 2014135855/11A RU 2014135855 A RU2014135855 A RU 2014135855A RU 2564936 C1 RU2564936 C1 RU 2564936C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- adder
- input
- output
- normally
- integrator
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космических аппаратов (КА). Устройство ориентации КА по углу крена содержит десять сумматоров, четыре усилителя, четыре интегратора, модель двигателя-маховика, двигатель-маховик, два блока памяти, нормально-разомкнутый переключатель, три нормально-замкнутых переключателя, астродатчик, основной контур ориентации (ОКО), КА, модель ОКО. Изобретение позволяет повысить точность и надежность ориентации КА по углу крена. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области систем управления нестационарными объектами, в частности к системам управления ориентацией космического аппарата (КА) по углу крена при отсутствии измерителя угловой скорости.
Известен способ ориентации КА по углу крена, заключающийся в том, что формируют сигнал задания, измеряют угол крена, определяют сигнал ошибки, из которого формируют сигнал управления [1].
Известно также и устройство для ориентации КА по углу крена, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, третий сумматор, двигатель-маховик, четвертый сумматор, космический аппарат и астродатчик, выход которого через первый нормально-замкнутый переключатель соединен с первым входом первого сумматора [1] (прототип).
Недостатками известных способа и устройства является низкая точность и надежность процедуры ориентации КА при отсутствии датчика угловой скорости и малой надежности астродатчика. С целью устранения указанных недостатков предложенный способ отличается тем, что определяют сигнал оценки угла крена, сигнал оценки угловой скорости, сигнал оценки ошибки и сигнал оценки управления, вычитают из сигнала ошибки сигнал оценки угловой скорости, определяют первый сигнал разности сигнала оценки управления и сигнала управления и суммируют сигнал управления и интеграл первого сигнала разности, определяют второй сигнал разности сигнала оценки угла крена и сигнала крена, формируют из второго сигнала разности сигнал суммы пропорциональной, дифференциальной и интегральной составляющих и сигнал суммы вычитают из сигнала оценки ошибки.
Устройство для реализации способа ориентации КА отличается тем, что оно дополнительно содержит четыре интегратора, два блока памяти, два нормально-замкнутых переключателя, нормально-разомкнутый переключатель, три усилителя, шесть сумматоров, второй вход первого сумматора через последовательно соединенные пятый сумматор, второй усилитель, шестой сумматор, модель двигателя-маховика, первый интегратор, седьмой сумматор, второй интегратор, восьмой сумматор, второй нормально-замкнутый переключатель, третий интегратор, девятый сумматор, третий нормально-замкнутый переключатель и первый блок памяти подключен ко второму входу пятого сумматора, выход второго нормально-замкнутого переключателя соединен со вторым входом девятого сумматора, а через второй блок памяти - со вторым входом седьмого сумматора, выход которого через третий усилитель соединен со вторыми входами второго и шестого сумматоров, выход астродатчика соединен со вторым входом восьмого сумматора, выход второго интегратора соединен с третьим входом пятого сумматора, а через нормально-разомкнутый переключатель - с третьим входом первого сумматора, выход шестого сумматора соединен через последовательно подключенные десятый сумматор, четвертый усилитель и четвертый интегратор со вторым входом третьего сумматора, выход которого соединен со вторым входом десятого сумматора.
Устройство для реализации способа ориентации КА приведено на чертеже.
