[ «БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ Под редакцией доктора техн. наук, профессора А.С. Сырова Допущено Учебно-методическим объединением высших учебных заведений Российской Федерации по образованию в ...»
Федеральное космическое агентство
Федеральное государственное унитарное предприятие
Московское опытно-конструкторское бюро «Марс»
Федеральное агентство по образованию
Московский авиационный институт
(государственный технический университет)
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
Под редакцией доктора техн. наук, профессора А.С. Сырова Допущено Учебно-методическим объединением высших учебных заведений Российской Федерации по образованию в области авиации, ракетостроения и космоса в качестве учебного пособия для студентов высших учебных заведений РФ, обучающихся по направлению подготовки дипломированного специалиста 160600 «Интегрированные системы летательных аппаратов»
и по специальности «Системы управления летательными аппаратами»
Москва Издательство МАИ-ПРИНТ ББК 39. УДК 629.7. Б Б 82 Авторы: Бровкин А.Г., Бурдыгов Б.Г., Гордийко С.В., Горячев А.Ф., Заведеев А.И., Камальдинова Р.А., Козлов А.И., Комин В.И., Луняков С.В., Мищихин В.В., Полосин И.В., Попов Б.Н., Реутов В.Г., Семенов Е.Е., Соколов В.Н., Сыров А.С., Чащин В.А., Шатский М.А., Шелогаев В.Б., Шипов А.А., Яковлев А.А.
ISBN 978-5-7035-2205- Бортовые системы управления космическими аппаратами: Учебное пособие / Бровкин А.Г., Бурдыгов Б.Г., Гордийко С.В. и др. Под редакцией А.С. Сырова – М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ, 2010. – 304 с.: ил.
В настоящем учебном пособии на основе опыта разработки комплексов управления для объектов космического назначения, накопленного МОКБ «Марс», изложены основные требования и принципы построения бортовых систем управления космическими аппаратами. Рассмотрены методы организации взаимодействия бортовой и наземной аппаратуры и соответствующего программного обеспечения.
Пособие предназначено для студентов старших курсов и аспирантов соответствующих специальностей, а также может быть полезным для молодых специалистов и научно-технических работников, занимающихся созданием и эксплуатацией систем управления космических аппаратов.
Рецензенты:
кафедра «Системы автоматического управления» МГТУ им. Н.Э. Баумана (зав. кафедрой, д-р техн. наук, проф. К.А. Пупков ) д-р техн. наук, проф., член-корреспондент РАН Г.М. Чернявский ISBN 978-5-7035-2205-9 © ФГУП МОКБ «МАРС»,
© МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ
(государственный технический университет),ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие............................................ Введение............................................... 1. Принципы построения бортовых систем управления космическими аппаратами................................ 1.1. Типовые схемы выведения космических аппаратов на орбиту........................................... 1.2. Функции и состав бортовой системы управления...... 1.3. Основные технические решения при разработке бортовой системы управления......................... 1.4. Базовые составные части бортовой системы управления......................................... 2. Командная радиолиния космического аппарата............. 2.1. Взаимодействие бортовой аппаратуры командноизмерительной системы с бортовой системой управления.. 2.2. Алгоритм работы при приеме информации от бортовой аппаратуры командно-измерительной системы... 2.3. Алгоритм работы бортовой системы управления при приеме командно-программной информации в виде кодовых команд................................ 2.4. Алгоритм работы бортовой системы управления при приеме командно-программной информации в виде начальной управляющей информации................... 2.5. Алгоритм работы бортовой системы управления при приеме командно-программной информации в виде массива изменяемых программ......................... 2.6. Алгоритм работы бортовой системы управления при приеме командно-программной информации в виде 2.7. Передача радиокоманд из бортовой аппаратуры командно-измерительной системы в систему управления... 3. Датчики первичной информации бортовой системы 3.2. Гироскопический измеритель вектора 4. Исполнительные органы систем стабилизации и ориентации космических аппаратов........................ 4.1. Силовые гироскопические комплексы............... 4.2. Комплексы управляющих двигателей-маховиков...... 4.3. Системы магнитной разгрузки управляющих 4.5. Магнитные исполнительные органы................. 5. Определение ориентации космического аппарата 6. Структура и типовые режимы функционирования системы управления движением космического аппарата....... 6.1. Структура системы управления движением.Основные задачи системы управления движением........ 6.2. Управление движением космического аппарата....... 6.3. Функционирование космического аппарата на 6.4. Работа системы управления движением 6.5. Работа системы управления движением 7. Система стабилизации и ориентации..................... 7.1. Функциональная схема, режимы работы и состав алгоритмов системы стабилизации и ориентации... 7.2. Исходные данные для проектирования бортовой 7.3. Управляющие и возмущающие моменты............. 7.4. Уравнения движения космического аппарата 7.5. Уравнения упругих колебаний космического аппарата. 7.6. Анализ устойчивости контуров стабилизации 7.7. Демпфирование угловых скоростей после отделения 7.8. Разгрузка кинетического момента двигателеймаховиков с помощью комплекса магнитных 7.9. Разгрузка кинетического момента комплекса управляющих двигателей-маховиков с помощью стационарных плазменных двигателей.................. 8. Система информационного обеспечения.................. 8.1. Основные режимы работы системы информационного обеспечения. Состав алгоритмов системы информационного 8.2. Определение ориентации космического аппарата относительно базовых систем координат................ 8.3. Определение ориентации и угловой скорости космического аппарата по информации от гироскопического 8.4. Астрокоррекция параметров ориентации космического аппарата и калибровка гироскопического измерителя 8.5. Функциональный контроль гироскопического 8.6. Расчет параметров орбитального движения 8.7. Расчет целеуказаний для управления 9. Система управления смежными системами................ 9.1. Взаимодействие с разгонным блоком................ 9.2. Управление подсистемой подрыва пиросредств....... 9.3. Управление системой электроснабжения............. 9.4. Управление ориентацией солнечных батарей......... 9.5. Управление средствами обеспечения тепловых 9.6. Управление двигательной установкой............... 10. Телеметрическое обеспечение космических аппаратов..... 10.1. Система формирования цифровой телеметрической 10.2. Работа телеметрической системы космического 10.3. Планирование работы системы телеметрической информации в центре управления полетом............... 11. Система управления целевой аппаратурой................ 11.1. Логика и последовательность обмена при штатном обмене системы управления с бортовым 11.2. Логика и последовательность обмена при различных нештатных ситуациях, возникающих при информационном взаимодействии системы управления с бортовым 12. Организация проектирования бортовых систем управления. 12.1. Жизненный цикл бортовой системы управления..... 12.2. Определение цены разработки изделия............. 12.3. Использование CALS-технологий в космической 12.4. Структура процесса разработки.................... 12.5. Унификация аппаратуры и использование принципов 12.6. Средства автоматизации разработок................ Приложение I – Некоторые средства описания механики полета.. Приложение II – Перечень основных сокращений............
ПРЕДИСЛОВИЕ
Настоящее учебное пособие соответствует разделам ряда учебных курсов в рамках подготовки дипломированных специалистов, обучающихся по направлению 160600 «Интегрированные системы летательных аппаратов» и специальности 160403 «Системы управления летательными аппаратами». Кроме помощи в самостоятельном изучении материала, учебное пособие предназначено для курсового и дипломного проектирования, а также может быть полезным для молодых специалистов данного профиля деятельности и аспирантов.В отличие от многочисленных изданий, посвященных теоретическим основам управления, в работе основное внимание уделено вопросам практической реализации систем управления космическими аппаратами. Предлагается систематизированный отбор материала, необходимого для изучения структуры и функционирования систем управления космическими аппаратами.
Базовым материалом пособия послужили конкретные разработки МОКБ «Марс», которое за несколько десятилетий накопило опыт создания систем и бортовых комплексов управления космическими аппаратами различного назначения. Разработка, изготовление, испытания и эксплуатация сложных технических систем сопровождаются выпуском большого количества технической документации: отчеты, технические задания и т.д. При составлении перечисленных документов широко используются сокращения и аббревиатуры. В пособии приводится малый толковый словарь терминов и сокращений, использованных при изложении материала.
Авторы благодарят сотрудников кафедры «Системы приводов авиационно-космической техники» МАИ за помощь при написании учебного пособия, а также сотрудников МОКБ «Марс» Качалову Е.Э.
и Кособокову Т.В. за помощь в подготовке рукописи.
Данный том учебного пособия подготовлен коллективом авторов:
Бровкин А.Г. (разд. 5), Бурдыгов Б.Г. (разд. 9), Гордийко С.В. (разд. 9), Горячев А.Ф. (разд. 3), Заведеев А.И. (разд. 7), Камальдинова Р.А. (разд. 7), Козлов А.И. (разд. 7), Комин В.И. (разд. 3), Луняков С.В. (разд. 1), Мищихин В.В.
(разд. 12), Полосин И.В. (разд. 2, 10, 11), Попов Б.Н. (разд. 4), Реутов В.Г.
(разд. 12), Семенов Е.Е. (разд. 8), Соколов В.Н. (введение, разд. 1), Сыров А.С.
(введение, разд. 1, 12), Чащин В.А. (прил. 1, 2), Шатский М.А. (разд. 6), Шелогаев В.Б. (разд. 3), Шипов А.А. (разд. 8), Яковлев А.А. (разд. 8).
ВВЕДЕНИЕ
Московское опытно-конструкторское бюро «Марс» имеет многолетний опыт создания авиационных и космических систем навигации и управления. В 1955–1960 годах коллективом была создана первая в СССР астронавигационная система управления для межконтинентальной крылатой ракеты «Буря». В 1961–1974 годах разработаны астросистемы управления ориентацией космических аппаратов исследования Луны и окололунного пространства, в том числе:– автоматической станции «Луна-9», совершившей мягкую посадку на поверхность Луны 31.01.1966 г.;
– автоматической станции «Луна-16», обеспечившей доставку на Землю образцов лунного грунта 13.09.1970 г.;
– автоматической станции «Луна-17», высадившей на поверхность Луны исследовательский аппарат «Луноход».
Параллельно с «лунной» программой на предприятии проводились работы по созданию астросистем для определения ориентации космических аппаратов (КА) серии 11Ф619, предназначенных для изучения прохождения радиоволн в атмосфере Земли.
В это же время были созданы астросистемы для самолетов Ту-95М, Ту-142, Ту-160.
