RU2739645C1 - Method of compensating loss of thrust by accelerating unit orientation machines - Google Patents

Method of compensating loss of thrust by accelerating unit orientation machines Download PDF

Info

Publication number
RU2739645C1
RU2739645C1 RU2019143917A RU2019143917A RU2739645C1 RU 2739645 C1 RU2739645 C1 RU 2739645C1 RU 2019143917 A RU2019143917 A RU 2019143917A RU 2019143917 A RU2019143917 A RU 2019143917A RU 2739645 C1 RU2739645 C1 RU 2739645C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engines
orientation
thrust
engine
failure
Prior art date
Application number
RU2019143917A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Роман Юрьевич Шумовский
Николай Владимирович Коробков
Лариса Алексеевна Митягина
Татьяна Александровна Полежаева
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП") filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП")
Priority to RU2019143917A priority Critical patent/RU2739645C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2739645C1 publication Critical patent/RU2739645C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control

Abstract

FIELD: astronautics.
SUBSTANCE: invention relates to aerospace engineering. In method of compensation of loss of thrust by engines of orientation of booster unit, algorithm of diagnostics of failures of orientation engines is used, and at critical loss of traction by orientation engines in pitch or yaw channel, orientation engines are used in roll channel. In the failure diagnostics algorithm, the rated torque M generated by the engine is determined, the angular velocity of the accelerating unit is measured, based on which the correction of the torque p generated by the engine is determined, its mathematical expectation <p> and its dispersion D(p); selecting time constant of aperiodic link by means of which false identification of engine failure is excluded; criterion of critical loss of thrust by engines is selected: M+<p> < M/3 and D(p) < M2/25.
EFFECT: technical result is provision of orientation of accelerating unit in case of failure of all standard engines of orientation in one of channels of pitch or yaw by using orientation engines in bank channel.
1 cl, 3 dwg

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).The invention relates to rocket and space technology, and in particular to methods for controlling the movement of upper stages (RB) on liquid fuel, providing a transition from the reference orbit obtained using the launch vehicle to the target orbit of the spacecraft (SC).

В изобретении решаются задачи диагностики отказов двигателей ориентации и компенсации отказавших двигателей.The invention solves the problem of diagnostics of attitude engine failures and compensation of failed engines.

В космической технике известен алгоритм диагностики отказов двигателей ориентации МКС, принятый за отдаленный аналог, при котором используются дополнительные резервные двигатели ориентации (см. [1]). Алгоритм диагностики отказов исключает ложные отказы вызываемые упругими колебаниями конструкции. Недостатком прототипа является то, что он не обеспечивает управление РБ при выходе из строя всех штатных двигателей ориентации в одном из каналов тангажа или рысканья.In space technology, an algorithm for diagnostics of ISS attitude thrusters failures is known, taken as a remote analogue, in which additional standby attitude thrusters are used (see [1]). Failure diagnostics algorithm eliminates false failures caused by elastic vibrations of the structure. The disadvantage of the prototype is that it does not provide RB control in the event of failure of all standard attitude control engines in one of the pitch or yaw channels.

Задачей изобретения является обеспечение ориентации разгонного блока при выходе из строя всех штатных двигателей ориентации в одном из каналов тангажа или рысканья путем использования двигателей ориентации в канале крена.The objective of the invention is to ensure the orientation of the upper stage in the event of failure of all standard attitude control engines in one of the pitch or yaw channels by using attitude motors in the roll channel.

Указа иная задача выполняется за счет того, что в способе компенсации потери тяги двигателями ориентации разгонного блока, заключающемся в том, что используют алгоритм диагностики отказов двигателей ориентации и при критической потере тяги двигателями ориентации в канале тангажа или рысканья используют двигатели ориентации в канале крена, при этом, в алгоритме диагностики отказов определяют номинальный момент М, создаваемый двигателем, измеряют угловую скорость разгонного блока, на основании которой определяют корректировку момента р, создаваемого двигателем, ее математическое ожидание <р> и ее дисперсию D(p); выбирают постоянную времени апериодического звена, посредством которого исключают ложную идентификации отказа двигателей; выбирают признак критической потери тяги двигателями: М+<р> < М/3 и D(p) < М2/25.According to the decree, a different task is performed due to the fact that in the method of compensating for the loss of thrust by the attitude motors of the upper stage, which consists in using the algorithm for diagnosing the failure of attitude motors and in case of a critical loss of thrust by the attitude motors in the pitch or yaw channel, use the attitude motors in the roll channel, this, in the algorithm for diagnosing failures, the nominal torque M created by the engine is determined, the angular velocity of the accelerating unit is measured, on the basis of which the correction of the moment p generated by the engine, its mathematical expectation <p> and its variance D (p) are determined; select the time constant of the aperiodic link, by means of which false identification of engine failure is excluded; selected feature critical loss of traction motors M + <p><M / 3 and D (p) <M 2/25.

