RU2722628C2 - Способ управления программным разворотом разгонного блока - Google Patents
Способ управления программным разворотом разгонного блока Download PDFInfo
- Publication number
- RU2722628C2 RU2722628C2 RU2018139097A RU2018139097A RU2722628C2 RU 2722628 C2 RU2722628 C2 RU 2722628C2 RU 2018139097 A RU2018139097 A RU 2018139097A RU 2018139097 A RU2018139097 A RU 2018139097A RU 2722628 C2 RU2722628 C2 RU 2722628C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- booster unit
- liquid
- tank
- turn
- stage
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 13
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 23
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 claims abstract description 21
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 18
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 17
- 230000009471 action Effects 0.000 claims description 5
- 230000036316 preload Effects 0.000 claims description 3
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 abstract description 8
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 abstract description 8
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 abstract description 5
- 230000008859 change Effects 0.000 abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 230000009467 reduction Effects 0.000 abstract description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 abstract description 2
- 238000005259 measurement Methods 0.000 abstract description 2
- 238000005457 optimization Methods 0.000 abstract description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 abstract description 2
- 238000004088 simulation Methods 0.000 abstract description 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 abstract 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 abstract 1
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 abstract 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 6
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 4
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 238000012885 constant function Methods 0.000 description 1
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 1
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 description 1
- 230000003534 oscillatory effect Effects 0.000 description 1
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Feedback Control In General (AREA)
- Vibration Prevention Devices (AREA)
Abstract
Изобретение относится к управлению ориентацией жидкостного разгонного блока (РБ) во время работы продольно установленных двигателей поджатия топлива (или маршевой двигательной установки). Априорная информация (известная до полета РБ) о параметрах колебаний жидкости в баке РБ имеет достаточную точность (как показывает моделирование) для организации двухступенчатого программного разворота РБ без измерения положения жидкости в баке. Разворот производят так, чтобы вынужденные колебания жидкости на второй его ступени были противофазными свободным колебаниям, вызванным первой ступенью, и тем самым их гасили. Для организации такого процесса следует изменить алгоритм формирования программной скорости разворота РБ, не изменяя алгоритмов работы автомата стабилизации. Техническим результатом является оптимизация циклограммы функционирования РБ путём расширения возможностей системы управления в части совмещения динамических операций, с одновременным уменьшением возмущений от них. 5 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам управления движением разгонных блоков (РБ) на жидком топливе, обеспечивающих переход с опорной орбиты, полученной с помощью ракеты-носителя, на целевую орбиту космического аппарата (КА).
В космической технике известен аналог этого способа управления программным разворотом РБ с помощью неподвижных двигателей ориентации, при котором осуществляется набор угловой скорости, движение по инерции, уменьшение угловой скорости до нуля, стабилизация в заданной ориентации как для случая включенных продольных двигателей, так и при отсутствии продольного ускорения (см. [1]). Однако указанный аналог не обеспечивает качества переходных процессов при включении продольных двигателей РБ. Необходимость продольного движения РБ при одновременном развороте вызвана возможной одновременностью требования поджатия топлива перед включением маршевого двигателя и необходимостью переориентации РБ для получения требуемого вектора приращения кажущейся скорости. В таких случаях подвижная масса жидкости совершает сначала вынужденные, а затем свободные колебания в баке РБ, оказывая на стенки баков силовые воздействия. В результате переходные процессы разворота РБ приобретают колебательный характер, что ухудшает точность ориентации РБ во время разворота и требует дополнительных затрат топлива для демпфирования этих колебаний.
Также известен прототип изобретения, в котором при включенных продольных двигателях осуществляется набор угловой скорости, движение по инерции со стабилизацией углового движения в установившемся режиме, уменьшение угловой скорости РБ до нуля с одновременным демпфированием колебаний топлива с использованием измерения отклонения топлива в баке РБ, стабилизация в заданной ориентации (см. [2]). Однако указанный прототип использует информацию от датчиков колебаний жидкости в баке РБ. Использование датчиков существенно усложняет конструкцию системы управления, увеличивает массу и уменьшает ее надежность, так как среди компонентов жидкого топлива часто используются криогенные или агрессивные жидкости.