В 1975–1982 годах коллектив занимался разработкой автопилотов для ракет МКБ «Радуга», зенитных ракет КБ «Факел», КБ «Вымпел», ДМЗ. В 1983–1993 годы проводилась разработка алгоритмического и программного обеспечения системы управления движением и навигацией орбитального корабля «Буран» на участке аэродинамического спуска с высоты 20 километров до посадки, включая пробег по взлетнопосадочной полосе до останова. 15 ноября 1988 г. впервые в мире осуществлена посадка орбитального корабля в автоматическом режиме управления на заданный аэродром по траектории самолетного типа.
В эти же годы разработаны автоматические бортовые системы управления для самолетов-разведчиков «Стриж» и «Рейс» АНТК им.
А.Н. Туполева.
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
Начиная с 1994 года МОКБ «Марс» проводит работы по созданию систем и бортовых комплексов управления для новых изделий космического применения. К этим изделиям в первую очередь относится разгонный блок «Бриз-М» для ракеты-носителя «Протон-М» разработки ГКНПЦ им. М.В. Хруничева. Система управления разгонным блоком «Бриз-М» разработки МОКБ «Марс» на 30.04.2010 г. обеспечила успешное выведение 41 спутника различного назначения на геостационарные и высокие орбиты.К проектированию систем управления для современных космических аппаратов МОКБ «Марс» приступило в 1999 г. При этом реализовывался подход к созданию бортовых систем управления (БСУ), основанный на унификации технических решений для КА различного назначения.
Космический аппарат дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) «Монитор -Э» (ГКНПЦ им. М.В. Хруничева) с бортовой системой управления разработки МОКБ «Марс» запущен 26.08.2005 г. на околополярную солнечно-синхронную орбиту (высота – Нкр=550 км). По результатам летно-конструкторских испытаний и последующей штатной эксплуатацией БСУ обеспечивала устойчивый полет КА в трехосной ориентации с работой съемочной аппаратуры оптического диапазона.
18 июня 2006 г. выведен на геостационарную орбиту КА связи «KазСат» (ГКНПЦ им. М.В. Хруничева), а 11 февраля 2009 г. – «Экспресс-МД1» (ГКНПЦ им. М.В. Хруничева), оба – с системами управления, разработанными МОКБ «Марс».
Разрабатываются системы управления и наземная контрольнопроверочная аппаратура для КА «KазСат-2», КА «Экспресс-МД2»
(ГКНПЦ им. М.В. Хруничева).
Параллельно проводятся проектные работы по бортовым комплексам управления для геостационарного КА метеонаблюдений «Электро -Л» (НПО им. С.А. Лавочкина) и высокоорбитального КА «Спектр -Р», КА «Спектр-РГ», КА «Спектр-УФ», КА «Электро-2»
ВВЕДЕНИЕ
(НПО им. С.А. Лавочкина), а также по бортовой вычислительной системе для КА ДЗЗ 14Ф133 (НПО МАШ).Накопленный опыт разработки, наземных и летных испытаний систем и комплексов управления для объектов космического назначения позволил МОКБ «Марс» сформировать унифицированный ряд БСУ для космических аппаратов различного применения, единый подход к проектированию наземной контрольной аппаратуры, сквозную директивную технологию создания и отработки аппаратуры и программного обеспечения, состав и структуру типовых комплексных и динамических моделирующих стендов, а также кооперацию соразработчиков (информационные датчики, исполнительные органы).
В настоящей книге представлены материалы по составу и структуре бортовых систем управления для космических аппаратов различного назначения. Рассмотрены состав и характеристики датчиков первичной информации и исполнительных органов. Приведены методы решения основных функциональных задач, в том числе:
– ориентация КА по информации от астродатчиков;
– управление движением КА;
– стабилизация и ориентация КА;
– информационное обеспечение КА.
Описано взаимодействие БСУ со смежными бортовыми системами и агрегатами, большое внимание уделено телеметрическому обеспечению космических аппаратов, а также затронуты некоторые организационно-экономические вопросы разработки и производства бортовых систем управления.
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
1. ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ БОРТОВЫХ СИСТЕМ
УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
По своему функциональному назначению космические аппараты (КА) могут быть разделены на следующие группы:– КА дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ);
Наряду с функциональным назначением КА важным для разработчика бортовых систем управления (БСУ) являются следующие позиции:
– срок активного существования (необходимый ресурс аппаратуры БСУ);
– требования по точности ориентации;
– степень автономности от наземного комплекса управления – необходимость специальной ориентации КА на Землю для обеспечения устойчивой радиосвязи с наземным комплексом управления на начальном участке полета;
– исполнительные органы систем стабилизации и ориентации;
– инерционно-массовые характеристики КА;
– условия эксплуатации КА: внешние возмущающие факторы, наличие угловых маневров при целевом применении, допустимость угловых маневров при проведении технологических операций (калибровка командных приборов и целевой аппаратуры), высота орбиты и др.
Для указанных групп КА существуют различные типы целевых орбит. Так, КА связи выводятся на геостационарную орбиту (ГСО), которая является частным случаем круговой. КА ДЗЗ, как правило, работают на низких круговых орбитах. КА научного назначения, в зависимости от решаемых задач, могут иметь разнообразные гиперболические, параболические, эллиптические и круговые орбиты.
ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ
БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
Краткие сведения о параметрах и характеристиках наиболее часто используемых орбит приведены в приложении I.При выведении КА на целевую орбиту с помощью разгонного блока (РБ) «Бриз-М» полет состоит из следующих участков:
– выведение на опорную орбиту;
– полет по опорной орбите;
– выведение на промежуточную орбиту;
– полет по промежуточной орбите;
– выведение на переходную орбиту;
– полет по переходной орбите;
– выведение на целевую орбиту;
– полет по целевой орбите.
Опорная орбита формируется в результате работы трех ступеней ракеты-носителя – РН (прямое выведение) или в результате работы трех ступеней РН и первого включения маршевого двигателя (МД) разгонного блока (выведение с доразгоном).
Рис. 1.1 Типовая схема полета при выведении ОБ на опорную орбиту
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
При полете с доразгоном РН выводит орбитальный блок (ОБ) на баллистическую траекторию, высота которой в апогее близка высоте опорной круговой орбиты, а высота в перигее имеет отрицательное значение. Типовая схема полета при выведении ОБ на опорную орбиту с доразгоном показана на рис. 1.1.Выведение КА на целевую орбиту осуществляется с использованием 7- или 9-часового перелета. Использование 9-часового перелета позволяет значительно увеличить массу полезной нагрузки на разгонных блоках с относительно небольшой тягой МД за счет сокращения гравитационных потерь.
На рис. 1.2 показаны схема выведения и циклограмма включения маршевого двигателя при выведении на геостационарную орбиту. При этом отмечен момент сброса дополнительных топливных баков (ДТБ).
Отделение КА осуществляется либо непосредственно после последнего выключения МД (в ориентации, полученной на момент Рис. 1.2 Схема выведения и циклограмма включения маршевого двигателя
ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ
БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
выключения МД), либо после выполнения специальных маневров, обеспечивающих приведение РБ в заданную ориентацию, а также закрутку КА (по требованию заказчика).После отделения КА на участке автономного полета по целевой орбите РБ проводятся сеансы радиоконтроля целевой орбиты, увод РБ, радиоконтроль орбиты увода и заключительные операции по приведению блока в безопасное состояние (сброс давления из баков, баллонов и магистралей РБ). Космический аппарат начинает самостоятельный полет.
1.2. Функции и состав бортовой системы управления Большинство требований к БСУ не зависит от назначения КА. Однако есть и специфика. В частности для КА ДЗЗ, как правило, требуется высокая точность стабилизации (10-4-10-5 град/сек), а также высокая точность определения ориентации (порядка 1 угл.мин). В одних случаях (КА «Монитор-Э ») съемки местности проводятся сеансно, в том числе с переориентациями КА, допускаются угловые маневры на нерабочей части витка для проведения операций калибровки информационных датчиков (командных приборов). В других случаях (КА «Канопус-Вулкан») требуется постоянная ориентация в орбитальной системе координат (ОСК) (см. приложение I), угловые маневры для калибровки не допускаются. Кроме того, могут предусматриваться специальные ориентации для союстировки целевой аппаратуры и астроприборов БСУ (КА «Электро-Л»). Также могут выдвигаться специальные требования по обеспечению солнечной ориентации в интересах тепловых режимов целевой аппаратуры.
В соответствии с типовыми требованиями БСУ выполняет следующие основные функции:
– управление движением КА вокруг центра масс с использованием входящего в его состав комплекса электромеханических исполнительных органов;
– отработка заданной программной ориентации КА в базовой системе координат в соответствии с полетным заданием или с
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
– определение параметров движения КА вокруг центра масс в базовой системе координат и осуществление стабилизации КА в заданной ориентации с требуемой точностью;
– определение текущих параметров траекторного движения КА с использованием информации, поступающей от аппаратуры спутниковой навигации – АСН (низкие орбиты) или бортового баллистического прогноза с периодической коррекцией из НКУ (высокие орбиты);
– демпфирование остаточной угловой скорости КА после отделения от разгонного блока (РБ) с использованием комплекса управляющих двигателей-маховиков (КУДМ) или газовых двигателей;
– автономное (без участия НКУ) обеспечение приведения КА в заданную ориентацию после завершения демпфирования;
– выполнение «разгрузки» КУДМ (уменьшение накопленного кинетического момента) с использованием магнитных исполнительных органов (низкие орбиты) или двигательной установки;
– включение и выключение двигателей на интервалах коррекции орбиты КА при заданной ориентации вектора тяги – по команднопрограммной информации из НКУ;
– управление работой двигателей;
– управление ориентацией солнечных батарей с использованием аппаратуры из состава системы энергоснабжения;
– управление работой пиросредств КА и электрочек;
– формирование команд управления целевой аппаратурой, системой электроснабжения (СЭС);
– управление режимами работы системы телеметрических измерений (СТИ) на основании управляющей информации, поступающей из НКУ;
– управление работой средств обеспечения теплового режима;
– контроль правильности работы приборов БСУ и процессов управления движением вокруг центра масс КА;
ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ
БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
– автоматическое парирование последствий отказов или отклонений в управлении при функционировании БСУ, выявленных в результате контроля;– формирование телеметрической информации о состоянии аппаратуры БСУ, процессах управления и характеристиках движения КА вокруг центра масс и траекторного движения для передачи ее в СТИ;
– формирование текущей информации о параметрах движения КА, параметрах состояния БСУ для передачи в целевую аппаратуру и последующей трансляции в НКУ;
– ведение бортовой шкалы времени с заданной точностью относительно шкалы системы единого времени (СЕВ), в том числе с выдачей потребителю секундной метки.