На рис. 1 и 2 представлена схема расположения двигателей малой тяги (ДМТ) (двигателей ориентации), обеспечивающих угловую стабилизацию РБ «Фрегат». ДМТ 1, 3 и 2, 4 относятся к каналу крена, ДМТ 5, 7 и 6, 8 относятся к каналу тангажа, ДМТ 10, 12 и 9, 11 относятся к каналу рысканья. Можно видеть, что в случае, если продольные координаты центра масс РБ и плоскости расположения ДМТ 1÷4 различны, то управляющие двигатели канала крена ДМТ 1÷4 имеют плечо для стабилизации по тангажу и рысканью. Величина плеча зависит от массы топлива и полезной нагрузки и меняется при разных полезных нагрузках и в ходе полета из-за расхода топлива. Если центр масс РБ расположен выше плоскости расположения ДМТ 1÷4 (Хцм > Хдв), то например, для парирования полного отказа ДМТ 5, 7 можно использовать ДМТ 3, 4. Аналогично, отказ ДМТ 6, 8 может парироваться работой ДМТ 1, 2; отказ ДМТ 9, 11 может парироваться работой ДМТ 1, 2 и отказ ДМТ 10, 12 - работой ДМТ 3, 4.In fig. Figures 1 and 2 show the layout of low-thrust engines (LMT) (attitude control engines), which provide angular stabilization of the Fregat RB. DMT 1, 3 and 2, 4 refer to the roll channel, DMT 5, 7 and 6, 8 refer to the pitch channel, DMT 10, 12 and 9, 11 refer to the yaw channel. It can be seen that if the longitudinal coordinates of the center of mass of the RB and the plane of location of the DMT 1 ÷ 4 are different, then the control motors of the roll channel DMT 1 ÷ 4 have a shoulder for stabilization in pitch and yaw. The leverage is dependent on fuel mass and payload and varies with different payloads and during flight due to fuel consumption. If the center of mass of the RB is located above the plane of the location of DMT 1 ÷ 4 (X cm > X dv ), then for example, to counter the complete failure of DMT 5, 7, you can use DMT 3, 4. Similarly, failure of DMT 6, 8 can be countered by the operation of DMT 1 , 2; refusal of DMT 9, 11 can be countered by operation of DMT 1, 2 and refusal of DMT 10, 12 - by operation of DMT 3, 4.

Такое включение не создает момента по вращению, но при создании момента по тангажу одновременно создается момент и по рысканью. Ненужный момент компенсируется соответствующими двигателями угловой стабилизации.Such inclusion does not create a torque in rotation, but when creating a torque in pitch, a moment in yaw is simultaneously created. The unnecessary torque is compensated by the corresponding angle stabilization motors.

Ориентация и стабилизация углового положения РБ на пассивных участках полета, осуществляется при помощи импульсных включений двигателей ориентации, при этом тягу двигателей можно считать постоянной. При осуществлении стабилизации важно обеспечить нахождение отклонений по углу ориентации внутри заданного коридора и ограничения на максимальную скорость разворота. Как показано в работах [2][3] для оптимизации управления по быстродействию применяется алгоритм, основанный на поверхности переключения. Для построения алгоритма стабилизации рассмотрим поведение объекта в фазовом пространстве, где ϕ - угол разворота, ω - скорость разворота. При постоянном управляющем моменте М траектория объекта в фазовом пространстве описывается параболой:Orientation and stabilization of the angular position of the missile launcher in passive flight phases is carried out by means of impulse switching on of attitude control engines, while the thrust of the engines can be considered constant. When implementing stabilization, it is important to ensure that deviations in the orientation angle are found within a given corridor and limits on the maximum turn rate. As shown in [2] [3], an algorithm based on a switching surface is used to optimize control in terms of speed. To construct a stabilization algorithm, let us consider the behavior of an object in phase space, where ϕ is the turn angle, ω is the turn speed. With a constant control torque M, the trajectory of the object in the phase space is described by a parabola:

ϕ(ω)=ω2/(2⋅М)+ϕо,ϕ (ω) = ω 2 / (2⋅М) + ϕ о ,

Исходя из соотношения была построена поверхность переключения, показанная на рис. 3.Based on the ratio, the switching surface was constructed, shown in Fig. 3.

