«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 ...»

1. Управление на начальном участке – управление по реализованной алгоритмически циклограмме, определяемой текущим состоянием системы и вводимой с наземного комплекса управления КПИ. Начинается с момента включения системы по КК или автоматически при НШС (см. циклограмму управления КА на начальном участке – рис. 6.6). Заканчивается после успешного проведения режима АКС переходом в режим автономного управления или, в случае возникновения НШС, в соответствии с логикой парирования НШС.

Основные решаемые задачи – обеспечение энергопритока и построение ИНО (ОСК).

2. Автономное управление – управление по заложенной в алгоритмах циклограмме. Реализуется в случае отсутствия ПЗ (после отбоя ПЗ или его окончания) или по окончании начального участка. Заключается в периодическом проведении АКР на фоне орбитальной стабилизации в штатной ориентации (ИНО-8). Периодичность проведения АКР и используемые АД определяются настраиваемыми параметрами. Основная решаемая задача – обеспечение автономного функционирования КА в штатной ориентации.

3. Управление по ПЗ – реализация последовательности режимов работы СУД, описанной в ПЗ (см. структуру ПЗ). Обеспечивается прием одного нового ПЗ на фоне выполнения текущего.

4. Управление в НШС – реализация последовательности режимов работы СУД, соответствующей логике работы в НШС (см. перечень НШС в табл. 6.7). Переход в режим управления в НШС производится при обнаружении отказа, требующего прекращения выполнения текущего режима, в т.ч. отбоя ПЗ. Кроме того, режим кратковременно реализуется при отработке КК СУД для обеспечения изменения состояния СУД.

Логика функционирования КА в различных условиях, включающая условия смены режимов работы СУД, способы парирования НШС и т.д., представлена на диаграмме функционирования КА (см. рис. 6.5) и описывается в следующем разделе (6.3.).

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Переход в режим автономного управления с летней ориентацией Переход в режим автономного управления с зимней ориентацией

СТРУКТУРА И ТИПОВЫЕ РЕЖИМЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Кодовая команда 1103 Задать режим ОНА 1104 Задать режим ОНА Кодовые команды СУД. Управление режимами работы СУД производится с использованием ПЗ и КК. Для управления СУД реализована одна универсальная КК СУД (КК1100), значение параметра которой (kksuduni) определяет требуемое действие (табл. 6.4), и три КК с параметрами (табл. 6.5) Разгрузка КУДМ производится автоматически по запросу ССО или по КК 1100/60. ССО формирует запрос на разгрузку в случае превышения величины угловой скорости КУДМ в режиме стабилизации порогового значения (2000 об/мин) при условии максимальной проекции кинетического момента (КМ) КУДМ на ось ОX1 ВСК. Разгрузка проводится в случае наличия признака разрешения разгрузки в текущем режиме работы СУД. При выполнении ПЗ признак разрешения разгрузки содержится в составе ПЗ для каждого режима СУД. В остальных способах управления СУД признак разрешения разгрузки формируется в соответствии с НП.

Вне зависимости от заданного в НП или ПЗ значения признака разрешения разгрузки на фоне работы целевой аппаратуры и режимов работы с АД разгрузка запрещается автоматически.

При превышении угловой скорости ДМ значения 4000 об/мин в режиме стабилизации формируется запрос на безусловную разгрузку, отрабатываемый СУД независимо от наличия разрешения в текущем режиме.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Управление остронаправленной антеной производится в соответствии с полетным заданием (отдельно для СУ ОНА1 и СУ ОНА2), за исключением участков работы ЦА, НШС и работы по КК. В полетном задании описана временная последовательность типовых операций ОНА (см. табл. 6.6). Полетное задание системы управления ОНА зацикливается аналогично ПЗ СУД.

СУД реализует следующие способы управления солнечными батареями:

– управление по целеуказанию системы информационного обеспечения (СУД рассчитывает заданный угол поворота с использованием орта направления на солнце) с целью обеспечения максимального энергопритока (штатное функционирование);

– задание фиксированного угла поворота СБ – реализуется на начальном участке и в НШС;

– запрет поворота СБ – реализуется во время работы ЦА, проведения режимов работы с АД (кроме режимов АКС и САД ), режима ВКИ.

Способ управления СБ определяется текущим режимом работы СУД с учетом признаков из ПЗ.

6.3. Функционирование космического аппарата Циклограмма управления СУД КА на начальном участке полета универсальная и реализуется в двух вариантах включения БСУ: первое включение и повторное включение. При повторном включении не производится раскрытие элементов конструкции, прожиг ДС, а также возможно изменение времени получения функциональной готовности ГИВУС и ДС. Управление КА осуществляется в предположении отсутствия информации о направлении на Солнце. Информация, необходимая для начала работы бортового баллистического прогноза, до старта на борт не закладывается.

В процессе реализации данной циклограммы управление осуществляется в условной ИСК. После завершения демпфирования начальных угловых скоростей БСУ проводит операции поиска Солнца с помощью СДП и построения орбитальной ориентации с использоваСТРУКТУРА И ТИПОВЫЕ РЕЖИМЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

нием режима астрокоррекции с разворотом в ориентацию, в которой направление оси визирования астродатчика противоположно направлению на Солнце – режим астрокоррекции против Солнца.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

С целью обеспечения режима АКС наземный комплекс управления осуществляет передачу информации, необходимой для расчета бортового баллистического прогноза (БП): текущее время, вектор Солнца в ИСК (вектор «С»), радиус-вектор (Ri) и вектор скорости (Vi) КА.

Циклограмма работы СУД на начальном участке полета представлена на рис. 6.6.

ПСО ДС/ДМ КУДМ

Начало отработки циклограммы 1. После включения БСУ выполняются следующие действия:

– СУД переходит в подготовительный режим с отключением ССО и ожиданием признаков «Включение ГИВУС завершено» и «Разрешение работы с ДС»;

– СУСС начинает процедуру включения и подготовки к работе бортовых систем. К подготовительным операциям относятся:

раскрытие элементов конструкции, вакуумирование и прожиг ДС.

СТРУКТУРА И ТИПОВЫЕ РЕЖИМЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

2. СИО после включения ГИВУС начинает интегрирование его выходных показаний и расчет текущего кватерниона ориентации в условной инерциальной системе координат (начальное значение кватерниона – единичное). Расчет баллистического прогноза СИО не производит.

3. СУСС после завершения процедуры прожига ДС формирует рабочую конфигурацию ДС и выдает в СУД признак «Разрешение работы с ДС». В случае повторного включения прожиг не производится, конфигурация ДС считывается из репрограммируемого запоминающего устройства (РПЗУ).

Режим демпфирования 4. После получения признаков «Включение ГИВУС завершено»

и «Разрешение работы с ДС» СУД переходит в режим демпфирования – задает для ССО признаки режима работы «демпфирование» и режима управления «ДС».

5. ССО начинает отработку режима демпфирования начальных угловых скоростей до значений, обеспечивающих нормативное начало режима ПСО.

6. По окончании режима демпфирования (вхождения угловых скоростей в заданную трубку) ССО выдает в СУД признак окончания режима демпфирования.

7. При наличии признака окончания режима демпфирования СУД переходит в режим ПСО ДС.

Режим ПСО 8. В момент начала режима СУД формирует для СИО признак работы с СДП.

При получении от СУД признака работы с СДП СИО производит включение двух СДП.

9. В начале режима поиска Солнца СУД вырабатывает для ССО задание на вращение КА вокруг оси ОXпск сдп (OZ 1) с угловой скоростью = 0,33 град/сек.

С целью обеспечения возможности успешного поиска Солнца в случае включения в тени при сохранении работоспособности функционального контроля режима задается 1 оборот, если расчет бортоБОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ вого баллистического прогноза уже начался, и шесть оборотов в противном случае.

В режиме поиска Солнца СУД формирует нулевое целеуказание на СБ (СБ находятся в начальном нулевом положении, при котором нормаль к раскрытым панелям СБ направлена по оси ОX1).

Через 3 секунды после начала режима СУД начинает анализировать информацию от СДП – признаки засветки канала 1 и канала 2.

10. После первого появления и последующего пропадания признака засветки одного из каналов СУД задает для ССО последовательность одноосных разворотов вокруг осей приборной системы координат (ПСК) СДП со скоростью 0,3 град/сек. Отработка этих разворотов обеспечивает такую ориентацию КА, при которой ось визирования СДП направлена по вектору направления на Солнце (Солнце находится в центре поля зрения СДП 5 5 ). При этом СБ оказываются в положении, при котором нормаль к их плоскости отклонена на 10 град от направления на Солнце (в соответствии с ориентацией приборной системой координат СДП).

11. В режиме поиска Солнца СУД производит функциональный контроль (по признакам окончания разворота в соответствии с особенностями конкретного этапа поиска Солнца). Например, если на первом этапе до момента формирования признака окончания разворота признаки засветки каналов СДП не будут сформированы, то СУД выставляет признак интегрального отказа СДП.

12. В момент окончания разворотов по п. 10 СУД формирует признак «Солнце найдено» и переходит к удержанию Солнечной ориентации по показаниям СДП. При этом ССО продолжает реализовывать режим управления «ДС» до получения от СУД признака режима управления «КУДМ».

13. Переход на использование КУДМ производится ССО по получении признака управления от СУД. Признак формирует СУД через 10 мин (НП) после нахождения Солнца или по КК.

14. После построения солнечной ориентации осуществляется непрерывный контроль показаний СДП, и в случае снятия признаков засветки хотя бы одного фотодиода СДП производится допоиск Солнца

СТРУКТУРА И ТИПОВЫЕ РЕЖИМЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

путем перезапуска режима ПСО. При наличии признака тени от СИО пропадание признаков с СДП игнорируется, ориентация КА сохраняется.