Необходимыми составными частями БСУ (рис. 1.3) являются:
– бортовая цифровая вычислительная система (БЦВС), решающая основные задачи системы управления и обеспечивающая информационное взаимодействие с другими подсистемами;
– блоки силовой автоматики (БСА), обеспечивающие коммутацию электропитания и электрическое взаимодействие со смежными системами, имеющими аналоговый вход (выход);
– информационно-измерительная система (ИИС); ее состав и характеристики определяются условиями функционирования КА, решаемыми задачами и предъявляемыми точностными требованиями;
– исполнительные органы (ИО); их состав и характеристики определяются инерционно-массовыми характеристиками КА и заданными требованиями по динамике и точности стабилизации.
Связь БЦВС с перечисленными блоками и системами, а также с целевой аппаратурой (ЦА) и СТИ осуществляется в соответствии с ГОСТ Р 52070-2003 [8] по мультиплексному каналу обмена (МКО-1).
По второму, отдельному, каналу обмена (МКО-2) бортовая аппаратура командно-измерительной системы (БАКИС), обеспечивающая прием данных от НКУ, связана с БЦВС и ЦА. БЦВС является контроллером шины (КШ) по отношению ко всем устройствам, кроме БАКИС, по отношению к которой БЦВС является оконечным устройством (ОУ).
(канал нижнего уровня) (канал верхнего уровня)
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
Рис. 1.3 Структурная схема бортовой системы управленияПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ
БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
ИИС формирует вектор параметров состояния R космического аппарата, который поступает в БЦВС, где используется в вычислительных алгоритмах. В результате формируется вектор управления, который передается на исполнительные органы. БСА получают от смежных систем вектор сигналов S и передают на смежные системы вектор команд К. Командно-программная информация поступает из НКУ через телекомандную систему в БСУ, а аналоговая и цифровая телеметрическая информация – в обратном порядке. ЦА также обменивается с БСУ командно-программной информацией. На рис. 1.3 – 1.8 пунктирными линиями обозначены смежные системы.Структура первой из разработанных в МОКБ «Марс» систем управления КА «Монитор - Э » представлена на рис. 1.4. Типовые черты этой структуры четко прослеживаются и в последующих разработках для КА «KазСат» (рис. 1.5), «Экспресс-МД1» (рис. 1.6), «Электро-Л» (рис. 1.7), «Спектр-Р» (рис. 1.8). На рис. 1.4–1.8 приняты следующие обозначения:
АД – астродатчик;
АОСБ – аппаратура ориентации солнечных батарей;
АПУ ДУ – аппаратура преобразования и управления двигательной установкой;
АРК СЭС – аппаратура регулирования и контроля системы электроснабжения;
АСН – аппаратура спутниковой навигации;
АТМИ – аналоговая телеметрическая информация;
АФС – антенно-фидерная система;
БАКИС – бортовая аппаратура командно-измерительной системы;
БПК – блок подачи ксенона;
БРТК – бортовой радиотрансляционный комплекс;
БССД – бортовая система сбора данных;
БСУ – бортовая система управления;
БУ – блок управления;
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
БУ СНИПИ – блок управления системы накопления и преобразования информации;БУВ ПК – блок управления вентиляторами приборного контейнера космического радиотелескопа;
БУВ ФК – блок управления вентиляторами фокального контейнера космического радиотелескопа;
БУК – блок управления и контроля;
БХК – блок хранения ксенона;
БЦВС – бортовая цифровая вычислительная система;
БШВ – бортовая шкала времени;
ВИРК – высокоинформативный радиокомплекс;
ГГАК – гелиогеофизический аппаратурный комплекс;
ГИВУС – гироскопический измеритель вектора угловой скорости;
ДМ – двигатель-маховик;
ДСР – датчик стопорного режима;
ДУ – двигательная установка;
КПИ – командно-программная информация;
КПУ – коммутационно-преобразующее устройство;
КРТ – космический радиотелескоп;
КУДМ – комплекс управляющих двигателей-маховиков;
МД – маршевый двигатель;
МКО – мультиплексный канал обмена;
МСУ-ГС – многоспектральное сканирующее устройство гидрометеорологического обеспечения;
МУБС – механическое устройство солнечной батареи;
НГ ДУ – нагреватели двигательной установки;
НКПА – наземная контрольно-проверочная аппаратура;
ОУ – оконечное устройство;
ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ
БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
ПКТР – подсистема контроля температурного режима;ПОЗ – прибор ориентации на Землю;
ППРВЭ – пиропатроны раскрытия внешних элементов;
ПСА – панхроматическая съемочная аппаратура;
ПТ – пиротехника;
ПЭ – пироэлементы;
РБ – разгонный блок;
РДСА – распределенного доступа съемочная аппаратура;
РК – разовая команда;
РКН – разовая команда непосредственного исполнения;
РКУ – релейная команда управления;
СБ – солнечная батарея;
СДП – солнечный датчик положения;
СКЭ – система контроля электризации;
СМК – силовой магнитный комплекс;
СНИПИ – система накопления и преобразования информации;
СОСБ – система ориентации солнечных батарей;
СОТР – система обеспечения теплового режима;
ССНИ – система сбора научной информации;
СТИ – система телеметрических измерений;
СУ ОНА – система управления остронаправленной антены;
СЭС – система электроснабжения;
ТД СОС – термодинамическая система ориентации спутника;
ТКС – телекомандная система;
ТМС-Б – блок телеметрической системы;
У16 – устройство-привод АОСБ;
ЦА – целевая аппаратура;
ЭК ДУ – электроклапаны двигательной установки;
ЭП – электронный прибор.
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ
БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
Рис. 1.6 Структурная схема БCУ КА «Экспресс-МД1»
ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ
БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ
БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
1.3. Основные технические решения при разработке К основным техническим решениям, обеспечивающим требуемые характеристики и качество функционирования систем управления (CУ) разработки МОКБ «Марс», следует отнести:1. Применение высоконадежных интерфейсов, основанных на трех базовых принципах: последовательной передаче данных (минимизация массово-габаритных характеристик); биполярного и/или фазоманипулированного кодирования; асинхронного обмена с использованием информационной обратной связи. Примером такого интерфейса является магистральный последовательный интерфейс по ГОСТ Р 52070-2003. Он предполагает широкие возможности по реконфигурации программно-аппаратных средств CУ, надежен по характеристикам количества сбоев в процессе эксплуатации вследствие применения биполярного кодирования.
2. Применение отработанной и прошедшей летные испытания высоконадежной электронной компонентной базы, которая по вычислительным ресурсам (быстродействие, объем запоминающего устройства) реализует требования по решению функциональных задач, определяемых в техническом задании (ТЗ) на систему управления КА.
3. Организация внутреннего взаимодействия между подсистемами БCУ и БCУ со смежными системами с использованием трехуровневой иерархической структуры:
– цифровой обмен по МКО по ГОСТ Р 52070-2003;
– цифровой обмен по параллельному интерфейсу между блоками силовой автоматики;
– обмен аналоговыми командами/сигналами между исполнительными платами (ИП) БСА и подсистемами БСУ и КА в соответствии с Протоколами обмена.
4. Применение гибкой системы резервирования:
– датчики первичной информации дублированы или имеют внутреннее резервирование, блоки электроники КУДМ дублированы;
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
– аппаратные средства исполнительных плат БСА дублированы, если сопрягаемая с ними аппаратура по входу/выходу дублирована, или троированы по схеме «канал в канал» с мажоритированием на входе приемника команд/сигналов в случае, если сопрягаемая аппаратура троирована по входу/выходу;– в состав ИСУ входят три взаимозаменяемых АД;
– аппаратные средства БЦВС и БСА имеют четырехкратное резервирование с одной гранью в холодном резерве для обеспечения живучести КА в условиях радиационного воздействия;
– применены четыре комплекта двигателей-маховиков в составе КУДМ, устанавливаемых на КА по схеме «пирамида» (для тяжелых КА их количество может быть удвоено).
5. Применение пакетной конструкции БЦВС и БСА с использованием пружинных контактов, что позволяет при характеристиках быстродействия и объема 3У, близких к зарубежным аналогам, получить также малые габариты и массу.
6. С целью повышения надежности в МОКБ «Марс» применяется апробированная со времен создания орбитального корабля «Буран»
технология отработки и сдачи системы управления. Эта технология предполагает значительный объем работ в процессе математического, полунатурного моделирования, электрических проверок на различных рабочих местах и стендах, чем обеспечивается высокая степень отработки аппаратуры и программного обеспечения БCУ во взаимодействии.
7. Программное обеспечение (ПО) БCУ помимо реализации автоматического парирования отказных ситуаций предполагает широкий спектр возможностей реконфигурации аппаратных и программных средств с использованием командно-программной информации (КПИ) из НКУ, чем достигается рациональное распределение функций между бортовыми и наземными средствами.
8. Программное обеспечение БCУ имеет иерархическую модульную структуру, разрабатывается на языке высокого уровня «С». Процесс создания ПО предполагает многоуровневую процедуру разработки,
ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ
БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
написания и отладки с использованием эмуляторов аппаратных средств БЦВС и БСА, что позволяет в значительной мере сократить сроки отладки и отработки ПО во взаимодействии с реальной аппаратурой.1.4. Базовые составные части бортовой системы управления Базовой для всех БСУ, разрабатываемых МОКБ «Марс» для различных КА, является бортовая цифровая вычислительная система «Марс-4», представляющая собой четырехгранную БЦВМ, где вычислительным и информационным ядром каждой грани служит двухпроцессорный комплекс «центральный процессор (ЦПР) – процессор ввода/вывода (ПВВ)». ПВВ каждой грани связан с резервированным МКО, к которому подсоединены оконечные устройства – источники входной и потребители выходной информации бортовой цифровой вычислительной машины. Между гранями существует канал обмена информацией, используемый системой контроля и диагностики и системой восстановления сбойной информации. Четырехкратно резервированный формирователь рабочего цикла обеспечивает синхронизацию выполнения рабочих программ в цикле. Одна из граней находится в холодном резерве. Реконфигурация БЦВС при отказе одной из рабочих граней обеспечивается алгоритмами системы контроля и диагностики (СКД), в основе которых приняты межгранный обмен, программная мажоритарная обработка информации, алгоритм выбора контроллера шины МКО и логика вывода в резерв отказавшей грани и ввода в действие грани из резерва, если он не исчерпан. Вычислительные ресурсы БЦВС «Марс-4» обеспечивают решение всех известных на сегодняшний день функциональных задач БСУ с определенным технологическим запасом по памяти и быстродействию.