Рассматривается случай, когда датчик угловой скорости
отсутствует, а в качестве измерителя угла крена φ(t) используется астродатчик. На чертеже приняты следующие обозначения:
1 - пятый сумматор;
2 - второй усилитель;
3 - шестой сумматор;
4 - модель двигателя-маховика;
5 - третий сумматор;
6 - третий усилитель;
7 - второй блок памяти;
8 - первый интегратор;
9 - второй интегратор;
10 - нормально-разомкнутый переключатель;
11 - десятый сумматор;
12 - четвертый усилитель;
13 - третий нормально-замкнутый переключатель;
14 - четвертый интегратор;
15 - первый блок памяти;
16 - девятый сумматор;
17 - третий интегратор;
18 - восьмой сумматор;
19 - второй нормально-замкнутый переключатель;
20 - первый нормально-замкнутый переключатель;
21 - астродатчик;
22 - основной контур ориентации (ОКО);
23 - первый сумматор;
24 - первый усилитель;
25 - второй сумматор;
26 - двигатель-маховик;
27 - четвертый сумматор;
28 - космический аппарат (КА);
29 - модель ОКО;
30 - седьмой сумматор.
Структура ОКО 22 описана в [1] и отличается лишь тем, что в ней отсутствует датчик угловой скорости
в обратной связи. Именно поэтому ОКО 22 в исходном состоянии неустойчив. Получение угловой скорости
путем дифференцирования выходного сигнала астродатчика φ(t) нежелательно, т.к. сигнал φ(t) измеряется с помехой и при дифференцировании сигнал
будет определяться с большой ошибкой.
Структура ОКО 22, как видно из чертежа, состоит из последовательно соединенных первого сумматора 23, первого усилителя 24, второго сумматора 25, третьего сумматора 5, двигателя-маховика 26, четвертого сумматора 27, КА 28 и астродатчика 21, выход которого соединен со входом первого сумматора 23 через первый нормально-замкнутый переключатель 20.
Для устойчивости ОКО 22 не хватает обратной связи по угловой скорости
[1]. На входы КА 28 поступают координатная MB(t) и параметрическая F(t) помехи, которые уменьшают точность ориентации КА 28. Для обеспечения устойчивости ОКО 22 введена параллельно модель ОКО 29 (на чертеже обведен пунктирной линией), которая по структуре аналогична ОКО 22 и состоит из пятого сумматора 1, второго усилителя 2, шестого сумматора 3, модели двигателя-маховика 4, первого интегратора 8, седьмого сумматора 30, второго интегратора 9 и третьего усилителя 6.
Дифференциальные уравнения (ДУ), описывающие движение ОКО 22 и модели ОКО 29, имеют второй порядок [1], а параметры дифференциальных уравнений не равны, т.к. момент инерции J(t) КА 28 меняется во времени и является неизвестной величиной.
Параметры ДУ модели ОКО 29 выбраны так, чтобы они обеспечивали устойчивость движения. Для обеспечения устойчивости ОКО 22 на вход второго сумматора 25 подается через третий усилитель 6 оценка угловой скорости
.
Для обеспечения точности определения оценки
вводится цепь компенсации, состоящая из десятого сумматора 11, четвертого усилителя 12 и четвертого интегратора 14, которая формирует на выходе четвертого интегратора 14 сигнал ΔU(t), компенсирующий действие помехи MB(t) в ОКО 22 при условии, что
, т.е. при равенстве параметров ДУ ОКО 22 и модели ОКО 29. Действительно, на ОКО 22 помеха MB(t) действует, а на модель ОКО 29 не действует, поэтому управление U(t), получаемое с выхода третьего сумматора 5, и оценка управления
с выхода шестого сумматора 3 не будут совпадать. Разность
с выхода десятого сумматора 11 через четвертый усилитель 12 поступает на вход четвертого интегратора 14, который изменяет свой выходной сигнал до тех пор, пока U(t) не будет равен
. Но так как причиной возникновения неравенства
является действие помехи MB(t), то при
и
действие MB(t) в ОКО 22 будет скомпенсировано сигналом ΔU(t) с выхода четвертого интегратора 14.
Для обеспечения равенства
формируется с использованием метода покомпонентного формирования управлений (МПФУ) [2] сигнал коррекции модели ОКО 29 в виде
λ, а 0, а 1=const>0,
Сигнал коррекции
реализуется с помощью соединения восьмого сумматора 18, второго нормально-замкнутого переключателя 19, третьего интегратора 17, девятого сумматора 16, третьего нормально-замкнутого переключателя 13, первого блока памяти 15 и пятого сумматора 1.