15. Для начала построения орбитальной ориентации НКУ передает на борт вектор направления на Солнце в ИСК, текущее время, радиус-вектор и вектор скорости КА. До момента начала режима АКС система стабилизации и ориентации должна быть переведена в режим управления «КУДМ» по кодовой команде с НКУ.

После получения данной информации и КК на переход в дежурный режим СУД заканчивает выполнение режима ПСО, снимает для СИО признак включения СДП и переходит в режим астрокоррекции против Солнца.

Режим астрокоррекции против Солнца 16. Для проведения АКС СУД задает разворот КА в ориентацию, при которой ось визирования используемого астродатчика направлена на Солнце, и после его окончания задает для СИО режим АКС.

При удачном проведении астрокоррекции СИО определяет ориентацию КА в ИСК, СУД задает штатную ориентацию КА в ОСК, рассчитанную по баллистическому прогнозу, и переходит в режим автономного управления.

17. В случае неудачной астрокоррекции СУД задает проведение коррекции с другим астродатчиком, переориентируя КА соответствующим образом (осью выбранного АД против вектора направления на Солнце). Если все три астрокоррекции будут неуспешными, то СУД задает режим ПСО и ожидает командно-программную информацию от наземного комплекса управления.

6.4. Работа системы управления движением При автономном управлении (АУ) СУД реализует режим ИНО со стабилизацией в ОСК. Заданная ориентация соответствует текущему штатному кватерниону ориентации, получившемуся в процессе предыдущего сезонного разворота (в случае перехода в автономный режим после окончания ПЗ) или соответствующему КК (в случае перехода в автономный режим по КК).

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

В этом случае ограничение на угол между осью ОY1 и направлением на Солнце соблюдается. Сезонный разворот не производится.

В автономном режиме СУД периодически задает АКР в текущей ориентации. При неуспехе астрокоррекции уменьшается интервал их проведения и изменяются номера используемых АД. При непрохождении определенного количества режимов АКР с уменьшенным интервалом КА переводится в режим ПСО.

Периодичность АКР, номера АД и количество попыток АКР являются настраиваемыми параметрами.

Разгрузка КУДМ в режиме автономного управления разрешена, за исключением режима АКР.

Полетное задание БСУ КА, входящее в состав командно–программной информации, задает программы режимов работы подсистем БСУ на определенный интервал времени и состоит из трех частей:

– полетное задание бортовой системы управления (ПЗ БСУ);

– полетное задание телеметрической станции (ПЗ ТМС);

– полетное задание целевой аппаратуры (ПЗ ЦА).

Передача КПИ согласно ПЗ от наземного комплекса управления на борт КА в БЦВС бортовой системы управления осуществляется через БАКИС. В данном пособии рассматривается только ПЗ БСУ.

ПЗ БСУ состоит из трех независимых разделов:

Считывание параметров разделов ПЗ СУД, ПЗ ОНА1 и ПЗ ОНА обеспечивает СУД.

Каждый раздел содержит специальный подраздел, определяющий его структуру и содержащий время начала программы режимов, общее количество режимов и служебную информацию для организации считывания их параметров из ОЗУ.

Раздел режимов СУД содержит параметры, необходимые бортовым программам во время исполнения режима: время окончания режима (отсчитывается от времени начала ПЗ), параметры ориентации,

СТРУКТУРА И ТИПОВЫЕ РЕЖИМЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

управления АД, режима ВКИ, определяющие, в том числе, порядок и состав работающих систем.

Разделы режимов ОНА содержат параметры управления ОНА:

признаки режимов, целеуказания, временные интервалы реализации режимов.

Алгоритмами системы взаимодействия БАКИС и СУД обеспечивается возможность ввода любого нового раздела ПЗ на фоне выполнения программы режимов, заданной предыдущим ПЗ.

Отработка отдельных разделов ПЗ полностью независима.

Структуру ПЗ и состав параметров режимов подробнее см. «Состав полетного задания БСУ КА».

Выполнение нового ПЗ начинается в момент равенства времени начала ПЗ и текущего значения бортовой шкалы времени (БШВ). СУД начинает выполнение нового ПЗ в следующих случаях:

– если СУД находится в режиме автономного управления;

– если СУД находится в режиме парирования НШС;

– если СУД выполняет старое ПЗ (в этом случае за 1 мин до начала нового ПЗ старое прекращает выполняться).

Выполнение ПЗ может быть зациклено с помощью КК. В этом случае в момент окончания последнего режима по полетному заданию СУД присваивает времени начала ПЗ текущее значение БШВ и обнуляет счетчик режимов, после чего выполнение ПЗ начинается заново.

Зацикливание ПЗ может быть отменено по КК.

В ПЗ могут быть заданы следующие режимы работы СУД:

– Режим ИНО с возможностью проведения режимов работы с АД (АКР, АКД, АКН), а также с возможностью запрета разгрузки КУДМ и поворота СБ. Режим реализуется через одну или несколько ТПО в соответствии с заданными в ПЗ параметрами. Тип используемой ТПО определяется составом ПЗ (вариант ИНО).

– Режим ВКИ в разных модификациях реализуется через несколько ТПО.

На рис. 6.7 в качестве примера показан способ описания состава ПЗ с различными вариантами режима ИНО. Эти варианты СУД реализует в управлении ориентацией КА.

Рис. 6.7 Параметры режимов ПЗ СУД

СТРУКТУРА И ТИПОВЫЕ РЕЖИМЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Типовые варианты ПЗ На рис. 6.8 представлен вариант ПЗ, который может быть использован при штатной работе. ПЗ продолжительностью 12 часов включает в себя режимы АКР и 1 АКД, задаваемые вне сеансов съемки, а также разгрузку, которая может выполняться по КК или в соответствии с признаками, заданными в ПЗ (рис. 6.9). Основными рабочим режимом является ИНО-8.

На рис. 6.10 представлен фрагмент ПЗ с выполнением сезонного разворота.

запрет разгрузки разрешение разгрузки запрет разгрузки Рис. 6.9 Фрагмент ПЗ с выполнением разгрузки Рис. 6.10 Фрагмент ПЗ с выполнением сезонного разворота

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

В процессе функционирования космического аппарата СУД производит контроль текущего состояния системы, диагностику и парирование НШС и отказов. Список НШС и действия СУД при возникновении этих НШС представлены в табл. 6.7.

Контроль состояния КА производится аппаратными средствами (аппаратный контроль) или алгоритмическими (функциональный контроль).

В табл. 6.7 выделены следующие типы НШС:

Р – отказ при наличии резерва, не приводящий к изменению режима работы СУД;

Ф – функциональный отказ, парирование которого требует прекращения текущего режима, в т.ч. отбоя ПЗ в части ПЗ CУД, СУ ОНА, ЦА, циклограммы съемки, выключение ЦА; отбой ПЗ ТМС в тех НШС, где производится отбой ПЗ БСУ (оговорено отдельно).

При возникновении функционального отказа возможны следующие действия:

– переход в режим автономного управления;

– задействование циклограммы начального участка (переход в ПСО);

– переход в режим парирования НШС и задействование специальных режимов (см. рис. 6.3).

В процессе парирования НШС возможно нарушение ограничений по засветке радиационного холодильника (в частности при диагностике ГИВУС). При прекращении текущего режима дается 1 сек на выключение задействованных приборов перед началом выполнения следующего режима в соответствии с логикой парирования НШС.

При возникновении какой-либо из НШС, указанных в табл. 6.7, в ТМИ формируется признак, соответствующий происшедшему отказу (например, «Нарушение стабилизации на ДС», «Отказ СДП» и т.д.), или не формируется признак успеха проводимой операции (например, признак успешного проведения режима АКР). Кроме того, при смене режима СУД или способа управления режимами СУД формируются признаки nrsud и ntusud.

измерительФ 6 ГИВУС (интесъемки, выключение ЦА САД (на КУДМ) Неудача в се- Р Повтор режима, пять попыток Неудача в сеПовтор режима, три попытки Неудача в сеансе работы с «Ненорма «Отказ СОСБ»

Потеря стабиОтбой режима НШС: неориенлизации поиске Солнца

CИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ

7. СИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ

Система стабилизации и ориентации обеспечивает управление движением космического аппарата вокруг центра масс. Принципы построения и типовые варианты системы стабилизации и ориентации (ССО) КА определяются многообразием исходных данных для различных КА по массово-инерционным характеристикам, параметрам орбиты, применяемым исполнительным и измерительным устройствам.

Требования, предъявляемые к системе стабилизации и ориентации, определяются задачами, которые решает конкретный космический аппарат (дистанционное зондирование Земли, связь, научные наблюдения и т.д.).

Кроме того, параметры систем стабилизации существенно зависят от упругих характеристик КА, аэродинамических и гравитационных возмущений, возмущений от светового давления, нескомпенсированных вращающихся масс и других возмущений. То есть структура и параметры ССО определяются разнообразием вариантов динамических схем и технических требований к системе управления КА [6].

Рассмотрим общие подходы к разработке систем стабилизации и ориентации космического аппарата на примере ССО КА связи, работающего на геостационарной орбите, и КА дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) [21].

7.1. Функциональная схема, режимы работы и состав алгоритмов системы стабилизации и ориентации В соответствии с требованиями по назначению ССО должна обеспечивать решение следующих задач:

– управление движением вокруг центра масс с помощью комплекса управляющих двигателей-маховиков (КУДМ);

– демпфирование угловых скоростей КА вокруг связанных осей в неориентированном пространственном положении до величины 0,001 град/сек – 0,5 град/сек;

– стабилизация и переориентирование при движении вокруг центра масс;

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

– «разгрузка» двигателей-маховиков (ДМ) с помощью электрореактивной двигательной установки (ЭРДУ) или двигательной установки (ДУ) на холодном газе;

– автоматическое парирование отказов или отклонений в процессах управления движением КА, выявленных в результате контроля.