Структура БЦВС представлена на рис. 1.9, унифицированная структура реконфигурации при последовательных отказах граней – на рис. 1.10.
Блоки силовой автоматики предназначены для организации внутреннего взаимодействия БЦВС с подсистемами БСУ и смежными системами, имеющими аналоговый вход (выход). В большинстве случаев
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ
БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
Рис. 1.10 Унифицированная структура реконфигурацииБОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
БСА осуществляют включение реле, нагревателей, электроклапанов и других подобных устройств. В отдельных случаях БСА преобразовывают аналоговую информацию датчиков в цифровой вид, удобный для использования в БЦВС при выполнении логических и вычислительных функций в соответствии с заложенными алгоритмами.БСА должны удовлетворять следующим требованиям:
– иметь высокую надежность и отказоустойчивость в течение срока активного существования КА;
– быть устойчивыми к сбоям при воздействии космического излучения и других дестабилизирующих факторов и иметь механизмы восстановления информации при сбоях;
– иметь минимальные массогабаритные и энергетические характеристики;
– обеспечивать возможность унификации для применения в БСУ КА различного назначения и дальнейшего развития и модернизации без коренной переделки аппаратуры.
Все разрабатываемые в МОКБ «Марс» БСА имеют в своем составе вычислительное ядро (четырехкратно резервированные вычислители) и резервированный комплект исполнительных плат. В космическом аппарате «Монитор-Э » все функции БСА сконцентрированы в едином коммутационно-преобразующем устройстве (КПУ).
В последующих разработках сформировался унифицированный подход к БСА как к иерархической структуре, включающей блок управления и контроля (вычислительное ядро, часть исполнительных плат) и блоков-сателлитов БУ (исполнительные платы, конструктивно объединенные в соответствии с функционально-целевым назначением).
Принципы построения и архитектура БСА разработки МОКБ «Марс» показаны на рис. 1.11.
Взаимодействие БСУ с конкретным абонентом – смежной системой – должно быть зафиксировано «Протоколом», отражающим электрические характеристики абонента, а при необходимости – особенности его функционирования, а также порядок контроля на местах эксплуатации. Типовой «Протокол» должен содержать:
ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ
БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
Рис. 1.11 Принцип построения и архитектураБОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
– основные положения;– принятые сокращения;
– состав аппаратуры абонента;
– перечень команд управления, их характеристики;
– перечень выходных сигналов абонента, их характеристики;
– схемы электрические входных/выходных каскадов как БСА, так и абонента;
– роспись контактов всех разъемов абонента, схему подключения электрических кабелей к абоненту при штатной работе;
– схему организации питания абонента;
– требования по организации контроля электрических параметров сигналов на местах эксплуатации, включающие в себя как требования по предельному количеству включений, так и по максимальному уровню сигналов;
– при наличии стандартизованных связей с абонентом должны быть указаны ссылки на конкретные номера рисунков и схем ГОСТ.
Состав информационных датчиков для КА определяется исходя из следующих положений:
1. В рабочем режиме определение ориентации связанной системы координат (ССК) КА в орбитальной системе координат (ОСК) осуществляется за счет определения ориентации ССК в инерциальной системе координат (ИСК) (путем интегрирования выходных сигналов ГИВУС с периодической коррекцией и калибровкой инструментальных погрешностей ГИВУС по данным АД) и расчета текущей ориентации ОСК относительно ИСК.
2. Для калибровки погрешностей ГИВУС допускается (или не допускается) в технологических целях изменение ориентации КА по сравнению с рабочей ориентацией в ОСК.
3. Для определения параметров магнитного поля, в случае если разгрузка КУДМ может быть осуществлена с применением магнитных исполнительных органов, используется магнитометр.
4. После отделения КА от РБ для демпфирования остаточной угловой скорости и раскрытия панелей СБ требуется (или не требуется) class='zagtext'>ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ
БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
приведение КА в положение «ось Х1 в надир» для обеспечения устойчивой радиосвязи с НКУ.Подробнее о системах координат см. в приложении I.
Базовый состав информационных датчиков представляется следующим:
– ГИВУС (с внутренним резервированием) – для непрерывного определения ориентации ССК в ИСК;
– АД (2-3 комплекта) – для астрокоррекции параметров ориентации и калибровок ГИВУС;
– СДП (2 комплекта) – для управления солнечными батареями;
– магнитометр – для измерения вектора индукции магнитного поля Земли в ССК.
ГИВУС и АД устанавливаются на едином кронштейне, оптические контрольные элементы (КЭ) которого материализуют связанную приборную систему координат КА (СПСК).
Относительно СПСК задаются точностные требования в ТЗ на БСУ, к СПСК осуществляется (при наземных работах) привязка целевой аппаратуры.
При высокой заданной точности определения ориентации ССК (СПСК) относительно ОСК (порядка 1 угл.мин) необходимо использовать АСН; при меньшей точности (порядка 3–5 угл.мин) допустимо использование бортового баллистического прогноза.
Солнечный датчик положения не является точностным прибором и используется для грубого определения направления на Солнце в интересах обеспечения энергобаланса на начальном участке полета и в нештатных ситуациях.
Приборное обеспечение начального участка полета существенно зависит от необходимости (или ее отсутствия) ориентации КА осью Х на Землю для обеспечения связи с НКУ (то есть от диаграммы направленности антенны БРТК). При этом возможны два варианта.
1 вариант. БРТК располагает всенаправленной антенной. В этом случае после построения ориентации «Ось Х1 на Солнце» (в которой
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
КА может находиться неограниченное время) и проведения радиообмена на борт загружаются начальные данные для баллистического прогноза и вектор на Солнце в ИСК, проводится астрокоррекция в ориентации КА «визирная ось АД против Солнца» и определяется ориентация ССК КА в ОСК. В ближайшем будущем должна также быть проработана и алгоритмически реализована возможность астроопределений при неизвестной ориентации КА в ИСК.2 вариант. Возможности БРТК не позволяют устанавливать связь с НКУ при произвольной ориентации КА. В этом случае требуется срочная ориентация его антенн на Землю. Наиболее эффективным средством быстрого построения ОСК является прибор ориентации на Землю (ПОЗ). С учетом целевого назначения ПОЗ (обеспечение радиосвязи) допустимая погрешность прибора может составлять 5– град. Поиск Земли осуществляется вращением КА вокруг оси, направленной на Солнце.
Представляется также возможным грубое определение ориентации КА в ОСК с использованием СДП (можно определить период обращения, продолжительности и «середины» участков света и тени, орбитальную угловую скорость и т.п.) и магнитометра (изменение направления вектора магнитной индукции в условной инерциальной системе координат). Это требует детальной алгоритмической проработки.
Во всех рассмотренных случаях не требуется закладки в стартовое полетное задание (СПЗ) каких-либо данных, связанных с датой пуска и параметрами КА на момент отделения от РБ.
Успешное функционирование и приемлемые точностные характеристики БСУ в режиме определения и поддерживания ориентации в ОСК с использованием данных ГИВУС, АД и бортового баллистического прогноза подтверждены на этапе летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) КА «Монитор-Э».
Для КА «KазСат» дополнительно разработаны алгоритмы приведения КА в ОСК путем последовательного поиска Солнца с использованием солнечного датчика и Земли – с использованием ПОЗ, определения и поддержания ориентации КА в ОСК по данным ПОЗ и
ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ
БОРТОВЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
ГИВУС. Предполагается преемственное использование этих алгоритмов в БСУ экспериментального малого космического аппарата «Канопус-Вулкан».В БСУ разработки МОКБ «Марс» типовым исполнительным органом является комплекс управляющих двигателей-маховиков (КУДМ), предназначенный для создания управляющих моментов, воздействующих на космический аппарат в режимах стабилизации и программных разворотов относительно центра масс.
Четыре ДМ обеспечивают требуемую точность стабилизации, в том числе при отказе одного из них. На тяжелых КА могут устанавливаться два комплекта КУДМ.
Уверенная и высокоточная работа системы стабилизации с использованием КУДМ продемонстрирована на первом этапе ЛКИ КА «Монитор-Э ». На этом КА показана также эффективность разгрузки КУДМ с применением комплекса магнитных исполнительных органов (КМИО) при расчетном формировании параметров магнитного поля без использования магнитометра.
Кроме того, БСУ КА может осуществлять управление работой двигателей (плазменных, газовых и др.), устанавливаемых для коррекции орбиты, демпфирования начальных угловых скоростей, дополнительной разгрузки КУДМ.
Разработанные МОКБ «Марс» типовые проектные решения по структуре и составу БСУ КА, бортовой вычислительной системе, электронным блокам, информационным датчикам и исполнительным органам позволяют создать БСУ для космических аппаратов с самым широким спектром требований как по составу выполняемых функций, так и по точности решения задач управления, стабилизации и ориентации.
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
2. КОМАНДНАЯ РАДИОЛИНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Командная радиолиния космического аппарата предназначена для осуществления связи между КА и наземным комплексом управления Основным элементом командной радиолинии является бортовая аппаратура командно-измерительной системы (БАКИС), которая может входить в состав телекомандной системы (ТКС) КА (для КА «Монитор-Э», КА «KазСат», КА «Экспресс-МД1»).БАКИС работает в сантиметровом диапазоне волн и совместно со средствами наземной аппаратуры контрольно-испытательной станции (КИС) обеспечивает выполнение следующих функций:
– прием с НКУ радиокоманд (РК) с передачей на него квитанций об их приеме, формирование и выдачу их в бортовую систему управления (БСУ) и в систему телеметрических измерений (СТИ);
– прием с наземного комплекса управления командно-программной информации (КПИ) и выдачу этой информации в БСУ или в бортовой радиотехнический комплекс (БРТК) с получением от БСУ или БРТК квитанции о приеме информации и передаче квитанции на НКУ;
– прием кадров телеметрической информации (ТМИ) от системы телеметрических измерений и их передачу на наземный комплекс управления по обратному каналу;
– приемопередачу сигналов измерения текущих навигационных параметров для измерения наклонной дальности (R) и радиальной скорости (R).