Предлагаемое изобретение свободно от недостатков аналогов за счет учета априорной информации о параметрах колебания жидкости в баке РБ и отказе от датчиков колебания жидкости в баке путем демпфирования колебаний жидкости как при двухступенчатом наборе угловой скорости разворота, так и при двухступенчатом торможении РБ. На фиг. 1 изображена схема РБ на участке поджатия топлива и программного разворота с механическим эквивалентом колеблющейся жидкости в баке РБ. Обоснование использования маятниковой модели и принятые обозначения описаны в [3] и [4].
Задачей предлагаемого изобретения является оптимизация циклограммы функционирования РБ за счет расширения возможностей системы управления в части совмещения динамических операций с одновременным уменьшением возмущений при одновременном их выполнении.
Указанная задача выполняется за счет того, что в способе управления программным разворотом разгонного блока с помощью неподвижных двигателей ориентации постоянной тяги на участке поджатия топлива, заключающемся в выполнении разворота разгонным блоком: набора угловой скорости, движении по инерции и торможении, согласно изобретению, разворот осуществляют путем учета априорной информации о параметрах колебания жидкости в баке разгонного блока без измерения положения жидкости с помощью приборов, при этом управляющее воздействие реализуемое с помощью двигателей ориентации путем задания ступенчатой программной угловой скорости, как начала, так и окончания разворота, разбивается на два воздействия, разнесенных во времени на половину периода колебаний жидкости в баке так, что колебания жидкости будут погашены.
Использование априорной информации (известной до полета РБ) о параметрах колебаний жидкости в баке РБ, которая имеет достаточную точность относительно реализуемых параметров колебаний в полете РБ, позволяет организовать такое двухступенчатое программное движение разворота РБ, при котором вынужденные колебания жидкости второй ступени программного движения были противофазными свободным колебаниям, вызванным первой ступенью программного движения и полностью их демпфировали. Для организации такого демпфирования предлагается изменить не алгоритмы автомата стабилизации, как это сделано во втором прототипе, а алгоритм формирования программной скорости разворота РБ, оставив без изменений сам автомат стабилизации.
На фиг. 2 приведен пример программной угловой скорости плоского разворота РБ на 180 градусов за 206 с, отведенных циклограммой полета РБ. Во время разворота бортовые алгоритмы прототипов формируют постоянную функцию программной угловой скорости (пунктир) и интеграл от нее - текущее программное положение РБ, которые используются в автомате стабилизации. Сплошная линия иллюстрирует предлагаемую функцию программной угловой скорости разворота. Площади под функциями совпадают, что обеспечивает одинаковый угол разворота.
Расчет на борту РБ предлагаемой функции угловой скорости не является ресурсоемкой процедурой и может быть безусловно реализован в современной БЦВМ непосредственно перед осуществлением маневра. Порядок проведения расчетов следующий:
1. Оценка количества топлива в баке по результатам выполнения предыдущих этапов циклограммы. Для этого используется величина заправленного топлива и секундного расхода (содержащиеся в полетном задании (ПЗ) и суммарное огневое время двигательной установки на текущий момент времени. Оценка количества топлива в баке может корректироваться с использованием информации системы управления расходом топлива (если она реализована в РБ);
2. Использование хранящихся на борту параметров механического аналога жидкости в баке РБ как функции от количества топлива в баке. Для простого варианта расчета достаточно величины длины эквивалентного маятника l;
3. Получение информации от системы наведения по текущей массе орбитального блока m и величине тяги двигателей, задействованных для поджатия топлива Ро;
4. Расчет величин продольного кажущегося ускорения, квадрата частоты колебаний эквивалентного маятника, периода колебаний маятника для простого варианта по формулам:
Приведенные формулы соответствуют случаю малой относительной массы колеблющегося топлива и возможности не учета разницы между парциальной частотой колебаний и собственной частотой системы конструкция-жидкость. В более сложном варианте необходим расчет собственных частот системы с использованием всех перечисленных на фиг. 1 параметров, характеризующих твердое тело и эквивалентный маятник. Так как даже при линейных расчетах необходимо находить комплексные корни характеристического уравнения, получение периода колебаний жидкости необходимо проводить на этапе подготовки полетного задания. В случае больших отклонений жидкости от невозмущенного положения необходимо провести нелинейное моделирование для набора расчетных случаев, и результаты в табличной форме занести в полетное задание.