Для обеспечения этих задач ССО работает в следующих режимах:

– гашение начальных угловых скоростей после отделения от ракеты-носителя (РН);

– грубая, точная и прецизионная стабилизация осей связанной системы координат (ССК) космического аппарата относительно программной ориентации в орбитальной системе координат (ОСК) или в инерциальной системе координат (ИСК) (см. приложение I);

– переориентация осей ССК в заданное положение.

Для решения перечисленных задач необходим следующий состав алгоритмов ССО:

– диспетчеризация задач ССО;

– гашение начальных угловых скоростей;

– формирование управляющих сигналов на КУДМ;

– вторичная обработка информации об угловых скоростях (фильтрация);

– расчет угловых рассогласований между текущей и программной ориентацией ССК в базовой системе координат (БСК);

– вторичная обработка информации об управляющих сигналах (фильтрация);

– расчет гироскопических моментов;

– стабилизация углового положения КА;

– разгрузка КУДМ с помощью стационарных плазменных двигателей (СПД);

– выбор способа разгрузки;

– формирование логики разгрузки;

– формирование управляющих сигналов на СПД;

– формирование сигналов для управления двигательной установкой на холодном газе;

CИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ

– оценка эффективности разгрузки, полученной в результате работы СПД;

– оценка эффективности разгрузки, полученной в результате работы ДУ на холодном газе;

– функциональный контроль КУДМ;

– ускоренная разгрузка КУДМ;

– формирование цифровой телеметрической информации (ЦТМИ), позволяющей оценить работу ССО и подтвердить выполнение требований к функционированию КА;

– обработка данных полетного задания (ПЗ);

– расчет настроечных параметров ССО;

– диспетчеризация исполнительных органов;

– управление и контроль КУДМ.

Функциональная схема системы стабилизации и ориентации приведена на рис. 7.1, где обозначено:

ИО – исполнительный орган;

СИО – система информационного обеспечения;

СУД – система управления движением;

УДМ – управляющие двигатели-маховики;

ГИВУС – гироскопический измеритель вектора угловой скорости;

НКПА – наземная контрольно-проверочная аппаратура;

i – приращение интегралов от проекций угловой скорости КА за такт обмена, i = x, у, z;

– матрица текущей ориентации связанной системы координат в базовой системе координат;

Пбаз – признак БСК;

Пгот гивус – признак функциональной готовности ГИВУС;

Пдем – признак окончания демпфирования угловых скоростей;

– матрица перехода из БСК в программное положение ССК;

i – проекции фильтрованной угловой скорости КА на оси ССК, i=x, y, z;

x, y, z – управляющие сигналы по каналам стабилизации;

1,2,3,4 ( i ) – управляющие сигналы на УДМ;

i – угловые скорости роторов УДМ;

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

CИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ

Ni – признаки управления;

Км – команды управления ДУ;

Пi – признаки работы с НКПА.

7.2. Исходные данные для проектирования Основными исходными данными для проектирования бортовой системы управления (БСУ) являются требуемые положения связанных осей КА.

Например, для КА «КазСат» при рабочем функционировании БСУ должна обеспечивать ориентацию и поддержание ориентации связанных осей КА следующим образом:

• ось ОХ1 – по направлению в надир;

• ось OY1 – по вектору орбитальной скорости с предельной погрешностью (3 ) по каждой из осей;

• по углу крена – не более 0,5°;

• по углу курса (тангажа) – не более 0,1°.

Погрешности определяются точностью угловой ориентации и точностью отработки рассогласований между текущими и программными значениями ориентации.

Требования к динамической погрешности стабилизации КА в ОСК составляют (3 ): по углу крена – 20 угл.мин. (0,33°); по углу курса (тангажа) – 4 угл.мин.

Для расчетов системы управления необходимы также технические данные по массово-инерционным характеристикам, характеристикам двигательной установки, по силам и моментам тяговых модулей и газовых двигателей, возмущающим моментам, характеристикам и схемам расположения двигателей-маховиков, упругим характеристикам КА.

7.3. Управляющие и возмущающие моменты Для рассматриваемого в качестве примера КА «Монитор-Э» исполнительные органы БСУ включают комплекс из четырех управляющих двигателей-маховиков. Двигатели-маховики установлены по схеме «пирамида» с высотой, направленной по оси OZ, и углами = 60°, = 45° (рис. 7.2).

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Рис. 7.2 Схема пространственной ориентации осей вращения УДМ Связь проекций вектора кинетического момента КУДМ (Hi, i=X,Y,Z) с векторами кинетических моментов УДМ (hi, i=1,2,3,4) выражается матричным уравнением:

где А – матрица косинусов установки УДМов.

Для выбранного варианта установки УДМ матрица А имеет вид Для геостационарных КА связи и КА дистанционного зондирования Земли приняты следующие основные характеристики ДМ:

• максимальный кинетический момент каждого УДМ ±18 Н.м.с +10 %;

• максимальный управляющий момент – в пределах ±0,2 Н.м;

• цена младшего разряда момента управления 0,001 Н.м;

• частота изменения управляющего кода – не более 10 Гц;

• постоянная времени – не более 0,1 с.

На участках движения ротора со знакопостоянной угловой скоростью математическую модель управляющего двигателя-маховика,

CИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ

используемого для КА «Монитор-Э», можно описать следующей системой уравнений:

где – проекция угловой скорости объекта на направление оси вращения ротора, фиксированное относительно объекта, с -1;

– угловая скорость вращения ротора относительно объекта, с -1;

– угол поворота ротора;

n – управляющий сигнал (число дискрет младшего разряда в коде заданного управляющего момента);

T – постоянная времени блока управления двигателем, с;

i – ток, подаваемый в двигатель, А;

Ky – коэффициент пропорциональности между током в двигателе и управляющим сигналом, А/дискр;

KД – коэффициент пропорциональности между моментом, развиваемым двигателем, и током, Н.м/А;

J – момент инерции ротора, кгм 2 ;

Mст – составляющая момента сопротивления вращению ротора, не зависящая от скорости вращения, Н.м;

h – коэффициент вязкого трения, Н.м.с;

– коэффициент аэродинамической составляющей момента сопротивления вращению ротора, Н.м.(с) 1,5.

Численные значения технических параметров двигателя-маховика приведены в табл. 7.1.

Обозначение параметра Размерность Значение параметра

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Численные значения технических параметров ГИВУС приведены Шаг квантования выходного сигнала по измерительным осям Шумовая погрешность (3 ) Проекции гравитационного момента на оси ССК рассчитывались в соответствии со следующими формулами [10, 14]:

где = 0,396 • 1015 м3/с2 – гравитационная постоянная;

Jxx,Jyy,Jzz – главные моменты инерции КА;

где OX oYoZo – орбитальная система координат;

O X Y Z – связанная система координат.

При расчетах и моделировании динамики КА принимаются максимальные по модулю значения проекции момента силы светового давления на оси ССК, рассчитанные с учетом разбросов:

CИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ

Управляющие и возмущающие силы и моменты тягового модуля (ТМ) рассчитываются в соответствии с формульными зависимостями и значениями технологических погрешностей установки КУДМов.

7.4. Уравнения движения космического аппарата Движение КА относительно центра масс описывается системой дифференциальных уравнений Эйлера в проекциях на оси связанной системы координат OXYZ:

где – проекции абсолютной угловой скорости вращения изделия на оси OXYZ;

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

номинальных моментов, создаваемых ТМ;

номинальных моментов ТМ, обусловленных технологическими погрешностями изготовления и монтажа ТМ;

моментов газовых двигателей;

– проекции на оси OXYZ момента, обусловленного газодинамическими воздействиями струй ТМ;

моментов (от нескомпенсированных вращающихся масс, от перекладки элементов аппаратуры наблюдения и др.);

– момент от поворота солнечной батареи;

R – реактивный момент одного привода солнечной батареи;

7.5. Уравнения упругих колебаний космического аппарата При проектировании ССО необходимо учитывать влияние упругости конструкции. ГИВУС, установленный в некотором сечении корпуса КА, регистрирует две составляющие угла поворота этого сечения относительно инерциальной системы координат. Первая составляющая соответствует углу поворота недеформированного корпуса КА (твердого тела), вторая – дополнительному повороту данного сечения,

CИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ

возникающему в результате изгиба корпуса. Уравнения, учитывающие влияние упругости конструкции, приведены ниже [10]:

где k=x,y,z – оси КА;

– обобщенная координата n-го тона упругих колебаний;

по Y, Z, X в месте установки гироприбора (ГП);

N=1 m – число тонов упругих колебаний;

P – число управляющих агрегатов;

P kj – проекция силы на оси координат (k=x,y,z), Н;

AP kj – коэффициенты (линейные), учитывающие влияние управляющих агрегатов на упругие колебания (k=x,y,z), 1/кг;

M kj – проекция момента на оси координат (k =x,y,z), Н.м;

BP kj – коэффициенты (угловые), учитывающие влияние управляющих агрегатов на упругие колебания (k=x,y,z), 1/кг;

,, – угловые приращения изделия как твердого тела;

ГП, ГП, ГП – угловые приращения положения упругого изделия в месте установки ГИВУС.