При угловой скорости превышающей значение, заданное линией 1, включается двигатель, дающий отрицательный импульс, при угловой скорости меньше значения, заданного линией 2, включается двигатель дающий положительный импульс. Вертикальными линиями обозначен коридор допустимых значений по углу рассогласования. Граница поверхности переключения состоит из парабол и прямых на разных участках в зависимости от момента, создаваемого двигателями вдоль соответствующей оси вращения.When the angular speed exceeds the value set by line 1, the motor, giving a negative impulse, is switched on, when the angular speed is less than the value set by line 2, the motor giving a positive impulse is switched on. The vertical lines indicate the corridor of admissible values for the mismatch angle. The boundary of the switching surface consists of parabolas and straight lines in different sections, depending on the torque generated by the motors along the corresponding axis of rotation.

Рассмотрим метод идентификации отказа ДМТ. Для этого будем оценивать тягу ДМТ.Consider a method for identifying a DMT failure. To do this, we will evaluate the DMT cravings.

Для определения тяги двигателей ориентации использовался фильтр Калмана с коэффициентами К, вычисленными на персональном компьютере для номера такта n→∞, т.е. не зависящими от n. Согласно методике использования фильтра Калмана, имеем (n- номер такта):To determine the thrust of the attitude control engines, a Kalman filter was used with the coefficients K calculated on a personal computer for the cycle number n → ∞, i.e. independent of n. According to the method of using the Kalman filter, we have (n is the cycle number):

Figure 00000001
Figure 00000001

Figure 00000002
Figure 00000002

Здесь

Figure 00000003
- предсказанный вектор состояния, а
Figure 00000004
- скорректированный по результатам измерения Yn вектор
Figure 00000005
где ωn - оцениваемая угловая скорость, рn - корректировка момента, создаваемого двигателем; А - матрица вида
Figure 00000006
В и С - вектора вида
Figure 00000007
, М - управляющий момент, ΔT - длительность такта, измерение Yn есть определенная на борту угловая скорость РБ, un-1 - управляющее воздействие на n-1 такте (признак включения двигателя), вектор коэффициентов
Figure 00000008
был вычислен на персональном компьютере заранее, он зависит от ΔТ=0,065536 с.Here
Figure 00000003
is the predicted state vector, and
Figure 00000004
is the vector corrected by the measurement results Y n
Figure 00000005
where ω n is the estimated angular velocity, p n is the correction of the torque generated by the engine; A - matrix of the form
Figure 00000006
B and C are vectors of the form
Figure 00000007
, М is the control torque, ΔT is the cycle duration, the measurement Y n is the RB angular velocity determined on board, u n-1 is the control action at the n-1 cycle (sign of the engine start), the vector of coefficients
Figure 00000008
was calculated on a personal computer in advance, it depends on ΔТ = 0.065536 s.

В случае работы двигателя, величина М+рn является оценкой реального момента создаваемого двигателем на n-ом такте. Поскольку при переключении двигателей происходят переходные процессы, при которых значение М+рn может сильно отличаться от реального момента, создаваемого двигателем, оценивалась дисперсия величины рn. Для оценки дисперсии вычислялось взвешенное математическое ожидание <р> и взвешенная дисперсия D(p) на n-ом такте величины р и по формулам:In the case of engine operation, the value of M + p n is an estimate of the real torque generated by the engine at the n-th cycle. Since when switching motors, transient processes occur, in which the value of M + p n can be very different from the real torque generated by the motor, the variance of the value of p n was estimated. To estimate the variance, the weighted mathematical expectation <p> and the weighted variance D (p) were calculated at the n-th cycle of the value p and using the formulas:

Figure 00000009
Figure 00000009

где

Figure 00000010
величина, меньшая единицы, где Т - постоянная времени апериодического звена фильтрующего <р> и D(p); Т выбирается из соображений исключения ложной идентификации отказа ДМТ.Where
Figure 00000010
a value less than one, where T is the time constant of the aperiodic link of the filter <p> and D (p); T is selected to avoid false identification of DMT failure.