5. Использование величины половины периода колебаний эквивалентного маятника для оценки длительности первой ступени набора и гашения скорости T1:
6. Расчет программных угловых скоростей разворота на основном участке разворота и ступенчатых при разгоне и торможении по формулам:
Поправка Δω1 необходима для учета нелинейности динамики жидкости при значительных отклонениях колеблющейся массы от невозмущенного положения.
Результаты математического моделирования программного разворота с использованием предлагаемого способа управления для гипотетического разгонного блока приведены на фиг. 4-5. Параметры гипотетического РБ приняты близкими к существующим и проектируемым жидкостным РБ при учете колеблющегося окислителя в баке, расположенном ниже центра масс. Учет подвижности горючего не проводился по причине его малого влияния на динамику РБ из-за установки бака вблизи центра масс орбитального блока и использования компонента низкой плотности (например, жидкий водород). Автомат стабилизации использовался традиционный для пассивного полета РБ (ПД с триггером Шмидта и зоной нечувствительности 0.5 град) и не изменялся при моделировании. На фиг. 3 изображено отклонение эквивалентного маятника при традиционном управлении с постоянной программной скоростью, при этом затраты топлива соответствуют 38 с включения управляющего двигателя тягой 12.5 кгс (ДМТ). На фиг. 4 изображено отклонение эквивалентного маятника при предлагаемом управлении с изменяемой программной скоростью, при этом затраты топлива соответствуют 22 с включения управляющего ДМТ. На фиг. 5 изображено отклонение эквивалентного маятника при предлагаемом управлении и 5% отклонений параметров РБ от номинальных с затратами топлива 23 с включения управляющего ДМТ.
Таким образом, заявлен способ управления программным разворотом разгонного блока с помощью неподвижных двигателей ориентации постоянной тяги на участке поджатая топлива, заключающийся в выполнении разворота разгонным блоком: набора угловой скорости, движении по инерции и торможении. Отличительная особенность способа заключается в том, что разворот осуществляют путем учета априорной информации о параметрах колебания жидкости в баке разгонного блока без измерения положения жидкости с помощью приборов, при этом управляющее воздействие реализуемое с помощью двигателей ориентации путем задания ступенчатой программной угловой скорости как начала, так и окончания разворота, разбивается на два воздействия, разнесенных во времени на половину периода колебаний жидкости в баке так, чтобы колебания жидкости были погашены.
Техническим результатом изобретения является оптимизация циклограммы функционирования РБ за счет расширения возможностей системы управления в части совмещения динамических операций с одновременным уменьшением возмущений при одновременном их выполнении.
Источники информации
1. Б.В. Раушенбах, Е.Н. Токарь. Управление ориентацией космических аппаратов. М.: «Наука», 1974 г., стр. 191-194.
2. Патент RU 2541576. Способ управления программным разворотом разгонного блока.
3. А.Ш. Альтшулер, В.А. Лобанов. Математические модели пространственных колебаний жидких компонентов топлива в баках ракеты космического назначения на активных участках полета. Авиакосмическая техника и технология. 2010 г., №2, стр. 39-46.
4. К.С. Колесников. Динамика ракет. М.: «Машиностроение», 2003 г.