Система уравнений Эйлера (7.1) совместно с системой уравнений (7.2), учитывающих влияние нежесткости конструкции, позволяет построить математическую модель объекта регулирования для проведения анализа устойчивости в частотной и временной областях.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

7.6. Анализ устойчивости контуров стабилизации Типовой закон стабилизации КА относительно центра масс с помощью КУДМ имеет вид [10, 14]:

где x, y, z – поканальные сигналы управления на КУДМ, Н.м;

k, k, k – передаточные числа по позиционному сигналу, Н.м/град;

– проекции вектора программной угловой скорости на оси ССК /с, СПУ – система программного управления;

Wпиф – передаточная функция противоизгибного фильтра.

Параметры корректирующих и противоизгибных фильтров определяются по результатам частотных исследований контуров стабилизации каналов крена, курса и тангажа.

Структурная схема контура стабилизации с помощью КУДМ на примере канала крена для проведения частотных исследований дана на рис. 7.3 (угловые координаты приведены в градусах). Для построения областей устойчивости методом D-разбиения в плоскости параметров передаточная функция разомкнутой системы может быть принята в следующем виде [9]:

функция непрерывной части;

CИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ

Рис. 7.3 Структурная схема контура стабилизации с помощью КУДМ на примере канала крена для проведения частотных исследований

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

e -pt – эквивалентное запаздывание, t=Tкв, Tкв – период квантования, равен 0,1 с;

где n – количество учитываемых тонов упругих колебаний;

D(z) – закон управления для каналов крена, курса и тангажа без учета фильтров:

Области устойчивости и логарифмические амплитудно-фазовые частотные характеристики были построены с использованием пакета расширения Control System Toolbox среды Matlab 6.5.

На рис. 7.4 приведены области устойчивости КА в канале крена при допусках на коэффициент упругости – 40 %, на момент инерции Jxx – 15 %. Области устойчивости показаны заливкой. Как следует из рисунков, введение противоизгибного и корректирующего фильтров увеличивает область устойчивости, что обеспечивает возможность выбора передаточных чисел для реализации заданной точности стабилизации. В качестве таких фильтров выбраны фильтры со следующими передаточными функциями в дискретной области [2, 9]:

CИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ

а – до введения противоизгибного фильтра б – после введения противоизгибного фильтра

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Коэффициенты имеют следующие численные значения:

Введение противоизгибного фильтра расширяет области устойчивости в каналах крена и курса до величин, позволяющих выбрать передаточные числа, которые обеспечивают достаточные запасы устойчивости во всем диапазоне частот.

БСУ должна обеспечивать демпфирование начальных угловых скоростей КА вокруг связанных осей в неориентированном пространственном положении. Начальные угловые скорости КА определяются угловой скоростью связки (разгонный блок + космический аппарат) к моменту разделения, а также приращением угловой скорости КА от воздействия системы отделения.

Закон управления в режиме демпфирования схематично изображен на рис. 7.5.

CИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ

закона управления в режиме демпфирования На рисунке приняты следующие обозначения:

– «фильтрованные» значения угловых скоростей относительно осей ССК, °/с;

– управляющие сигналы в режиме демпфирования относительно осей ССК, Н.м;

где – заданная точность демпфирования относительно осей ССК, °/с;

– передаточные коэффициенты закона управления в режиме демпфирования, (Н.м.с)/град. Эти коэффициенты выбраны равными 5 (Н.м.с)/град.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Для улучшения динамических характеристик системы управления в закон управления введен сигнал, равный расчетному значению гироскопического момента:

где J – момент инерции ротора, для всех УДМ принят равным 0,034 Н.м.с2;

i – угловые скорости вращения роторов УДМ, рад/с;

a ij – элементы матрицы направляющих косинусов пирамиды УДМ;

относительно осей ССК, рад/с.

Сигналы управления рассчитываются по формулам Вектор управления КУДМ имеет размерность момента и формируется следующим образом:

где A+ – псевдообратная матрица к матрице установки УДМ A:

CИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ

– вектор сигналов компенсации моментов сопротивления УДМ, рассчитанный по паспортным данным, Н.м (см. табл. 7.1).

Рассчитанные управляющие сигналы УДМ поступают на входы двигателей-маховиков.

7.8. Разгрузка кинетического момента двигателей-маховиков с помощью комплекса магнитных исполнительных органов При функционировании ССО угловые скорости вращения роторов УДМ будут пропорциональны времени действия внешнего возмущающего момента и могут достигнуть некоторого предельно допустимого значения. При достижении этой скорости наступает так называемое «насыщение» и маховик становится неработоспособным. Для восстановления работоспособности маховиков необходимо осуществлять процесс разгрузки, суть которого заключается в изменении величины накопленного кинетического момента в результате действия внешнего управляющего момента (момента разгрузки). Момент разгрузки создается специальной системой, называемой системой разгрузки.

Вариант выбора типа разгрузки КУДМ зависит от параметров орбиты. Для низких орбит используется разгрузка с помощью магнитного поля Земли. Для высоких орбит, где влияние магнитного поля Земли мало, используется разгрузка КУДМ с помощью двигателя стабилизации (ДС).

Даже для одного типа разгрузки, например с помощью магнитного поля Земли, для КА «Монитор-Э» и КА «Канопус-Вулкан» используются различные алгоритмы разгрузки. В КА «Канопус-Вулкан»

для определения параметров магнитного поля Земли (МПЗ) испольБОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ зуется магнитометр, а в КА «Монитор-Э» – математическая модель магнитного поля Земли.

Для разгрузки накопленного кинетического момента двигателеймаховиков используется система магнитной разгрузки, основанная на взаимодействии МПЗ с магнитным моментом комплекса магнитных исполнительных органов (КМИО).

Момент этого взаимодействия M может быть записан так [10, 14]:

где L – вектор магнитного момента КА;

Разгрузку ДМ предполагается осуществлять на дежурных режимах полета КА.

При исследованиях принималось, что рабочей орбитой КА является солнечно-синхронная круговая орбита с высотой 550 км и наклонением 97,5 град.

Информация о векторе индукции (B) магнитного поля Земли поступает из алгоритма дипольной модели МПЗ, реализованной в соответствии с ГОСТ 25645.126-85 [7], в виде проекций вектора индукции МПЗ на оси ССК и величины модуля B.

В состав КМИО входят три электромагнита (ЭМ), расположенные по осям ССК (см. рис. 7.6).

Рис. 7.6 Направление векторов магнитных моментов по осям

CИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ

Магнитный момент каждого ЭМ составляет не менее ± 56 А.м2.

Нестабильность номинального значения магнитного момента составляет не более ± 3 %. Остаточный момент одного ЭМ – не более 10 % от номинального.

Закон управления магнитным моментом каждого ЭМ – релейный. Моменты включения и выключения тока задаются командами управления.

В используемой при исследованиях модели КМИО изменение магнитного момента i-го МИО описывается следующей зависимостью:

где Li – текущее значение магнитного момента i-го МИО, А.м2;

Lн – номинальный момент – 56 А.м2;

k – коэффициент, определяемый командным сигналом, T = 0,33 с – постоянная времени при намагничивании (длительность переходного процесса при намагничивании ~ 1 с);

T =1,70 с – постоянная времени при размагничивании (длительность переходного процесса при размагничивании ~ 5 с).

В модели КМИО учитывается погрешность формирования магнитного момента – = 0,03Lн, остаточный магнитный момент при подаче 0 КС – = 0,1 Lн.sign(Li).

Формирование управляющих сигналов на КМИО осуществляется в бортовой цифровой вычислительной машине (БЦВМ) с частотой 1 Гц.

Момент разгрузки по каждому из ДМ формируется при достижении определенных пороговых величин срабатывания по кинетическому моменту, соответствующему скорости вращения ротора max = 60 об/мин.

Величина разгрузочного момента на каждый УДМ определяется следующим образом:

где pi – скорости вращения роторов КУДМ (поступают в интегрированную систему управления из КУДМ);

kмр – коэффициент регулирования.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

По сформированным моментам разгрузки mi определяются проекции момента разгрузки на оси ССК m x, m y, m z :

где a ij (i= 1 4) – элементы матрицы установки ДМ.

Для принятого варианта установки УДМ матрица А имеет вид Коррекция производится до определенных пороговых значений отпускания по кинетическому моменту, соответствующему скорости вращения ротора min = 40 об/мин.

Проекции потребного магнитного момента на оси ССК вычисляются следующим образом:

где Bx,By,Bz – проекции вектора индукции МПЗ на оси ССК;

B – модуль вектора индукции МПЗ.

Коэффициент 1/B2 является по сути переменным (для геополярных орбит диапазон изменения величины B составляет ~ 4), введя его в коэффициент регулирования kмр, получим:

В целях упрощения бортовых алгоритмов и сокращения времени их расчетов коэффициент kмр выбран константой.

Создание магнитного момента L по какой-либо оси нецелесообразно в промежутки времени, когда вектор B параллелен этой оси.

CИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ

Поэтому для уменьшения энергопотребления введено дополнительное ограничение: при Рис. 7.7 Вид релейного закона управления Формирование управляющего сигнала на электромагниты КМ осуществляется по релейному закону (рис. 7.7), где L 0 – пороговое значение магнитного момента. Величина L 0 может быть выбрана равной 50 А.м 2.

Особенностью принятой схемы расположения КУДМ является то, что при ненулевом кинетическом моменте каждого УДМ проекции суммарного кинетического момента на оси ССК при определенных условиях могут быть равны нулю. При возникновении таких условий предлагается осуществлять разгрузку кинетического момента путем формирования соответствующих управляющих сигналов на КУДМ.

7.9. Разгрузка кинетического момента комплекса управляющих двигателей-маховиков с помощью стационарных плазменных двигателей Характеристики стационарных плазменных двигателей принимались в соответствии с динамической схемой КА.