Структурная схема БАКИС представлена на рис. 2.1.
БАКИС состоит из двух основных частей:
– высокочастотной (ВЧ) аппаратуры;
– низкочастотной (НЧ) аппаратуры.
К приборам высокочастотной аппаратуры относятся: приемопередающие устройства ППУ-1, ППУ-2, ППУ-3, сумматор-разветвитель СР, усилители мощности УМ1, УМ2, УМ3, ВЧ-переключатель CR, приемные и передающие антенны и ВЧ-элементы фидерного тракта (Ф). К приборам низкочастотной аппаратуры относится дешифратор командно-программной информации (ДКПИ).
КОМАНДНАЯ РАДИОЛИНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Рис. 2.1 Структурная схема БАКИСБОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
Приемопередающее устройство (ППУ) (3 шт.) состоит из приемного устройства (ПРМ) и формирователя ответного сигнала (ФОС).ПРМ обеспечивает прием и усиление СВЧ-сигналов навигационной системы (НС) контрольно-испытательной станции, демодуляцию сигналов радиокоманд (РК) управления и командно-программной информации, выделение и слежение за задержкой псевдослучайной последовательности, манипулирующей фазу частоты запросного сигнала, преобразование аналогового сигнала в цифровой и обмен по интерфейсу RS-232 с дешифратором командно-программной информации (ДКПИ).
ФОС обеспечивает формирование ответного СВЧ-сигнала и модуляцию его информационными сигналами (квитанции КВ РК, КВ КПИ или телеметрическим кадром от СТИ). Сумматор-разветвитель (СР) обеспечивает возможность работать любому ППУ с любым усилителем мощности (УМ). Усилители мощности обеспечивают необходимое усиление СВЧ-сигнала, сформированного ФОС, и передачу его в передающий тракт антенно-фидерного устройства.
Высокочастотное переключающее устройство (CR) обеспечивает подключение УМ2, УМ3 к любой из передающих антенн А4, А5. Антенны А1, А2, ВЧ-фильтры Ф и ВЧ-сумматор Х образуют приемный тракт антенно-фидерного устройства. Антенны А3, А4, А5, ВЧ-фильтр Ф и высокочастотное переключающее устройство (CR) образуют передающий тракт антенно-фидерного устройства.
Дешифратор командно-программной информации состоит из трехканального дешифратора, исполнительной матрицы и коммутационно-распределительного устройства (КРУ).
ДКПИ выполняет следующие функции:
– прием от ВЧ-комплекса радиокоманд, обработку, формирование и выдачу их в бортовую систему управления (БСУ);
– выдачу квитанций о приеме РК на ВЧ-комплекс;
– прием от ВЧ-комплекса командно-программной информации, ее обработку, преобразование и выдачу КПИ в БСУ или БРТК;
– выдачу на высокочастотный комплекс квитанций о приеме КПИ на основании ответного слова БСУ или БРТК;
КОМАНДНАЯ РАДИОЛИНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
– управление конфигурацией и режимами БАКИС по командам от наземного комплекса управления;– управление конфигурацией и режимами системы телеметрической информации по командам от НКУ.
Коммутационно-распределительное устройство (КРУ), входящее в состав ДКПИ, обеспечивает переключение необходимых для функционирования БАКИС и СТИ шин питания.
Внешними системами БАКИС являются:
– бортовая система управления (БСУ);
– блок управления бортовым радиотехническим комплексом ;
– система телеметрических измерений;
– система электроснабжения (СЭС);
– система управления разгонного блока (СУ РБ).
С бортовой системой управления БАКИС связана тремя линиями связи:
• Линией передачи радиокоманд. Каждая РК передается по троированной линии передачи замыканием «сухих» контактов реле в БАКИС. «Сухим» контактом называют выводы от контактов реле, на которые не подается напряжение питания от прибора, где эти контакты стоят, то есть контакт гальванически развязан от управляющего сигнала.
• Цифровой линией передачи командно-программной информации.
По этой линии БАКИС передает в БСУ командно-программную информацию, а получает от БСУ ответное слово о результате приема КПИ. Линия передачи выполнена по ГОСТ Р 52070-2003 [8]. Контроллер шины находится в ДКПИ, а оконечное устройство – в БСУ.
• Линией передачи команды КО (контакт отделения) от БСУ, которая дублирует команду КО системы управления разгонного блока.
С блоком управления бортовым радиотехническим комплексом (БУ БРТК) БАКИС связана цифровой линией передачи командно-программной информации. По этой линии БАКИС передает в БРТК КПИ, а получает от БРТК ответное слово о результате приема КПИ. Линия передачи выполнена по ГОСТ Р 52070-2003.
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
С системой телеметрических измерений БАКИС связана цифровой линией передачи телеметрической информации и шинами питания для СТИ. По цифровой линии связи из блока обработки информации СТИ сформированный телеметрический кадр передается в БАКИС для передачи на Землю. В блоке КРУ БАКИС из шины питания СЭС формируются шины питания СТИ. Включение, выключение и переключение приборов СТИ производится блоком КРУ по командам БАКИС. Блок КРУ также проводит защиту шин СТИ от короткого замыкания. На блок КРУ БАКИС от системы электроснабжения подается одна шина 27 В.Скорость передачи РК должна быть не менее одной фразы в две секунды (при технической скорости 100 бит/сек), при этом вероятность правильного прохождения РК с первой попытки должна быть не хуже 0,999. Скорость передачи КПИ должна быть не менее одной фразы в две секунды (при технической скорости 1 Кбит/с, одна фраза 512 бит), при этом вероятность правильного прохождении фразы КПИ с одной попытки должна быть не хуже 0,99.
2.1. Взаимодействие бортовой аппаратуры командноизмерительной системы с бортовой системой управления Взаимодействие БАКИС с БЦВС осуществляется по мультиплексному каналу обмена по ГОСТ Р 52070-2003. БАКИС является контроллером шины (КШ), БЦВС является оконечным устройством (ОУ).
Обмен по линии передачи информации в соответствии с ГОСТ Р 52070-2003 осуществляется по двум магистральным шинам: основной и резервной. Вид магистральной шины (основная или резервная), по которой в данный момент осуществляется обмен, определяет контроллер. Контроллером на основной и резервной шине является БАКИС. БЦВС на основной и резервной шине выполняет функции оконечного устройства для одной из четырех граней БЦВС и монитора шины для всех остальных граней БЦВС.
Переключение граней БЦВС из режима оконечного устройства в режим монитора шины и обратно осуществляет БЦВС в соответствии со своим ПО, при этом любой грани, исполняющей роль оконечного устройства, присваивается единственный адрес.
КОМАНДНАЯ РАДИОЛИНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Обмен осуществляется в форматах основных сообщений 1 и 2 по ГОСТ Р 52070-2003. Обмен асинхронный.Формат
КС СД СД СД ОС КС
КС СД СД КС
Формат 1 используется для передачи из БАКИС в БЦВС посылки КПИ. При обмене по формату 1 БАКИС выдает в БЦВС команду обмена данными (КОД), состоящую из командного слова (КС) и 31-го слова данных (СД), содержащих соответствующую информацию. На каждую принятую КОД БЦВС БСУ выдает в БАКИС ответное слово (ОС).Разряды с 1 по 3 – синхросигнал. Разряды с 4 по 8 – адрес ОУ БЦВС (010102). Разряд 9 – «0» (БЦВС должна принимать данные). Разряды с 10 по 14 – подадрес ОУ, определяющий вид передаваемой информации (кодовая команда (КК), полетное задание (ПЗ), программное обеспечение (ПО), настроечные параметры (НП)). Разряды с по 19 – число слов данных, всегда 111112 (31 слово данных). Разряд – разряд контроля четности (РКЧ), должен принимать такое значение, чтобы сумма значений разрядов с 4 по 20 была нечетной.
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
Информация в командном слове передается в прямом двоичном СД1СД30 – информация. СД31 – дополнение до контрольной суммы (ДКС). В каждом слове данных: разряды с 1 по 3 – синхросигнал, разряды с 4 по 19 – информация, старший разряд четвертый, разряд 20 – разряд контроля четности.Информация в словах данных передается в прямом двоичном Разряды с 1 по 3 – синхросигнал, разряды с 4 по 8 – адрес ОУ БЦВС (010102), разряд 9 – признак «Ошибка в сообщении» («0» – принятая информация достоверна, «1» – информация недостоверная), разряды с 10 по 16 – нули, разряд 17 – признак «Неисправность абонента»
(«0» – абонент исправен, «1» – зафиксировано неправильное функционирование абонента). Устанавливается программное обеспечение БЦВС, разряд 18 – «0», разряд 19 – признак «Неисправность ОУ» («0»
– ОУ исправно, «1» – зафиксировано неправильное функционирование ОУ), устанавливается аппаратно, разряд 20 – разряд контроля четности.
Информация в ответном слове передается в прямом двоичном Частота выдачи посылок КПИ из БАКИС в БЦВС – одна посылка не чаще одного раза в 2 секунды.
КОМАНДНАЯ РАДИОЛИНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Формат 2 используется при запросе БАКИС от БЦВС слова состояния. При обмене по формату 2 БАКИС выдает в БЦВС команду обмена данными, состоящую из командного слова на передачу из БЦВС одного слова данных. БЦВС передает в БАКИС ответное слово и одно слово данных.Информация в КС, ОС и СД передается в прямом двоичном коде.
Разряды с 1 по 3 – синхросигнал, разряды с 4 по 8 – адрес ОУ БЦВС (010102), разряд 9 – «1» (БЦВС должна выдать данные), разряды с 10 по 14 – подадрес БЦВС (код 000112), разряды с 15 по 19 – число слов данных, всегда 000012 (одно слово данных), разряд 20 – разряд контроля четности.
Значение разрядов ОС аналогичное ОС, указанному выше.
Разряд с 1 по 3 – синхросигнал, разряды с 4 по 11 – признак смысловой достоверности информации, принятой БЦВС от БАКИС по формату 1 (10001111 – принятая информация достоверна, 01010000 – принятая информация недостоверна), разряды с 12 по 19 – нули, разряд 20 – разряд контроля четности.