Claims (1)
- Способ управления программным разворотом разгонного блока с помощью неподвижных двигателей ориентации постоянной тяги на участке поджатия топлива, заключающийся в выполнении разворота разгонным блоком: набора угловой скорости, движения по инерции и торможения, отличающийся тем, что разворот осуществляют путем учета априорной информации о параметрах колебания жидкости в баке разгонного блока без измерения положения жидкости с помощью приборов, при этом управляющее воздействие, реализуемое с помощью двигателей ориентации путем задания ступенчатой программной угловой скорости как начала, так и окончания разворота, разбивается на два воздействия, разнесенных во времени на половину периода колебаний жидкости в баке так, чтобы колебания жидкости были погашены.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018139097A RU2722628C2 (ru) | 2018-11-06 | 2018-11-06 | Способ управления программным разворотом разгонного блока |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018139097A RU2722628C2 (ru) | 2018-11-06 | 2018-11-06 | Способ управления программным разворотом разгонного блока |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2018139097A3 RU2018139097A3 (ru) | 2020-05-12 |
| RU2018139097A RU2018139097A (ru) | 2020-05-12 |
| RU2722628C2 true RU2722628C2 (ru) | 2020-06-02 |
Family
ID=70734915
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018139097A RU2722628C2 (ru) | 2018-11-06 | 2018-11-06 | Способ управления программным разворотом разгонного блока |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2722628C2 (ru) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5517418A (en) * | 1993-04-26 | 1996-05-14 | Hughes Aircraft Company | Spacecraft disturbance compensation using feedforward control |
| RU2115597C1 (ru) * | 1996-06-06 | 1998-07-20 | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Способ управления пространственным разворотом космического аппарата |
| RU2424954C1 (ru) * | 2010-05-25 | 2011-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Способ управления движением разгонного блока на участке доразгона |
| RU2541576C1 (ru) * | 2013-08-20 | 2015-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ управления программным разворотом разгонного блока |
-
2018
- 2018-11-06 RU RU2018139097A patent/RU2722628C2/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5517418A (en) * | 1993-04-26 | 1996-05-14 | Hughes Aircraft Company | Spacecraft disturbance compensation using feedforward control |
| RU2115597C1 (ru) * | 1996-06-06 | 1998-07-20 | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Способ управления пространственным разворотом космического аппарата |
| RU2424954C1 (ru) * | 2010-05-25 | 2011-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Способ управления движением разгонного блока на участке доразгона |
| RU2541576C1 (ru) * | 2013-08-20 | 2015-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ управления программным разворотом разгонного блока |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2018139097A3 (ru) | 2020-05-12 |
| RU2018139097A (ru) | 2020-05-12 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Benedikter et al. | Convex approach to three-dimensional launch vehicle ascent trajectory optimization | |
| Zhang et al. | Robust backstepping control for agile satellite using double-gimbal variable-speed control moment gyroscope | |
| Saranathan et al. | Relaxed autonomously switched hybrid system approach to indirect multiphase aerospace trajectory optimization | |
| Kwon et al. | A convex programming approach to mid-course trajectory optimization for air-to-ground missiles | |
| RU2722628C2 (ru) | Способ управления программным разворотом разгонного блока | |
| CN112306075B (zh) | 一种高精度离轨反向迭代制导方法 | |
| JP2002274499A (ja) | 三軸衛星の姿勢変更制御方式 | |
| Berend et al. | Overview of some optimal control methods adapted to expendable and reusable launch vehicle trajectories | |
| Casalino et al. | Optimization of hybrid propellant mars ascent vehicle | |
| Tracy et al. | Model-predictive attitude control for flexible spacecraft during thruster firings | |
| RU2541576C1 (ru) | Способ управления программным разворотом разгонного блока | |
| Huang et al. | Pseudospectral method for optimal propellantless rendezvous using geomagnetic Lorentz force | |
| Marsell et al. | Integrated CFD and controls analysis interface for high accuracy liquid propellant slosh predictions | |
| Palaia et al. | Ascent trajectory optimization and neighboring optimal guidance of multistage launch vehicles | |
| Kluever et al. | Trajectory-tracking guidance law for low-thrust earth-orbit transfers | |
| CN110510155B (zh) | 在线迭代的着陆制导方法及包含该方法的系统、存储器 | |
| Pontani et al. | Lunar ascent and orbit injection via neighboring optimal guidance and constrained attitude control | |
| RU2722399C1 (ru) | Способ стабилизации структурно неустойчивого осциллятора жидкости разгонных блоков и верхних ступеней ракет-носителей | |
| Petit et al. | A generalized control law for uniform, global and exponential magnetic detumbling of rigid spacecraft | |
| Zosimovych | Improving the spacecraft center of mass stabilization accuracy | |
| Turnwald et al. | Passivity-Based Control of a Cryogenic Upper Stage to Minimize Fuel Sloshing | |
| Saranathan et al. | The relaxed autonomously switched hybrid system (rashs) approach to indirect multi-phase trajectory optimization for aerospace vehicles | |
| Khoroshun | Stabilization of translation by an eccentric flywheel | |
| Meng et al. | Predefined-Time Enhanced Antidisturbance Attitude Control for Rigid–Liquid Coupled Launch Vehicles | |
| Lysandrou et al. | A 6-DoF Successive Convexification Powered Descent Guidance Implementation using Modified Rodrigues Parameters |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20220325 |