Для моделирования в данном случае выбран вариант выхода СПД на режим с запаздыванием отключения тяги первого двигателя по отношению к моменту включения второго двигателя на 60 секунд.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Исходя из соображений энергопотребления на данном КА допускается время работы СПД не более 10 мин на одном витке на освещенной части орбиты.

Моменты разгрузки относительно связанных осей X и Z формируются путем включения двух СПД в режиме пониженной мощности и соответствующим отклонением векторов тяги двигателей относительно оси вращения СПД в диапазоне ±45 град.

Поворот СПД осуществляется электроприводом на основе шагового двигателя. Двигатель установлен таким образом, что его ось вращения параллельна базовой оси КА O2 Z2.

В нейтральном положении векторы тяги СПД1 и СПД2 параллельны базовой оси КА O2 X2.

Располагаемый управляющий момент относительно оси X составляет ±0,0368 Н.м, относительно оси Z – ±0,0374 Н.м.

Момент разгрузки относительно оси Y ССК реализуется путем включения одного из СПД в соответствии с требуемым знаком момента в режиме пониженной мощности. При этом располагаемый управляющий момент относительно оси Y составляет ±0,0260 Н.м.

Таким образом, располагаемые управляющие моменты СПД превышают возможные возмущающие аэродинамические и гравитационные моменты для высоты орбиты Hорб = 550 км и позволяют обеспечивать разгрузку кинетического момента КУДМ.

К основным характеристикам приводов двигательной установки относятся следующие:

– один импульс (шаг), соответствует повороту выходного вала на угол 21,754649";

– скорость вращения выходного вала – 0,6043 град/сек (частота импульсов 100 шаг/сек);

– погрешность определения нейтрального положения – 0,5 град.

Использование двух СПД для разгрузки кинетического момента не позволяет обеспечить вектор управляющего момента произвольного направления.

Разгрузку можно осуществлять поочередно относительно осей X, Z и относительно оси Y.

CИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ

Так как при отключении СПД последующее включение возможно только через 15 минут, алгоритм разгрузки построен таким образом, что вначале осуществляется разгрузка составляющей кинетического момента КУДМ в плоскости XOZ до некоторого заданного уровня, а затем – по оси Y.

Управляющий сигнал i по каждому из УДМ так же, как и в системе с магнитной разгрузкой, формируется при достижении определенных пороговых величин срабатывания (60 об/мин), коррекция производится до определенных пороговых значений отпускания (40 об/мин):

где kp – коэффициент регулирования, – скорости вращения роторов КУДМ.

Коэффициент регулирования выбран равным 0,25 град/об/мин.

По величинам i вычисляются проекции управляющего сигнала на оси X, Y, Z:

где aij (i = 1 3; j = 1 4) – элементы матрицы установки ДМ.

При разгрузке составляющей кинетического момента КУДМ в плоскости XOZ управляющие сигналы на входы шаговых приводов, определяющие угол поворота СПД, формируется следующим образом:

где хz_z – величина, определяющая уровень кинетического момента в плоскости XOZ, до которого осуществляется разгрузка.

При у >0 включается 1-й СПД (отключается 2-й СПД), Если гравитационный потенциал записывается в сферических координатах, то x = sin.

Переход от приведенных выражений к нормированным выражениям происходит по формулам предыдущего подраздела.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Ускорения от действия нецентрального гравитационного поля Земли. Сила тяжести g, действующая на единичную массу, или ускорение силы тяжести имеет вид компоненты вектора ускорения в геоцентрической системе координат.

Если использовать выражение для гравитационного потенциала Земли с нормированными коэффициентами, то компоненты вектора ускорения примут вид Прецессия и нутация. Вследствие возмущающего действия, оказываемого на вращение Земли телами Cолнечной системы, ось вращения Земли совершает в пространстве сложное движение (прецессия и нутация). Вместе с осью вращения Земли движется и ее экваториальная плоскость. Эти движения приводят к смещению точки весеннего равноденствия по экватору.

Для того чтобы от системы координат J2000 перейти к системе координат, фиксированной на момент времени tтек, надо учесть прецессию и нутацию:

где N – матрица нутации, Р – матрица прецессии.

CИСТЕМА ИНФОРМАЦИОННОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ

В случае использования приведенной формулы приходим после преобразования к системе координат, определяемой истинным геоэкватором и равноденствием даты tтек. При этом положение точки весеннего равноденствия относительно Гринвичского меридиана в 0h всемирного времени определяется гринвичским истинным звездным временем S0.

Если при переходе от одной системы координат к другой используется только матрица прецессии (матрица нутации обычно полагается единичной), то приходим к системе координат, определяемой средним равноденствием и экватором даты tтек. При этом положение точки весеннего равноденствия относительно Гринвичского меридиана в 0h всемирного времени определяется гринвичским средним звездным временем S0.

Параметры прецессии и нутации определяются на основе теории DE200/LE200 [14].

Прецессионные параметры, z, вычисляются по формулам:

z = 2306.2181t 1.09468t 2 0.018203t 3;

= 2004.3109t 0.42665t 2 0.041833t 3;

t = (JD-2451545)/36525, где JD – юлианский день даты t тек ;

t вычисляется в юлианских столетиях.

Далее вычисляется матрица прецессии P как произведение трех матриц P1. P2. P3:

Матрица нутации N вычисляется как произведение трех матриц N1.N2.N3 :

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

– долгопериодическая часть нутации наклона, – долгопериодическая часть нутации по долготе, 0 – средний наклон эклиптики к экватору.

d – короткопериодическая часть нутации по долготе, d – короткопериодическая часть нутации наклона, Приведенные части нутации вычисляются по формулам, содержащим кратности соответствующих аргументов, средние аномалии Луны и Солнца, среднюю элонгацию (разность средних долгот) Луны и Солнца, среднюю долготу восходящего узла орбиты Луны на эклиптике, время в юлианских столетиях от стандартной эпохи J2000.

Численный метод решения уравнений движения. Для интегрирования уравнений движения можно использовать метод РунгеКутта четвертого порядка. Векторное уравнение, приведенное в первом подразделе данного раздела, эквивалентно шести скалярным уравнениям Стандартный метод Рунге – Кутта четвертого порядка предполагает на шаге h двадцать четыре обращения к правым частям несвязанных уравнений. Так как существует зависимость между приведенными шестью уравнениями, то число обращений к правым частям можно сократить до двенадцати. Так, для первых компонент векторов координат и скоростей имеем:

CИСТЕМА ИНФОРМАЦИОННОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ

x ( t 0 +h) = x 0 +h v x0+h 2 ( g x0+g x1/2+g x1/2)/6 ;

v( t 0 +h) = v x0+h(g x0+2g x1/2+g x1/2+g x1) /6, где x ( t 0 +h), v( t 0 +h) – значения первых компонент векторов координат и скоростей в конце шага интегрирования h;

x0, vx0 – значения первых компонент векторов координат и скоростей в начале шага интегрирования;

gx0 – значение первой компоненты вектора ускорения, обусловленной действием Земли, Солнца и Луны, в начале шага интегрирования;

g x1/2 – значение первой компоненты вектора ускорения, обусловленной действием Земли, Солнца и Луны, в середине шага интегрирования;

g x1/2 – значение первой скорректированной компоненты вектора ускорения, обусловленной действием Земли, Солнца и Луны, в середине шага интегрирования;

g x1 – значение первой компоненты вектора ускорения, обусловленной действием Земли, Солнца и Луны, в конце шага интегрирования.

Схема алгоритма решения задачи. Задача решается в системе координат J2000. Для решения задачи должны быть заданы начальные условия и время начала расчета (например, в стартовом полетном задании на момент штатного расчетного начала автономного полета КА).

Также для решения задачи должны быть заданы на определенный период полета эфемериды Солнца и Луны в системе координат J2000.

Расчет эфемерид может производиться на борту КА или на Земле.

Во втором случае задавать эфемериды возможно с использованием разных интерполяционных полиномов (наиболее предпочтительным выглядит сплайн-аппроксимация) и передавать на борт коэффициенты полиномов для необходимых временных интервалов.

В случае использования интерполяционных полиномов эфемериды для Солнца могут задаваться реже, чем эфемериды для Луны. Предположительно эфемериды Солнца могут задаваться на начало каждого дня, а для Луны эфемериды должны задаваться не реже, чем через два часа. Окончательный выбор временных промежутков для задания

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

эфемерид может быть сделан из условий необходимой точности расчетов вектора состояния после разработки программ для математического моделирования. Выбор места расчета эфемерид (на борту КА или на Земле) также будет определен после разработки программ для математического моделирования, определения числа операций в ПО и проработки возможности передачи на борт необходимого объема информации.

Для 0h гринвичского времени каждых суток полета рассчитываются матрицы прецессии и нутации и звездное время. Как и расчет эфемерид, так и расчет матриц прецессии и нутации и звездного времени может быть проведен на борту или в наземных условиях. Выбор места расчета матриц прецессии и нутации и звездного времени (на борту КА или на Земле) определяется после разработки программ для математического моделирования, определения числа операций в ПО и проработки возможности передачи на борт необходимого объема информации.

Зная координаты КА в момент начала интегрирования, можно найти компоненты гравитационных ускорений, обусловленные воздействием Солнца и Луны, на момент начала интегрирования по формулам, приведенным в данном разделе.

Для вычисления компонентов гравитационных ускорений, обусловленных воздействием гравитационного поля Земли, необходимо четыре раза на каждом шаге интегрирования от координат КА в системе координат J2000 переходить, используя матрицу совместного учета прецессии и нутации, к координатам КА в системе координат, определенной 0h гринвичского времени текущей даты по формулам данного раздела. Затем, для перехода к гринвичской системе координат (ГСК), необходимо воспользоваться матрицей поворота вокруг оси вращения Земли

CИСТЕМА ИНФОРМАЦИОННОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ

S – гринвичское истинное или среднее звездное время в 0h всемирного времени;

– скорость вращения Земли;

UTC – всемирное время от 0h рассматриваемой даты.