Сигнал коррекции
непосредственно реализовать нельзя, т.к. для определения
требуется измеритель угловой скорости
, который в ОКО 22 отсутствует, поэтому путем эквивалентного преобразования вместо
на входе модели ОКО 29 сигнал λε(t) подается на вход седьмого сумматора 30, установленного после первого интегратора 8.
Наличие первого 20 и второго 19 нормально-замкнутых переключателей, а также нормально-разомкнутого переключателя 10 позволяет на некоторое время (как показывает практика использования процесса ориентации КА 28, на время приблизительно 5-10 минут) отключать астродатчик 21 и использовать для организации функционирования ОКО 29 только информацию об оценках угловой скорости
и угла крена
.
Таким образом, в случае выхода из строя гироскопического измерителя вектора угловой скорости (который может применяться вместо астродатчика 21 [1]) или астродатчика 21 путем переключения ОКО 22 на измерения с помощью исправного измерителя угловой скорости
или угла крена
повышается точность и надежность процедуры ориентации КА по углу крена.
Изобретательский уровень предложенного технического решения подтверждается отличительными частями формулы изобретения.
Литература
1. Васильев В.Н. Системы ориентации космических аппаратов / В.Н. Васильев. - М.: ФГУП «НПП ВНИИЭМ», 2009. С.149-156 (прототип).
2. Лащев А.Я. Метод синтеза адаптивных систем управления с эталонной моделью. Приборы и системы. Управление, контроль, диагностика. 2007. №1. С.2-6.
Claims (1)
- Устройство ориентации космического аппарата по углу крена, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, третий сумматор, двигатель-маховик, четвертый сумматор, космический аппарат и астродатчик, выход которого через первый нормально-замкнутый переключатель соединен с первым входом первого сумматора, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит четыре интегратора, два блока памяти, два нормально-замкнутых переключателя, нормально-разомкнутый переключатель, три усилителя, шесть сумматоров, второй вход первого сумматора через последовательно соединенные пятый сумматор, второй усилитель, шестой сумматор, модель двигателя-маховика, первый интегратор, седьмой сумматор, второй интегратор, восьмой сумматор, второй нормально-замкнутый переключатель, третий интегратор, девятый сумматор, третий нормально-замкнутый переключатель и первый блок памяти подключен ко второму входу пятого сумматора, выход второго нормально-замкнутого переключателя соединен со вторым входом девятого сумматора, а через второй блок памяти - со вторым входом седьмого сумматора, выход которого через третий усилитель соединен со вторыми входами второго и шестого сумматоров, выход астродатчика соединен со вторым входом восьмого сумматора, выход второго интегратора соединен с третьим входом пятого сумматора, а через нормально-разомкнутый переключатель - с третьим входом первого сумматора, выход шестого сумматора соединен через последовательно подключенные десятый сумматор, четвертый усилитель и четвертый интегратор со вторым входом третьего сумматора, выход которого соединен со вторым входом десятого сумматора.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014135855/11A RU2564936C1 (ru) | 2014-09-04 | 2014-09-04 | Способ ориентации космического аппарата по углу крена и устройство для его реализации |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014135855/11A RU2564936C1 (ru) | 2014-09-04 | 2014-09-04 | Способ ориентации космического аппарата по углу крена и устройство для его реализации |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2564936C1 true RU2564936C1 (ru) | 2015-10-10 |
Family
ID=54289711
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014135855/11A RU2564936C1 (ru) | 2014-09-04 | 2014-09-04 | Способ ориентации космического аппарата по углу крена и устройство для его реализации |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2564936C1 (ru) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4012018A (en) * | 1973-10-04 | 1977-03-15 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | All sky pointing attitude control system |