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
Информация, передающаяся между БАКИС и БЦВС по смысловому наполнению, разделена на командно-программную информацию, приходящую с Земли, и квитанции, формируемые БЦВС для передачи через БАКИС на наземный комплекс управления. КПИ БСУ состоит из посылок, длина которых равна длине фразы, передаваемой БАКИС, – 512 бит, т.е. 32 слова данных (шестнадцатиразрядных). Частота прихода посылок принята (на основании известных характеристик для ТКС) 512 бит за 1-2 сек.После приема посылки в БЦВС производится контроль данных на достоверность и формируется ответная квитанция для наземного комплекса управления. Квитанция может быть либо положительная (0x8f00), либо отрицательная (0x5000). Через 200 мс после выдачи посылки с КПИ в БЦВС бортовая аппаратура командно-измерительной системы запрашивает и получает квитанцию из БЦВС, а затем БАКИС транслирует полученную квитанцию на НКУ.
БАКИС, при отсутствии ответа от БЦВС или при ответе с признаками отказа обмена или несоблюдении стандарта обмена, переходит на резервный мультиплексный канал обмена (МКО-2) и повторяет попытку обмена. В случае неудачного обмена по обоим каналам БАКИС формирует отрицательную квитанцию, передает ее в НКУ и прекращает попытки обмена с БЦВС до следующей посылки с НКУ.
2.2. Алгоритм работы при приеме информации от бортовой аппаратуры командно-измерительной системы Получив данные по МКО-2, бортовая цифровая вычислительная система средствами ПО системы организации вычислительного процесса (СОВП) проводит их предварительный контроль. Принятая информация мажоритируется по работающим граням БЦВС. СОВП формирует признак достоверности или недостоверности посылки и передает посылку в центральный процессор БЦВС на дальнейшую обработку.
Программное обеспечение системы взаимодействия (СВ) БАКИС, получив от СОВП достоверный массив данных, принятых из шины МКО-2 ТКС, проводит первичный анализ посылки. Выполняется расКОМАНДНАЯ РАДИОЛИНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА чет значения контрольной информации – контрольной информацией является значение дополнения до контрольной суммы, рассчитанной по информационным словам данных посылки и передаваемой в последнем слове данных посылки. При совпадении рассчитанного и пришедшего в посылке значений контрольной информации, ПО СВ БАКИС формирует значение положительной квитанции. При несовпадении контрольной информации или при отсутствии признака достоверности от СОВП формируется отрицательная квитанция.
При наличии положительной квитанции проводится анализ типа полученной КПИ. Посылки КПИ могут содержать следующую информацию: кодовые команды, полетные задания БСУ, массивы изменения ПО БСУ и массивы начальной управляющей информации (НУИ).
При наличии достоверности и соответствии контрольной информации производится дальнейшая обработка принятой посылки в ПО СВ БАКИС. При отсутствии достоверности от СОВП или несовпадении контрольной информации КПИ не передается на дальнейшую обработку. При любом исходе анализа принятой посылки в ЦТМИ БСУ передаются соответствующие признаки.
Все посылки с КПИ, переданные в центральный процессор (ЦПР), копируются в массивы ЦТМИ БСУ для передачи на Землю.
В ЦПР работает ПО СВ БАКИС, которое по признаку от алгоритма ПОИ обеспечивает обработку посылки с КПИ при ее поступлении: расшифровку посылок с КК, загрузку в запоминающее устройство (ЗУ) полетных заданий БСУ, коррекцию или настройку программного обеспечения БЦВС, а также, при наземном контроле, загрузку начальной управляющей информации в репрограммируемое запоминающее устройство (РПЗУ) БЦВС.
2.3. Алгоритм работы бортовой системы управления при приеме командно-программной информации Кодовые команды предназначены для воздействия на БСУ и смежные системы в специальных режимах работы, при наземном контроле,
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
при летно-конструкторских испытаниях (ЛКИ), при возникновении нештатных ситуаций (НШС) и т.п. Выдача КК планируется при организации сеансов связи с аппаратом.КК могут быть приняты в любой момент времени и во время любого рода работы БСУ (исключая запреты, описанные в инструкциях центра управления полетом).
При поступлении посылки с КК программное обеспечение системы взаимодействия (ПО СВ) БАКИС выполняет расшифровку КК.
В теле посылки с КК содержится код номера КК, в зависимости от которого ПО СВ БАКИС реализует заранее определенные действия по изменению значений переменных в оперативном запоминающем устройстве (ОЗУ) центрального процессора БЦВС. Программное обеспечение системы взаимодействия БАКИС выполняет последовательный анализ всех слов посылки и расшифровку всех переданных в посылке КК. Если при раскодировке содержимого посылки встречается номер КК, отсутствующий в перечне КК данного КА, обработка посылки с этого места прекращается.
Кодовые команды могут быть непосредственного исполнения, работающие по принципу «получена – тут же выполнена», и отложенного и циклического исполнения. В составе слов команд отложенного и циклического исполнения передаются численные значения времени выполнений этой команды или смещения (в секундах) для организации циклов. Время кодируется в формате бортовой шкалы времени БСУ. Количество кодовых команд отложенного или циклического исполнения, одновременно заложенных на борт, не должно превышать 128. Каждая кодовая команда циклического или отложенного исполнения должна быть размещена в отдельной посылке.
В программном обеспечении БСУ организован механизм исполнения КК «особой важности». Для того чтобы исполнилась КК «особой важности», необходимо передать предварительную КК, по которой происходит запоминание времени. Если КК «особой важности» приходит в течение времени, заданного в составе предварительной КК, то она выполняется, в противном случае – нет. В составе предварительной команды также передается парольное слово, значение его задано в борКОМАНДНАЯ РАДИОЛИНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА товом программном обеспечении. Если это слово не совпадет с бортовым значением, команды особой важности не выполняются.
Среди КК реализованы несколько специальных кодовых команд, механизмы действия которых универсальны. Эти команды основаны на передаче в составе посылки адресов коррекции и новых значений по этим адресам. Таким образом, с помощью этих команд можно реализовать практически любое, в том числе не заданное в ПО, изменение значений ячеек ОЗУ вычислительного ядра и массивы программных вставок в ОЗУ. При загрузке программных вставок в ОЗУ в составе КК передаются коды программ, которые записываются в ОЗУ вычислителя. Затем проводится телеметрирование и контроль загруженных кодов. При нормативном контроле программная вставка запускается в работу специально сформированной КК. При перевключении БСУ необходимые программные вставки должны быть перезаложены с Земли.
2.4. Алгоритм работы бортовой системы управления при приеме командно-программной информации в виде начальной управляющей информации Начальная управляющая информация загружается в РПЗУ БЦВС программным обеспечением СВ БАКИС в режиме «Загрузка программ».
Посылка командно-программной информации с НУИ содержит блоки слов данных вида (служебная часть) + (данные для коррекции).
В служебной части указывается номер страницы РПЗУ, в которой производится коррекция, код «последней» посылки массива НУИ, количество изменяемых слов в РПЗУ, начальный адрес коррекции. Первой посылкой в составе КПИ с НУИ выдается КК, в которой содержится служебная информация для программного обеспечения СВ БАКИС.
Полученные посылки КПИ с НУИ записываются в приемный буфер в страничном ОЗУ. При получении последней посылки (с признаком «последней» посылки) выполняется контроль находящегося в приемном буфере массива с НУИ. При положительном результате контроля запускается режим «Загрузка программ» – загрузки начальной
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
управляющей информации в РПЗУ БЦВС, при отрицательном работа по загрузке НУИ прекращается.Загрузка начальной управляющей информации выполняется последовательно в два банка РПЗУ БЦВС. Алгоритм загрузки НУИ приводится ниже.
ПО системы взаимодействия БАКИС выполняет стирание сектора, презназначенного для хранения НУИ в пассивном банке РПЗУ.
Далее для каждой страницы сектора РПЗУ, предназначенного для НУИ, выполняются следущие действия:
– Создание образа страницы или считывание соответствущей страницы РПЗУ из активного банка в рабочий буфер в страничном ОЗУ.
– Считывание из приемного буфера НУИ и изменение образа страницы РПЗУ в ОЗУ.
– При достижении кода последней посылки выполняется контроль образа страницы РПЗУ. Проводится расчет дополнений до контрольной суммы по массиву НУИ в рабочем буфере. При несовпадении ДКС работа по загрузке НУИ завершается с формированием признака отказа загрузки НУИ.
– Выполняется запись образа страницы РПЗУ в ОЗУ из рабочего буфера в соответствующую страницу РПЗУ пассивного банка.
– Выполняется контроль записанной страницы РПЗУ. Проводится расчет дополнений до контрольной суммы по массиву НУИ в странице РПЗУ. При несовпадении ДКС работа по загрузке НУИ завершается с формированием признака отказа загрузки НУИ.
После завершения загрузки НУИ в пассивный банк РПЗУ программное обеспечение системы взаимодействия БАКИС инициирует переключение банков РПЗУ БЦВС. После переключения активным становится банк с загруженной НУИ. Снова выполняется стирание сектора РПЗУ, предназначенного для хранения НУИ в пассивном банке. Далее программное обеспечение системы взаимодействия БАКИС последовательно переписывает соответствующие страницы сектора РПЗУ из активного банка в пассивный так, как это описано выше, но не выполняя изменение образа страницы РПЗУ в ОЗУ.
КОМАНДНАЯ РАДИОЛИНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Все признаки завершения (нормы и отказы), а также необходимые параметры для анализа прохождения режима «Загрузка программ» передаются на Землю в составе ЦТМИ.2.5. Алгоритм работы бортовой системы управления при приеме командно-программной информации в виде массива изменяемых программ Массив изменяемых программ (МИП) содержит массивы изменения ПО в РПЗУ. Обработку МИП выполняет программное обеспечение СВ БАКИС в режиме «Загрузка программ» – коррекция программного обеспечения в РПЗУ БЦВС. В БЦВС функциональное программное обеспечение, доступное для коррекций, располагается в страницах РПЗУ в двух банках. Посылка КПИ с МИП содержит блоки слов данных вида (служебная часть) + (данные для коррекции). В служебной части указывается номер страницы РПЗУ, в которой производится коррекция, код «последней» посылки МИП, количество изменяемых слов в РПЗУ, начальный адрес коррекции. Первой посылкой в составе МИП выдается КК, в которой содержится служебная информация для программного обеспечения СВ БАКИС.
Полученные посылки командно-программной информации КПИ с МИП записываются в приемный буфер в страничном ОЗУ. При получении последней посылки (с признаком «последней» посылки) выполняется контроль находящегося в приемном буфере массива с МИП.