По найденным координатам КА в ГСК могут быть вычислены компоненты гравитационного ускорения g, g, gr по формулам, приведенным в данном разделе для сферической системы координат. Эти гравитационные ускорения легко перепроектировать в ГСК. Затем необходим перевод найденных ускорений в систему координат J2000.

Для этого найденный вектор ускорения умножается на матрицу M -1, обратную матрице поворота вокруг оси вращения Земли. Далее преобразованный вектор умножается на матрицу, обратную матрице прецессии и нутации. Так как матрицы P1, P2, P3, N1, N2, N3, M ортогональные, то матрица M -1 и матрица, обратная к матрице прецессии и нутации, получаются из исходных матриц транспонированием.

После всех приведенных вычислений может быть проведен первый шаг интегрирования по методу Рунге – Кутта. Все следующие операции метода Рунге – Кутта аналогичны приведенным.

Для проверки правильности вычислений по методу Рунге – Кутта и оценки погрешностей округления при использовании малых шагов при математическом моделировании предполагается использовать параллельно с методом Рунге – Кутта метод Грегга – Булирша – Штера.

При разработке алгоритмов предлагается ввести процедуру минимизации погрешностей. Накопление ошибок расчета может быть компенсировано коррекцией расчета, проводимой по кодовым командам с Земли с необходимой частотой. Суть коррекции состоит в использовании при численном интегрировании с некоторого момента времени, заданного в кодовой команде (КК), точных параметров вектора состояния, определенных в наземных условиях и переданных на борт в составе КК, а не вектора состояния, полученного в конце предыдущего шага интегрирования. Периодичность коррекции определяется после разработки программ для математического моделирования, определения числа операций в ПО и проработки возможности передачи на борт необходимого объема информации.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Схема отработки алгоритма решения задачи. Так как коэффициенты разложения в ряд гравитационного поля Земли на сегодняшний день не стандартизованы, разные организации используют свои данные для коэффициентов разложения. Опыт применения набора коэффициентов, полученных из разных организаций, показал для одних и тех же расчетов при одинаковых начальных значениях, что уже через 5-10 часов полета вектора состояния, полученные с использованием разного набора коэффициентов, начинают существенно отличаться друг от друга. Поэтому при математическом моделировании обычно используют набор коэффициентов, выданный Заказчиком как соответствующее приложение к техническому заданию (ТЗ) на БСУ.

В связи с тем, что описанная задача требует при ее полной реализации без упрощений большого количества вычислений и высокой точности расчетов, ее реализация на борту затруднительна. Поэтому одним из существенных вопросов при разработке бортового ПО является вопрос о допустимости ввода в расчетную схему разного рода упрощений для уменьшения количества вычислений без значимой потери точности. Для проверок возможности ввода упрощений необходимо наличие «эталона» – программы, способной проводить на персональном компьютере точные вычисления вектора состояния в любой момент полета. Наличие такого эталона позволяет вводить в полную расчетную схему разного рода упрощения и из сравнения с «эталоном» делать выводы о возможности или невозможности введения данных упрощений. Желательно в приложении к ТЗ определить, что является эталоном для решения описанных задач навигации.

Расчет вектора направления остронаправленной антенны на наземный измерительный пункт производится на каждом такте БЦВС по известным значениям параметров вектора состояния КА, полученным при помощи бортового прогноза (подход к организации бортового прогноза изложен выше), параметрам текущей ориентации КА и заданным координатам НИП.

CИСТЕМА ИНФОРМАЦИОННОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ

Так как вектор состояния считается на борту в системе координат J2000, а параметры НИП задаются в Гринвичской системе координат, то для определения требуемого положения оси диаграммы направленности ОНА (прямой «КА–НИП») необходимо предварительно пересчитать координаты НИП в систему координат J2000. Решение этой задачи выполняется с учетом матриц прецессии и нутации Земли и текущего значения звездного времени.

По известным координатам КА и НИП требуемое положение оси диаграммы направленности ОНА относительно системы координат J2000 после этого вычисляется из геометрических соотношений. Во время орбитального полета по данным ГИВУС постоянно вычисляется кватернион ориентации связанной системы координат КА относительно инерциальной системы координат J2000. Положение оси диаграммы направленности ОНА пересчитывается в связанную систему координат КА с использованием указанной матрицы ориентации. После этого выполняется расчет значений углов наведения ОНА относительно ПСК ее поворотного устройства.

Погрешность расчета углов (без учета погрешности начального задания параметров орбитального движения КА) определяется точностью баллистического прогноза, текущего звездного времени, ориентации КА и геодезических координат НИП.

Требуемый уровень точности будет обеспечиваться за счет надлежащей частоты обновления начальных условий указанных выше параметров из НКУ. Типовые процедуры подобных коррекций подлежат определению в процессе рабочего проектирования.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

9. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ СМЕЖНЫМИ СИСТЕМАМИ

Система управления смежными системами (СУСС) – это программно-аппаратный комплекс, основным назначением которого является управление смежными системами через блоки силовой автоматики, в том числе получение данных от этих систем.

В перечень задач СУСС входят вопросы управления и диагностики такими смежными системами, как аппаратура ориентации солнечных батарей (АОСБ), система обеспечения тепловых режимов (СОТР), аппаратура регулирования и контроля средств электроснабжения и другие, а также некоторые вспомогательные задачи управления целевой аппаратурой.

Ниже приводится описание задач, решаемых СУСС для обеспечения функционирования отдельных систем.

Подсистема взаимодействия с разгонным блоком (РБ) функционирует на этапе совместного полета РБ и космического аппарата (КА).

Взаимодействие бортовой системы управления (БСУ) с разгонным блоком осуществляется по командам «Вкл. СУ» и «КО» («Отделение КА от РБ») и сигналу «СУ включена» (рис. 9.1).

Ориентировочно за 25 минут до расчетного времени «КО» разделения космического аппарата с разгонным блоком из СУ РБ в блок управления и контроля (БУК) через разъем связи «РБ–КА» по трем независимым каналам поступает импульсная команда «Вкл. СУ».

Команда «Вкл. СУ» в БУК запоминается и мажоритируется, при этом одновременно подается питание на все четыре тракта питания вычислительного ядра (ВЯ) БУК и блокируется выдача команд в подсистемы СУ и смежные системы.

По включении вычислительного ядра БУК проводит расширенный тест встроенного контроля. После окончания тестирования ВЯ БУК формирует в каждой грани слово состояния грани и признак «СС» (состояние ВЯ БУК) и формирует команду на включение бортовой цифровой вычислительной системы (БЦВС).

CИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ СМЕЖНЫМИ СИСТЕМАМИ

Рис. 9.1 Схема электрического взаимодействия БСУ и РБ После завершения тестов контроля БЦВС формирует признак готовности вычислительного ядра («Гот. ВЯ») и передает его в БУК.

По этому признаку в БУК производится разблокировка силовой электроники, формируется телеметрический параметр в систему телеметрической информации РБ «СУ включена» и начинается аппаратный контроль перемычки «КО» от РБ.

При отделении КА от РБ происходит разрыв трех перемычек в разъеме связи «КА–РБ». В вычислительном ядре БУК формируется признак контакта отрыва, по которому разворачивается дальнейшая циклограмма работы СУ на участке автономного полета КА.

9.2. Управление подсистемой подрыва пиросредств Подсистема подрыва пиросредств представляет собой функциональный тракт управления и контроля пироустройств (ПУ) и включает:

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

– устройство соединительное контроля (УС контроля);

– устройство коммутации силового питания (УКСП);

– формирователь шин пиротехнических устройств (ФШПУ);

– устройство коммутации пиротехнических устройств (КМПУ-1);

– устройство контроля пиротехнических устройств (УКПУ);

– устройство интерфейсное.

УС контроля служит для подачи питания 27 В от системы электроснабжения (СЭС) и содержит логическую цепочку, которая может использоваться как ступень защиты ПУ от несанкционированного УКСП содержит мажоритарную схему подключения напряжения 27 В, которая управляется командами К1 и К2, выдаваемыми из вычислительного ядра СУ, и является ступенью защиты ПУ.

ФШПУ содержит мажоритарную схему подключения напряжения питания 27 В, которая управляется командой К3, выдаваемой из вычислительного ядра СУ, и является ступенью защиты ПУ.

КМПУ-1 служит для коммутации команд управления на подрыв ПУ, которые также являются мажоритарными, и формирует сигнал для фиксации факта прохождения тока через нити пиропатронов (эхо-контроль) УКПУ содержит генератор безопасного тока и цифровой мультиметр, что позволяет производить контроль целостности ПУ при наземных испытаниях.

Программное обеспечение (ПО) управления пиросредствами включает в себя программные модули, обеспечивающие подрыв ПУ в полете и ПО наземного контроля.

При работе на орбите программа обеспечивает:

– формирование шин ПУ и подачу напряжения 27 В на шины;

– требуемую задержку до момента выдачи команд на подрыв пиропатронов;

– выдачу команд из ВЯ СУ на подрыв групп пиропатронов;

– анализ сигналов эхо-контроля прохождения тока через каждую нить и, в случае отсутствия эхо-сигналов, троекратное повторение команд на подрыв;

CИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ СМЕЖНЫМИ СИСТЕМАМИ

– формирование признака «Отказ» в случае отсутствия эхосигналов;

– формирование признака «Подрыв ПЭ» для блокирования повторного включения программы.