FR2694626A1 (fr) * | 1992-08-07 | 1994-02-11 | Thomson Csf | Procédé et dispositif de pilotage en repère stabilisé d'un missile. |
RU2374602C2 (ru) * | 2007-12-05 | 2009-11-27 | Открытое акционерное общество "Головное системное конструкторское бюро Концерна ПВО "Алмаз-Антей " имени академика А.А. Расплетина"(ОАО ГСКБ "Алмаз-Антей") | Способ формирования сигналов управления симметричной ракетой |
RU2412873C1 (ru) * | 2009-11-02 | 2011-02-27 | Федеральное Государственное унитарное предприятие Государственный научно-производственный ракетно-космический центр (ФГУП ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Способ ориентации целевой аппаратуры космических аппаратов и устройство, его реализующее |
-
2014
- 2014-09-04 RU RU2014135855/11A patent/RU2564936C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4012018A (en) * | 1973-10-04 | 1977-03-15 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | All sky pointing attitude control system |
FR2694626A1 (fr) * | 1992-08-07 | 1994-02-11 | Thomson Csf | Procédé et dispositif de pilotage en repère stabilisé d'un missile. |
RU2374602C2 (ru) * | 2007-12-05 | 2009-11-27 | Открытое акционерное общество "Головное системное конструкторское бюро Концерна ПВО "Алмаз-Антей " имени академика А.А. Расплетина"(ОАО ГСКБ "Алмаз-Антей") | Способ формирования сигналов управления симметричной ракетой |
RU2412873C1 (ru) * | 2009-11-02 | 2011-02-27 | Федеральное Государственное унитарное предприятие Государственный научно-производственный ракетно-космический центр (ФГУП ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Способ ориентации целевой аппаратуры космических аппаратов и устройство, его реализующее |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN108226920B (zh) | 一种基于预测值处理多普勒量测的机动目标跟踪系统及方法 | |
Park et al. | Magnetic compass fault detection method for GPS/INS/magnetic compass integrated navigation systems | |
Bordonaro et al. | Consistent linear tracker with position and range rate measurements | |
RU2564936C1 (ru) | Способ ориентации космического аппарата по углу крена и устройство для его реализации | |
Bordonaro et al. | Performance analysis of the converted range rate and position linear Kalman filter | |
Annabattula et al. | Underwater passive target tracking in constrained environment | |
RU2296348C2 (ru) | Следящий измеритель с обнаружителем маневра и адаптивной коррекцией прогноза | |
RU2601143C1 (ru) | Адаптивный экстраполятор | |
Yong et al. | An asynchronous sensor bias estimation algorithm utilizing targets’ positions only | |
Ciosas et al. | NLOS mitigation in TOA-based indoor localization by nonlinear filtering under skew t-distributed measurement noise | |
da Silva Jr et al. | Analytical bounds for efficient crack growth computation | |
Caniou et al. | Distribution-based global sensitivity analysis using polynomial chaos expansions | |
ogly Aliev et al. | Technologies for forming equivalent noises of noisy signals and their use | |
RU2514649C2 (ru) | Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации | |
Emel’yanov et al. | Signal differentiation in automatic control systems | |
RU2536010C1 (ru) | Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации | |
RU2519288C1 (ru) | Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации | |
RU2679598C1 (ru) | Способ адаптивного сопровождения радиолокационных целей и устройство для его реализации | |
RU2406098C1 (ru) | Способ определения наклонной дальности до движущейся цели по минимальному числу пеленгов | |
RU2444038C1 (ru) | Цифровая следящая система | |
Levant et al. | Discrete-time sliding-mode-based differentiation | |
RU2501720C1 (ru) | Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации | |
RU2628279C2 (ru) | Устройство идентификации параметров акселерометра | |
Fei et al. | Particle filter for underwater bearings-only passive target tracking | |
RU2514650C2 (ru) | Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200905 |