Figure 00000011
Figure 00000011

получим соотношения:we get the ratio:

Figure 00000012
Figure 00000012

Используя эти соотношения был выбран следующий признак критической потери тяги двигателями ориентации (n→∞):Using these ratios, the following criterion for the critical loss of thrust by attitude control engines (n → ∞) was chosen:

М+<р> < М/3 и D(p) < M2/25M + <p><M / 3 and D (p) <M 2/25

Таким образом, заявлен способ компенсации потери тяги двигателями ориентации разгонного блока, заключающийся в том, что используют алгоритм диагностики отказов двигателей ориентации и при критической потере тяги двигателями ориентации в канале тангажа или рысканья используют двигатели ориентации в канале крена, при этом, в алгоритме диагностики отказов определяют номинальный момент М, создаваемый двигателем, измеряют угловую скорость разгонного блока, на основании которой определяют корректировку момента р, создаваемого двигателем, ее математическое ожидание <р> и ее дисперсию D(p); выбирают постоянную времени апериодического звена, посредством которого исключают ложную идентификации отказа двигателей; выбирают признак критической потери тяги двигателями: М+<р> < М/3 и D(p) < М2/25.Thus, the claimed method of compensation for the loss of thrust by the attitude motors of the upper stage, which consists in the fact that they use an algorithm for diagnosing the failure of attitude motors and with a critical loss of thrust by the attitude motors in the pitch or yaw channel, use attitude motors in the roll channel, while in the algorithm for diagnosing the failures determine the nominal moment M created by the engine, measure the angular velocity of the accelerating unit, on the basis of which the correction of the moment p generated by the engine, its mathematical expectation <p> and its variance D (p) are determined; select the time constant of the aperiodic link, by means of which false identification of engine failure is excluded; selected feature critical loss of traction motors M + <p><M / 3 and D (p) <M 2/25.

Техническим результатом изобретения является обеспечение ориентации разгонного блока при выходе из строя всех штатных двигателей ориентации в одном из каналов тангажа или рысканья путем использования двигателей ориентации в канале крена.The technical result of the invention is to ensure the orientation of the upper stage in the event of failure of all standard attitude control engines in one of the pitch or yaw channels by using attitude control engines in the roll channel.

Источники информации:Information sources:

1. А.В. Жирнов, С.Н. Тимаков. Алгоритм диагностики отказов двигателей ориентации МКС на основе самонастраивающейся бортовой модели динамики углового движения. М.: Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана серия "Приборостроение", 2016 г.,1. A.V. Zhirnov, S.N. Timakov. An algorithm for diagnostics of ISS attitude thrusters failures based on a self-adjusting onboard model of angular motion dynamics. M .: Vestnik MGTU im. N.E. Bauman series "Instrument making", 2016,

2. Б.В. Раушенбах, Е.Н. Токарь. Управление ориентацией космических аппаратов. М.: «Наука», 1974 г., стр. 191-194.2. B.V. Rauschenbach, E.N. Turner. Spacecraft attitude control. M .: "Science", 1974, pp. 191-194.

3. К.С. Колесников. Динамика ракет. М.: «Машиностроение», 2003 г.3. K.S. Kolesnikov. Rocket dynamics. M .: "Mechanical engineering", 2003

Claims (1)

Способ компенсации потери тяги двигателями ориентации разгонного блока, заключающийся в том, что используют алгоритм диагностики отказов двигателей ориентации и при критической потере тяги двигателями ориентации в канале тангажа или рысканья используют двигатели ориентации в канале крена, при этом в алгоритме диагностики отказов определяют номинальный момент М, создаваемый двигателем, измеряют угловую скорость разгонного блока, на основании которой определяют корректировку момента р, создаваемого двигателем, ее математическое ожидание <р> и ее дисперсию D(p); выбирают постоянную времени апериодического звена, посредством которого исключают ложную идентификацию отказа двигателей; выбирают признак критической потери тяги двигателями: М+<р> < М/3 и D(p) < М2/25.A method for compensating for the loss of thrust by the attitude motors of the upper stage, which consists in using an algorithm for diagnosing the attitude motors' failures and, in the event of a critical loss of thrust, the attitude motors in the pitch or yaw channel, use the attitude motors in the roll channel, while the nominal torque M is determined in the failure diagnosis algorithm, generated by the engine, measure the angular velocity of the accelerating unit, on the basis of which the correction of the moment p generated by the engine, its mathematical expectation <p> and its variance D (p) are determined; select the time constant of the aperiodic link, by means of which false identification of engine failure is excluded; selected feature critical loss of traction motors M + <p><M / 3 and D (p) <M 2/25.
RU2019143917A 2019-12-25 2019-12-25 Method of compensating loss of thrust by accelerating unit orientation machines RU2739645C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019143917A RU2739645C1 (en) 2019-12-25 2019-12-25 Method of compensating loss of thrust by accelerating unit orientation machines