В процессе работы программы на орбите регистрируется телеметрическая информация, которая содержит данные о выдаче команд на подрыв пиропатронов и запись эхо-сигналов о прохождении тока через каждую нить пиропатронов или признаки отказа.

Структура ПО СУСС обеспечивает возможность повторной выдачи команд на подрыв ПУ. В этом случае подрыв инициируется командно-программной информацией, формируемой и передаваемой на борт КА наземным комплексом управления (НКУ) по результатам анализа телеметрической информации (ТМИ).

Наземный контроль функционального тракта ПУ для проверочных включений в составе системы включает:

– контроль исходного состояния шин ПУ, наличие напряжения и подключение УКПУ;

– контроль напряжения между шинами ПУ;

– контроль сопротивления утечки между шинами + 27 В и – 27 В, между шиной + 27 В и корпусом и между шиной – 27 В и корпусом;

– контроль мажоритаров команд К1 и К2;

– контроль мажоритара команды К3;

– контроль мажоритаров команд управления ПУ для каждой нити ПУ токами обтекания;

– контроль разобщенности групп ПУ между собой и отсутствия посторонних сигналов.

Регистрация результатов прохождения контрольных тестов при проведении испытаний производится следующим образом:

– во время прохождения теста все контролируемые параметры (счетчик этапов теста, контролируемые напряжения и сопротивления, таблицы эхо-сигналов о прохождении безопасного тока через нити пиропатронов, признаки прохождения штатных программных модулей) выводятся на экран монитора пульта управления;

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Рис. 9.2 Функциональная схема контроля и управления тракта пироэлементов

CИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ СМЕЖНЫМИ СИСТЕМАМИ

– во время проведения тестов контроля производится регистрация результатов теста в протоколе НКПА (наземной контрольно-проверочной аппаратуры);

– во время проведения испытаний производится запись ТМИ.

По результатам прохождения тестов на экран НКПА выводятся сообщения о нормативности (или отказе) конкретной проверки.

Функциональная схема контроля и управления тракта пироэлементов (ПЭ) приведена на рис. 9.2.

9.3. Управление системой электроснабжения Бортовая система управления (БСУ) передает в систему электроснабжения управляющие команды и принимает от нее сигналы, характеризующие состояние СЭС. Количество команд управления и сигналов диагностики определяется типом СЭС, устанавливаемой на борту КА, однако принципы организации взаимодействия одинаковы для всех КА.

Управление СЭС осуществляется по сигналам (по кодовым командам) от НКУ. Для диагностики СЭС формируются признаки, по которым осуществляется:

– отключение определенных нагрузок и их восстановление при снятии признаков, формируемых по сигналам от СЭС, – приведение СУ в исходное (выключенное) состояние.

Так, например, СУ для КА «Экспресс-МД1» принимает от СЭС три длительных сигнала ограничения нагрузки «ОН», формируемых тремя независимыми датчиками. При наличии не менее двух сигналов «ОН» система управления производит отключение нагрузок от СЭС за время не более 16 сек от момента их поступления. Функциональная схема взаимодействия СУ с СЭС приведена на рис. 9.3.

Особым режимом взаимодействия СУ с СЭС является так называемый режим «тестирования», в котором осуществляется контроль запаса и восстановления емкости аккумулятора СЭС.

В этом режиме по командам с НКУ производится принудительный разряд СЭС до формирования последнего сигнала «ОН», при этом Рис. 9.3 Функциональная схема взаимодействия БСУ с СЭС

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

CИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ СМЕЖНЫМИ СИСТЕМАМИ

СУ не реагирует на его появление. Режим проводится при оперативном контроле НКУ за температурой СЭС и прекращается в случае превышения определенного значения температуры. В СУ введена защита от ошибочной выдачи команд на тестирование батарей.

9.4. Управление ориентацией солнечных батарей Системы энергоснабжения, устанавливаемые на борту космических аппаратов, различаются между собой как количеством солнечных батарей (СБ), так и возможностями аппаратуры систем ориентации солнечных батарей (СОСБ).

В качестве примера рассмотрим принципы управления и контроля системой ориентации одной СБ для КА «Электро-Л».

Состав тракта управления В состав тракта, обеспечивающего управление ориентацией СБ относительно Солнца, входят (рис. 9.4):

– алгоритмы управления СОСБ, реализованные в бортовой системе управления;

– привод, на выходном валу которого жестко закреплены СБ, датчик угла (ДУГ) и датчик фиксированного положения (ДФП);

– блок электроники (БЭ), имеющий два канала резервирования (один в холодном резерве) и обеспечивающий сопряжение СОСБ с бортовой системой управления.

Информация об угловом положении СБ от датчика угла поступает в БСУ через БЭ в виде периодов следования импульсов. Кроме того, информация об угловом положении СБ от датчика угла в виде шестиразрядного кода и от ДФП в виде четырехразрядного кода также поступает в БСУ через телеметрическую систему (ТМС).

Управление СОСБ осуществляется при помощи команд переключения каналов резервирования, отключения, движения («Вперед», «Назад», «Останов»), установки в фиксированные положения (0, 90, 180, 270 ). Ориентация СБ на Солнце осуществляется по информации, формируемой системой управления движением (СУД). Кроме того, алгоритмы СУД формируют сигналы на запрет движения СБ.

БСУ

БЦВС ТМС

CИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ СМЕЖНЫМИ СИСТЕМАМИ

Организация управления системы ориентации солнечной батареи основана на взаимодействии ряда алгоритмов, которые обеспечивают выполнение следующих функций:

– формирование команд управления движением и установкой выходного вала привода СОСБ в соответствии с задаваемым СУД углом и информацией от датчика угла и датчика фиксированного положения;

– формирование команд на переключение каналов резервирования СОСБ и отключение СОСБ;

– первичную обработку информации от ДФП и датчика угла с целью получения достоверной информации об угловом положении выходного вала привода СБ;

– контроль состояния аппаратуры СОСБ по информации датчика угла и ДФП с учетом текущего режима управления и формирование соответствующих признаков текущего состояния;

– выбор и переключение режима управления СОСБ при нештатных ситуациях на основе анализа текущего состояния;

– выдачу команд на остановку выходного вала привода при переключении каналов резервирования, смены режимов управления, а также в случае получения от СУД признака запрета на движение выходного вала привода;

– формирование телеметрических массивов контрольной информации текущего состояния СОСБ для передачи в НКУ;

– блокировку автоматического управления и формирование команд управления приводом в соответствии с командами, выдаваемыми из НКУ;

– изменение рабочей конфигурации по командам из НКУ.

Алгоритмы взаимодействия с СОСБ обеспечивают следующие режимы работы:

– автоматический;

– по командам управления, формируемым из НКУ.

В режиме работы по командам управления, формируемым из НКУ, автоматический режим работы СОСБ блокируется.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Автоматический режим работы В автоматическом режиме работы алгоритм взаимодействия с СОСБ реализует различные режимы управления с использованием для управления различных команд и датчиков. Предусматриваются следующие автоматические режимы управления на основном или резервном каналах блока электроники СОСБ:

– режим управления при помощи команд управления движением СБ («Вперед», «Назад», «Останов») по расчетному углу с коррекцией в последовательном коде или в шести разрядном параллельном коде от датчика угла, поступающего в БСУ из блока электроники СОСБ через – режим управления при помощи команд управления движением по расчетному углу с коррекцией от четырех разрядного кода ДФП;

– два режима управления при помощи команд установки с контролем положения по информации от четырех разрядного кода ДФП.

При выполнении одного из режимов все остальные автоматически блокируются, при этом все режимы работы начинают действовать только после выдачи соответствующей команды на разрешение автоматической работы из НКУ.

При наличии признака запрета движения выходного вала привода, формируемого СУД, во время работы в любом из автоматических режимов алгоритм СОСБ осуществляет остановку движения выходного вала привода и блокировку выдачи команд. При снятии признака запрета движения выходного вала привода алгоритм управления СОСБ обеспечивает разблокировку выдачи команд и продолжение работы заданного режима.

Управление СОСБ во всех автоматических режимах осуществляется на основании расчета углового положения выходного вала привода СОСБ. Корректировка расчетного угла производится при изменении достоверных показаний датчика угла или датчика фиксированных положений в зависимости от режима управления. Алгоритм СОСБ определяет рассогласование между расчетным и заданным углом и осуществляет движение выходного вала привода по кратчайшему пути для его снятия [15].

CИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ СМЕЖНЫМИ СИСТЕМАМИ

В автоматических режимах управления по командам движения алгоритм СОСБ при достижении рассогласования между заданным и расчетным углом более порога срабатывания формирует команду на движение выходного вала СОСБ, а при достижении порога отпускания – команду на остановку движения выходного вала СОСБ. Значения порогов срабатывания и отпускания, характеристики расчетной угловой скорости СБ могут корректироваться из НКУ.

В режимах управления с использованием команд установки алгоритм СОСБ обеспечивает управление приводом на основании заданного от СУД угла и расчетного угла с помощью команд установки в фиксированные положения. В первом варианте режима управления с использованием команд установки команды выдаются в случае, если угловое рассогласование между расчетным и заданным углом больше допустимой величины 45, при этом алгоритм формирует команды установки в новое фиксированное положение. Во втором варианте алгоритм управления СОСБ распознает фиксированное значение заданного угла (0, 90, 180, 270 ) и только после этого формирует команды установки.

Режим работы по командам управления, формируемым из НКУ При помощи команд, выдаваемых из НКУ, можно осуществлять как принудительный выбор режима управления, так и разрешать алгоритму управления СОСБ самостоятельно выбирать режим управления в зависимости от состояния тракта. Кроме того, из НКУ можно производить настройку глубины и принципов контроля вплоть до полной блокировки, осуществлять переключение каналов резервирования, выдавать команды движения и установки, корректировать значение расчетного угла.