При положительном результате контроля запускается коррекция программного обеспечения в РПЗУ БЦВС, при отрицательном – отработка полученного на борту массива прекращается.
Загрузка МИП выполняется последовательно в оба банка РПЗУ БЦВС. Алгоритм загрузки МИП приводится ниже.
Программное обеспечение системы взаимодействия БАКИС выполняет стирание сектора в пассивном банке РПЗУ, номер которого определяется из информации, поступившей в кодовой команде в составе МИП. Далее для каждой страницы заданного сектора РПЗУ выполняются следующие действия:
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
– Считывается образ соответствующей страницы РПЗУ из активного банка в рабочий буфер в страничном ОЗУ.– Считывается из приемного буфера МИП, и изменяется считанный ранее образ страницы РПЗУ в ОЗУ.
– При достижении кода последней посылки выполняется контроль образа страницы РПЗУ. Проводится расчет дополнений до контрольной суммы по образу страницы РПЗУ в ОЗУ в рабочем буфере.
При несовпадении ДКС работа завершается с формированием признака отказа режима «Загрузка программ».
– Выполняется запись образа страницы РПЗУ в ОЗУ из рабочего буфера в соответствующую страницу РПЗУ пассивного банка.
– Выполняется контроль записанной страницы РПЗУ. Проводится расчет дополнений до контрольной суммы по образу страницы РПЗУ.
При несовпадении ДКС работа завершается с формированием признака отказа режима «Загрузка программ».
При нормативном завершении коррекции ПО заданного сектора в пассивном банке РПЗУ режим «Загрузка программ» завершается. Для контроля правильности функционирования откорректированного ПО с Земли передается КПИ тестовым ПЗ. При отработке тестового ПЗ происходит переключение банков РПЗУ БЦВС, банк с откорректированным ПО становится активным и новое ПО начинает работать. По результатам работы откорректированного ПО на Земле принимается решение о коррекции ПО во втором банке РПЗУ. Если коррекция разрешена, то на борт выдается КК, ранее выданная в составе МИП.
После того как получена вторая команда на коррекцию, происходит коррекция второго банка. Снова выполняется стирание сектора РПЗУ в пассивном банке. Далее СВ БАКИС последовательно переписывает соответствующие страницы сектора РПЗУ из активного банка в пассивный так, как это описано выше, но не выполняя изменение образа страницы РПЗУ в ОЗУ.
Все признаки завершения (нормы и отказы), а также необходимые параметры для анализа прохождения режима «Загрузка программ» передаются на Землю в составе ЦТМИ.
КОМАНДНАЯ РАДИОЛИНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
2.6. Алгоритм работы бортовой системы управления при приеме командно-программной информации В БЦВС под хранение полетного задания отведены две страницы ОЗУ. Реализована возможность получения и хранения очередного ПЗ на фоне исполнения предыдущего ПЗ.Посылка КПИ с ПЗ содержит блоки слов данных вида (служебная часть) + (данные ПЗ). В служебной части указывается порядковый номер посылки ПЗ.
Первой посылкой в составе КПИ с ПЗ выдается КК, в которой передается общее количество посылок с ПЗ и его тип. При получении посылки с ПЗ программное обеспечение системы взаимодействия БАКИС выполняет проверку номера посылки: если посылка с этим номером была получена ранее, то она игнорируется.
Посылка с ПЗ записывается в страничное ОЗУ в соответствии с ее номером и типом, заданным в КК. После записи посылка считывается из ОЗУ, по считанным словам рассчитывается ДКС посылки и сравнивается со значением, переданным в составе посылки. По результатам расчета и контроля ДКС формируются нормативные или отказные признаки по ДКС посылки, идущие в ЦТМИ. После приема последней посылки ПЗ и ее записи проводится расчет дополнения до контрольной суммы по всему массиву ПЗ, записанному в ОЗУ. Полученные ДКС сравниваются со значениями, находящимися в составе служебной части ПЗ. Также производится сравнение по результатам загрузки ПЗ, формируются признаки нормативности загрузки ПЗ и передаются в ЦТМИ. По признаку нормы записи полетного задания функциональное программное обеспечение (ФПО) БЦВС системы управления переходит к ожиданию времени начала отработки полученного ПЗ.
2.7. Передача радиокоманд из бортовой аппаратуры командноизмерительной системы в бортовую систему управления Радиокоманды от БАКИС в систему управления используются для перестройки архитектуры вычислительного ядра БСУ в процессе работы в случае возникновения НШС.
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
В процессе взаимодействия БАКИС может передавать в БСУ десять радиокоманд управления (табл. 2.1).РК2 Включение/Отключение 1 грани БЦВС/БУК-МД РК3 Включение/Отключение 2 грани БЦВС/БУК-МД РК4 Включение/Отключение 3 грани БЦВС/БУК-МД РК5 Включение/Отключение 4 грани БЦВС/БУК-МД Предварительная РК2, РК3, РК4, РК5 для включения Предварительная РК2, РК3, РК4, РК5 для отключения Предварительная РК2, РК3, РК4, РК5 для отключения РК9 Предварительная РК2, РК3, РК4, РК5 для включения РК10 Отключение ВС БУК-МД, БЦВС, БУ1-МД, БУ2-МД Радиокоманда РК1 «Включение БСУ от ТКС» используется для включения БСУ как дублирующая команду от РБ при первом включении БСУ и при повторном включении БСУ в полете. При получении РК1 включаются ВИП ВС БУК, ВИП ИП и по штатной циклограмме выполняется включение БСУ.
Радиокоманда РК10 «Отключение вычислительной системы БУКМД, БЦВС, БУ1-МД, БУ2-МД» предназначена для «быстрого перезапуска» вычислительного ядра бортовой системы управления (БЦВС и БУК-МД) и для перевключения всех вторичных источников питания в БУК-МД и БУ. Смежные системы и системы БСУ при этом не
КОМАНДНАЯ РАДИОЛИНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
выключаются и в исходное состояние не приводятся. Операция «быстрого перезапуска» должна сопровождаться последующим включением системы по радиокоманде РК1 при штатном повторном включении или по радиокоманде РК9 («Включение вторичных источников питания исполнительных плат») плюс комбинация из радиокоманд РК2РК5 при нештатном включении БСУ.Погранное включение граней вычислительной системы БУК-МД из выключенного состояния БСУ осуществляется выдачей радиокоманды РК9 (включение вторичных источников питания исполнительных плат БУК-МД) и любой из радиокоманд РК2РК5. При этом команды РК2РК5 исполняются, если пришли в течение 16 сек.
Включение граней БЦВС выполняется выдачей предварительной команды РК6 и затем любой из команд РК2РК5. Команды РК2РК исполняются, если пришли в течение 16 сек после приема радиокоманды РК6.
Отключение граней БЦВС выполняется выдачей предварительной команды РК7 и затем любой из команд РК2РК5. Команды РК2РК5 исполняются, если пришли в течение 16 сек после приема РК7.
Отключение граней БУК-МД выполняется выдачей предварительной команды РК8 и затем любой из команд РК2РК5. Команды РК2РК5 исполняются, если пришли в течение 16 сек после приема радиокоманды РК8.
Приведение в исходное состояние систем БСУ выполняется выдачей радиокоманды РК7 и затем не позднее 16 сек выдачей радиокоманды РК8.
Радиокоманды выдаются из БАКИС в систему управления по трем каналам. Длительность радиокоманды Т = 60±10 мс с учетом разновременности выдачи по каждому каналу. Выдача одновременно нескольких радиокоманд исключена.
Частота выдачи радиокоманд с наземного комплекса управления в БАКИС – одна радиокоманда в 12 сек.
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
3. ДАТЧИКИ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ
БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
Первичная информация системы управления и, соответственно, датчики этой информации определяются общими задачами бортовой системы управления (БСУ). Для космического аппарата (КА) одной из таких задач является определение углового пространственного положения.Принципы определения углового положения космических аппаратов могут быть различными. Следовательно, спектр датчиков, в той или иной степени пригодных для определения параметров ориентации КА, весьма широк и включает:
– гироскопические измерители вектора угловой скорости (ГИВУС);
– приборы ориентации на Землю (ПОЗ);
– приборы ориентации на Солнце (ПОС);
Принципы функционирования и использования информации астродатчиков основаны на сопоставлении картины звездного неба, визируемой в направлении оси прибора, с картой соответствующего участка звездного неба.
Основу датчика (рис. 3.1) составляют: оптическая часть (объектив, светозащитная бленда), фоточувствительная часть (фотоприемник) и электронная часть (электроника фотоприемника, электроника обработки данных, память, блок питания).
Характеристики датчика существенно зависят от его чувствительности, т.е. от способности регистрировать излучение слабых звезд при малом времени экспозиции. Чувствительность датчика определяется светосилой оптической части (напрямую связанной с массогабаритными характеристиками), а также чувствительностью и шумовыми характеристиками фоточувствительной части (обычно это ПЗС-матрицы) и сервисной аналоговой электроники. Напомним, что ПЗСматрица (ПЗС – прибор с зарядовой связью) представляет собой спеДАТЧИКИ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ Рис. 3.1 Основные элементы астродатчика циализированную аналоговую интегральную микросхему, состоящую из светочувствительных фотодиодов на основе кремния.
Астродатчик АД-1 разработки МОКБ «Марс» предназначен для автономного поиска, обнаружения, селекции звезд в поле зрения, измерения углового положения выделенных изображений звезд в приборной системе координат, связанной с посадочным местом астродатчика, и циклической выдачи измерительной и телеметрической информации в бортовую цифровую вычислительную систему (БЦВС).
Основные характеристики астродатчика АД-1 приведены в табл. 3.1.
В соответствии с идеологией использования звездных приборов в составе БСУ точность определения угловой ориентации аппарата зависит от:
– точности измерения направляющих углов линий визирования звезд в приборной системе координат астродатчика;
– методов обработки измерительной информации астродатчика в БЦВС.
Инструментальные погрешности астродатчика определяются двумя основными факторами:
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
Диапазон эквивалентных звездных величин рабочих звезд, приведенных к mA 0,0... 5, источнику «А»Частота выдачи измерительной информации при наличии в поле зрения рабо- сек чих звезд, не реже Массив измерительной информации (количество звезд), не более – точностью реализации и стабильностью системы координат, жестко связанной с камерой (объектив с матрицей фоточувствительного прибора с переносом заряда – ФППЗ);
– точностью определения координат энергетических центров изображений звезд на матрице ФППЗ.