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019143917A RU2739645C1 (en) 2019-12-25 2019-12-25 Method of compensating loss of thrust by accelerating unit orientation machines

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2739645C1 true RU2739645C1 (en) 2020-12-28

Family

ID=74106376

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019143917A RU2739645C1 (en) 2019-12-25 2019-12-25 Method of compensating loss of thrust by accelerating unit orientation machines

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2739645C1 (en)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4537375A (en) * 1983-04-21 1985-08-27 Ford Aerospace & Communications Corporation Method and apparatus for thruster transient control
RU2282568C1 (en) * 2005-02-16 2006-08-27 Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of forming program for orientation of cryogenic stage at terminal control of injection into preset orbit
RU2454357C1 (en) * 2010-12-08 2012-06-27 Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of correcting orientation program parameters in terminal control over guidance of accelerating unit to preset orbit

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4537375A (en) * 1983-04-21 1985-08-27 Ford Aerospace & Communications Corporation Method and apparatus for thruster transient control
RU2282568C1 (en) * 2005-02-16 2006-08-27 Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of forming program for orientation of cryogenic stage at terminal control of injection into preset orbit
RU2454357C1 (en) * 2010-12-08 2012-06-27 Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of correcting orientation program parameters in terminal control over guidance of accelerating unit to preset orbit

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Zhirnov A.V. Algorithm for diagnostics of ISS attitude thrusters failures based on a self-adjusting onboard model of angular motion dynamics. Vestnik MGTU im. N.E. Bauman. Series "Instrument Engineering" N4 (109). -M .: MGTU im. N.E. Bauman, 2016. Rauschenbach B.V. and other spacecraft orientation control. M .: "Science", 1974. *
Жирнов А.В. и др. Алгоритм диагностики отказов двигателей ориентации МКС на основе самонастраивающейся бортовой модели динамики углового движения. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Серия "Приборостроение" N4(109). -М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2016. Раушенбах Б.В. и др. Управление ориентацией космических аппаратов. М.: "Наука", 1974. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
McFarland et al. Neural networks and adaptive nonlinear control of agile antiair missiles
Foust et al. Automated rendezvous and docking using tethered formation flight
Tayebi et al. A comparative study of CMG and FMC actuators for nano satellite attitude control system-pyramidal configuration
RU2739645C1 (en) Method of compensating loss of thrust by accelerating unit orientation machines
Fear et al. Implementation of small satellite autonomous rendezvous using model predictive control
Peterson et al. Lyapunov guidance in orbit element space for low-thrust cislunar trajectories
Kim et al. Trajectory tracking controller design using neural networks for tiltrotor UAV
Doman et al. Progress in guidance and control research for space access and hypersonic vehicles
Cho et al. Satellite formation control using continuous adaptive sliding mode controller
Hanson et al. Test results for entry guidance methods for reusable launch vehicles
Udwadia et al. New solutions to the exact formation-keeping control of satellites with attitude constraints
Lysandrou et al. A 6-DoF Successive Convexification Powered Descent Guidance Implementation using Modified Rodrigues Parameters
Wu et al. Tradeoff analysis of attitude-control slew algorithms for prolate spinner
de la Llana et al. H-infinity control of the vega launch vehicle first stage in presence of roll
US9395703B2 (en) Multistage control method of flow control valve using DC motor
Afanas’ ev et al. Rocket berthing to an asteroid: Design problems
Nanamori et al. Mode-Scheduling Steering Law of VSCMGs for Multi-Target Pointing and Agile Maneuver of a Spacecraft
Aldukali et al. Impulsive-super-twisting control in reduced information environments
Sreesawet et al. Mission scenario analysis for all-electric satellites
Bellar et al. Fuzzy thruster wheel momentum damping applied under actuated low earth orbit microsatellite
Chadalavada et al. An efficient algorithm for the longitude-targeted ascent of all-electric satellites
Romano et al. Minimum-Fuel Orbit Transfers Using Modified Equinoctial Elements via Indirect Heuristic Method
Zhang et al. An Integrated Trajectory Guidance and Attitude Control Law with Enhanced Anti-Disturbance Capability for Mars Pinpoint Landing
Ramezani et al. Model Predictive Fault Tolerant Control of Two-Tethered Satellite System
Lungu et al. Automatic Control of Launch Vehicles' Flight Path Slope Angle by Means of the Backstepping Control Method

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20220325