Точность реализации системы координат камеры зависит от того, с какой точностью известны фокусное расстояние, положение главной точки и обобщенная дисторсия по фоточувствительному полю матрицы ФППЗ. Напомним, что дисторсия – это погрешность изображения в оптических системах, при которой нарушается геометрическое подобие между объектом и его изображением. Дисторсия возникает в результате того, что линейное увеличение разных частей изображения различно. При сборке камеры и проведении специальных калибровочных работ эти параметры определяются с необходимой точностью. Стабильность системы координат камеры обеспечивается выполнением необходимых требований к конструкции блока с точки зрения влияния на него механических и температурных воздействий.
ДАТЧИКИ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
Определение координат энергетических центров изображений является самым основным источником ошибок, поскольку форма, размеры изображения, распределение энергетической яркости меняются во времени ввиду наличия шумов самой матрицы ФППЗ, шумов электронного тракта, что и приводит к флуктуациям координат энергетических центров изображений от кадра к кадру.В табл. 3.2 приведены результаты стендовых испытаний, проведенных для реальных образцов астродатчиков. Указаны значения отношений сигнал/шум для источника, имеющего спектр излучения типа «А», выраженного в фотометрической системе V, визуальная звездная величина (mV) (спектральная кривая V практически совпадает с кривой чувствительности глаза), а также среднеквадратичное отклонение (СКО) определения направления на звезду.
Разработаны стандартные фотометрические системы диапазонов, в основном определяемых подбором светофильтров. Наиболее популярна трехцветная система UBV: ультрафиолетовый (Ultraviolet), синий (Blue) и желтый (Visual). При этом желтый диапазон очень близок к фотовизуальному (BmPv), а синий – к фотографическому (BmP).
Визуальная звездная величина (mV) Из полученных данных следует, что астродатчик может регистрировать звезды до mV = 6,0 с предельной погрешностью 20,7 угл.сек.
Конструкция астродатчика предусматривает решение следующих основных задач:
– модульность конструкции, позволяющей адаптировать базовую конструкцию для других условий применения;
– технологичность изготовления, сборки и юстировки для снижения стоимости изготовления;
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
– возможность регулировки взаимного положения ФППЗ и объектива на этапе изготовления АД при обеспечении геометрической стабильности взаимного положения ФППЗ, объектива и основания (астродатчика) в условиях эксплуатации;– обеспечение стабильного взаимного геометрического положения функциональных узлов АД относительно базовых поверхностей при изготовлении и эксплуатации;
– обеспечение требуемых тепловых режимов узлов астродатчика, в первую очередь ФППЗ, объектива и электрорадиоизделий Основание астродатчика представляет собой монолитную конструкцию, на которой крепятся его основные модули:
– оптическое устройство;
– фотоприемная матрица;
Основание является очень ответственной сборочной единицей, к которой предъявляются жесткие требования по точности изготовления.
Конструкция основания АД-1 должна обеспечивать:
– высокую стабильность (во всех условиях эксплуатации) положения линии визирования в пространстве относительно посадочной плоскости астродатчика и взаимного положения посадочных плоскостей объектива и ФППЗ вдоль линии визирования;
– эффективный отвод тепла от узлов астродатчика на его посадочное место.
Масса основания АД составляет примерно 0,5 кг.
С базовыми установочными поверхностями основания связана приборная система координат XYZ астродатчика:
– ось Z перпендикулярна посадочной плоскости и направлена в сторону пространства анализируемых объектов;
– ось Х параллельна посадочной плоскости, перпендикулярна привалочной плоскости и направлена в ее сторону;
– ось Y перпендикулярна осям Х, Z и дополняет их до правой прямоугольной системы координат X Y Z.
ДАТЧИКИ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
Общий вид астродатчика АД- показан на рис. 3.2.Астродатчики типа АД-1 установлены на КА «Монитор-Э». По результатам первого этапа летноконструкторских испытаний (ЛКИ) все три комплекта АД-1 показали штатное функционирование и во взаимодействии с БЦВС обеспечили регулярное проведение астрокоррекции параметров ориентации КА и калибровки инструментальных погрешностей гироскопического измерителя вектора угловой скорости.
Необходимостью обеспечения достаточно большого времени экспозиции (для астродатчика АД-1 разработки МОКБ «Марс» его величина составляет 750 мс) диктуется определенное ограничение на величину допустимой угловой скорости КА, не препятствующей работе астродатчика. Для АД-1 такой порог составляет 240 угл.сек/сек.
В то же время характеристики точности астродатчика весьма высоки (составляют 36 угл.сек для АД-1).
Астродатчики одной и той же конструкции могут быть использованы как для низкоорбитальных (с высотой орбиты до 1 тыс.км), так и для высокоорбитальных(с высотой орбиты около 35 тыс.км) КА.
Небольшие различия связаны с тем, что в режиме орбитальной стабилизации для низкоорбитальных КА характерны большие значения угловой скорости, приводящие к «размазыванию» изображения звезд на фоточувствительной матрице при большом времени экспозиции.
Для обеспечения автономной ориентации КА по информации астродатчиков АД-1 разработано специальное программное обеспечение, реализованное для повышения надежности в резервированной БЦВС. Программа опознавания звезд и расчета астроориентации содержит бортовой каталог звезд, рассчитанный с учетом спектральной характеристики астродатчика АД-1 и данных по координатам и спекБОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ тральным характеристикам звезд, предоставленных Государственным астрономическим институтом им. П.К. Штернберга [25]. Каталог звезд состоит из кластеров, задаваемых положениями своих фотоцентров относительно гелиоцентрической инерциальной системы координат (см. раздел 5). При расчете астроориентации положения кластеров приводятся к инерциальной системе координат, связанной с КА.
Астроориентация рассчитывается с помощью адаптивного фильтра Калмана по информации, поступающей от астродатчиков и ГИВУС.
3.2. Гироскопический измеритель вектора угловой скорости Инерциальный метод определения ориентации КА основан на решении дифференциальных кинематических уравнений для параметров ориентации исходя из известного начального положения КА и измеряемого вектора его угловой скорости. Гироскопический измеритель вектора угловой скорости предназначен для определения и выдачи в бортовую систему управления космического аппарата информации о проекциях абсолютной угловой скорости аппарата.
В качестве датчиков угловой скорости используются гироскопические измерители различного класса точности.
Примером высокоточного датчика является ГИВУС типа КИНД34-020 (рис. 3.3) на поплавковых гироскопах разработки НИИ ПМ им. Кузнецова, который при массе 12,6 кг в диапазоне угловых скоростей до 0,4 град/сек обладает характеристиками дрейфа на уровне 0,005 град/час и нестабильностью масштабного коэффициента не хуже Выпускаемый этой же организацией ГИВУС средней точности КИНД34-038 на динамически настраиваемых гироскопах (ДНГ) обладает на порядок худшими характеристиками по дрейфу (порядка 0,05 град/час). Характеристики ряда приборов, разработанных в НИИ ПМ им. Кузнецова [29], приведены в табл. 3.3.
ДАТЧИКИ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
К классу приборов низкой точности можно отнести поплавковый двухстепенный датчик КХ79060 (разработки и производства ПО «Корпус», г. Саратов), который при массе 0,6 кг в диапазоне угловых скоростей до 36 град/сек обладает характеристиками дрейфа на уровне 0,1 град/час и нестабильностью масштабного коэффициента 0,5 %.В последнее время механические гироскопы сдают позиции датчикам, основанным на других принципах. Среди них – лазерные (МИЭА, НПО «Полюс»), волоконно-оптические (ООО «Оптолинк»
[32], «Физоптика»), твердотельные волновые гироскопы (Раменское ПКБ, НПО «Медикон»). В качестве примера можно привести одноосный волоконно-оптический гироскопический датчик SRS 2000 (ООО «Оптолинк»), который при массе 1,7 кг и диапазоне измеряемой угловой скорости 10 град/сек обладает характеристиками дрейфа на уровне 0,005…0,01 град/час и нестабильностью масштабного коэффициента 0,03 % (рис. 3.4).
Гироскопические датчики не имеют особенностей, ограничивающих их применение на низко- или высокоорбитальных КА, и являются в этом смысле унифицированными.
В бортовых системах управления КА, разрабатываемых МОКБ «Марс», используются два типа ГИВУС разработки НИИ ПМ им. академика В.И. Кузнецова (табл. 3.3).
Для КА со сроком активного существования на орбите порядка пяти лет и умеренными требованиями к точностным характеристикам используется прибор КИНД34-038 с динамически настраиваемыми гироскопами, выполняющий следующие функции:
– выдача по запросу БЦВС информации в виде 16-разрядных двоичных кодов, пропорциональных приращениям интегралов от проекций угловой скорости КА на оси чувствительности ГИВУС за интервал времени 0,1 сек между двумя последовательными опросами БЦВС;
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
ГИВУС ГИВУС ГИВУС ГИВУС
импульса информации, дуг.сек/имп Случайная составляющая нулевого сигнала, независящая от перегрузки, дуг.сек/секДАТЧИКИ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
ГИВУС ГИВУС ГИВУС ГИВУС
Параметр Стабильность весь срок эксплуатации, угл.сек Количество углоизмерительных каналовДНГ ДНГ
ТемператураБОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
– взаимодействие с БЦВС по мультиплексному каналу обмена (МКО) по ГОСТ Р 52070-2003 [8];– исполнение импульсных команд на включение (выключение) подсистем и режимов работы прибора;
– выдача в БЦВС телеметрической информации;
– выдача в БЦВС информации по результатам встроенного контроля.
Эксплуатационные характеристики прибора приведены в табл.
3.4, основные точностные характеристики – в табл. 3.5.
Прибор выполнен в виде моноблока, в герметичном исполнении.
Габаритные размеры – не более 262 218 150 мм.
Каждый из трех ДНГ имеет две измерительных оси, суммарно по прибору – шесть осей, две по каждой оси приборной системы координат. Прибор сохраняет свою работоспособность при отказе одного любого измерительного канала ДНГ.
На первом этапе ЛКИ КА «Монитор - Э » в основном подтверждены заявленные разработчиком точностные характеристики прибора.
Для КА со сроком активного существования на орбите до 10 лет, повышенными требованиями к точностным характеристикам и устойчивости к воздействию космического излучения используется ГИВУС на базе прибора КИНД34-020 с поплавковыми гироскопами.
Энергопотребление, Вт, не более (Uпит. = 28 В)
«