Данный режим работы используется при отказах датчиков углового положения СБ. Оператор НКУ по данным энергоприхода определяет положение СБ относительно Солнца и выдает команды для минимизации угла рассогласования нормали к рабочей поверхности СБ относительно направления на Солнце. После этого с учетом параметров орбиты КА в БСУ рассчитываются и закладываются на борт команды движения или установки многократного исполнения,

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

формируемые в заранее рассчитанные моменты времени для ориентации СБ относительно Солнца.

Организация контроля В автоматическом режиме управления обеспечиваются следующие виды контроля:

– по наличию достоверной информации от датчика угла;

– по характеру изменения шести разрядного кода положения от датчика угла или от ДФП;

– по наличию изменения достоверного значения от датчика угла во время движения привода за допустимое время [16];

– по отсутствию изменения показаний ДУГ после выдачи команды «Останов» [17];

– по направлению движения привода;

– по факту установки выходного вала привода в заданное фиксированное положение за фиксированное время.

Кроме того, алгоритм СОСБ обеспечивает:

– формирование массива для передачи в цифровую телеметрическую информацию (ЦТМИ) признаков состояния СОСБ;

– сохранение необходимой информации для продолжения работы СОСБ в случае прерывания режима из-за переключения с канала на канал, перехода работы с одного режима управления на другой, выполнения запрета на движение выходного вала привода и т.п.

При невыполнении критериев работоспособности СОСБ алгоритм формирует соответствующие признаки отказов и команды для перехода на другой работоспособный канал во всех разрешенных режимах управления, а в случае исчерпания резерва формируется команда на отключение СОСБ.

Дальнейшее взаимодействие с СОСБ определяется логикой работы программного обеспечения БСУ в нештатных ситуациях.

Рассмотренный алгоритм управления и контроля используется также для управления системой ориентации КА «Спектр-Р», предполагается его использование в КА «Спектр-УФ», «Спектр-РГ», «Электро-2Л».

CИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ СМЕЖНЫМИ СИСТЕМАМИ

Взаимодействие с приводами раскрытия СБ Средства раскрытия СБ включают в себя:

– пиросредства для удержания СБ в транспортном положении;

– приводы раскрытия панелей СБ.

Раскрытие панелей СБ происходит при включении привода (подаче напряжения питания) после расчековки солнечных батарей и осуществляется по циклограмме, определяемой типом используемого привода. В том случае, если для данного привода характерно отсутствие сигналов диагностики состояния, циклограмма раскрытия заключается в выключении привода через заданное время после подачи на него напряжения питания.

Если же используемый привод обеспечивает СУ сигналами диагностики состояния (сигналы микропереключателей), то циклограмма раскрытия СБ разбивается на следующие последовательные этапы, каждый из которых начинается при положительном завершении предыдущего:

– Контроль расчековки СБ.

– Контроль раскрытия СБ и выключение привода. При отсутствии сигналов, характеризующих завершение раскрытия СБ, выключение привода осуществляется по времени.

– Ожидание команды НКУ на окончание работы алгоритма при отсутствии сигналов о завершении раскрытия СБ.

Алгоритм взаимодействия с приводами раскрытия СБ построен таким образом, что на каждом из вышеперечисленных этапов (при их незавершении) обеспечивается возможность работы по командам от НКУ, позволяющим проводить повторный подрыв ПЭ и включение/отключение двигателей приводов.

9.5. Управление средствами обеспечения тепловых режимов Управление средствами обеспечения тепловых режимов осуществляет блок управления и контроля. Блок выдает команды на включение и отключение нагревательных элементов (НЭ) СОТР. Формирование команд управления осуществляется по трем независимым каналам вычислительной системы БУК.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

В процессе полета СУ обеспечивает управление независимыми группами нагревателей, каждая из которых содержит несколько соединенных параллельно нагревателей. Перед началом управления НЭ осуществляется контроль целостности цепей питания НЭ с помощью датчиков тока, включенных последовательно в цепь питания нагревателей. Контроль проводится путем сравнения полученной величины тока в цепи с заданным пороговым значением при включении каждого нагревателя отдельно. По окончании режима контроля СОТР переходит в штатный режим управления НЭ.

В алгоритме управления СОТР предусмотрены три режима регулирования:

– терморегулирование – регулирование состоянием НЭ по температуре;

– временное регулирование – регулирование состоянием НЭ по времени с учетом времени года и времени суток;

– регулирование состоянием НЭ по командам от НКУ.

Режимы работы СОТР могут сочетаться, т.е. одни группы нагревателей могут быть в режиме временного регулирования, другие – в режиме терморегулирования, а третьи – в режиме управления по командам от НКУ.

Управление НЭ в режиме терморегулирования осуществляется по осредненному значению показаний трех датчиков температуры данной группы нагревателей (достоверная температура), находящихся в определенной точке КА. После получения из системы телеметрической информации данных от датчиков температуры проводится оценка величин показаний на отсутствие рассогласования между ними более чем на величину допуска. Если показания одного из датчиков температуры отличаются от других на большую величину, то при управлении состоянием нагревателя информация этого датчика температуры не учитывается. В процессе полета предусмотрена возможность изменения допустимой величины рассогласования показаний датчиков температуры по команде от НКУ.

Включение и отключение НЭ каждой группы нагревателей производится по достижении осредненного значения показаний датчиков

CИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ СМЕЖНЫМИ СИСТЕМАМИ

Рис. 9.5 Функциональная схема подключения нагревателей температуры в данной точке КА. В процессе полета предусмот- рена возможность изменения значений температурных порогов включения и отключения НЭ любой независимой группы нагревателей по командам от НКУ.

В режиме временного регулирования включение и отключение НЭ группы нагревателей осуществляется по интервалам времени включенного и отключенного состояния нагревателя. Временные интервалы включенного или отключенного состояния нагревателей могут быть изменены с НКУ. Переход на временное регулирование НЭ группы нагревателей осуществляется по кодовой команде от НКУ или автоматически при наличии рассогласования показаний трех датчиков температуры данной группы нагревателей на заданную величину в течение заданного промежутка времени. При переходе на временное регулирование состояние НЭ группы нагревателей переводится в противоположное, т.е. если НЭ был включен, то он отключается, а

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

если он был отключен, то включается. С этого момента времени начинается отсчет временного интервала включения или отключения НЭ группы нагревателей.

Если НЭ находится в режиме временного регулирования, контроль состояния датчиков температуры данной группы нагревателей продолжает проводиться.

Режимы температурного и временного регулирования работы СОТР могут сочетаться, т.е. некоторые группы нагревателей в данный момент времени могут быть в режиме временного регулирования, а другие – в режиме терморегулирования.

Если в процессе полета возникла необходимость исключения НЭ данной группы нагревателей из управления, то это осуществляется по кодовым командам от НКУ. Наземный контроль СОТР включает:

– контроль целостности цепей питания нагревателей;

– контроль мажоритара в части выдачи команд на НЭ;

– контроль отсутствия рассогласования в показаниях датчиков температуры данной группы нагревателей на заданную величину.

Функциональная схема подключения нагревателей одной группы к блоку силовой автоматики (БУ1-К) приведена на рис. 9.5.

9.6. Управление двигательной установкой Двигательная установка малого космического аппарата состоит из электроракетной двигательной установки (ЭРДУ) и газовой двигательной установки (ГДУ).

ЭРДУ используется для коррекции орбиты, приведения КА в рабочую точку орбиты и создания моментов для разгрузки.

Электроракетная двигательная установка включает в себя аппаратуру преобразования и управления двигательной установки (АПУ ДУ), восемь тяговых модулей (ТМ) и блок подачи ксенона (БПК1).

АПУ ДУ (блоки АПУ1 и АПУ2) как часть ЭРДУ управляется по алгоритмам ПО управления и контроля (УК) двигательной установки.

Программное обеспечение УК двигательной установки состоит из двух программных модулей:

CИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ СМЕЖНЫМИ СИСТЕМАМИ

• программное обеспечение отработки кодовых команд ЭРДУ (ПО КК ЭРДУ) – входит в состав функционального программного обеспечения (ФПО) БЦВС и формирует признак исполнения конкретной кодовой команды;

• программное обеспечение управления и контроля ЭРДУ (ПО УК ЭРДУ) – входит в состав ФПО вычислительной системы БУК.

Система управления согласно полетному заданию или требованиям разгрузки (но только после закладки на борт кодовой команды на разрешение работы с АПУ ДУ) формирует и выдает в ПО УК ДУ признаки управления ТМi (i=18) (единичное значение признака – «Включить ТМi», нулевое – «Отключить ТМi»), сопровождаемые признаком «Cеанс работы с ЭРДУ» (единичное значение формируется ПО СУ не позже поступления команды на «первое» в сеансе включение ТМ, а нулевое – не ранее поступления команды на «последнее» в сеансе отключение ТМ).

Алгоритмы ПО ДУ осуществляют управление и контроль ЭРДУ согласно собственной логике. При этом команды, сформированные ПО УК ЭРДУ, передаются в АПУ ДУ с помощью командных импульсов длительностью 0,6 секунды. Для каждого ненулевого значения командного слова формируются и выдаются в исполнительную плату (ИП) два байта информации и через шестьТСУ (ТСУ = 100 мс – цикл системы управления).

Кроме того, ПО СУ принимает (осуществляет опрос) из АПУ ДУ для программного обеспечения управления и контроля шести функциональных сигналов.

При управлении ЭРДУ по кодовым командам из НКУ, передаваемым через телекомандную систему (ТКС), тракт поступления команд в агрегаты ЭРДУ представляет собой следующую цепочку:

а) программное обеспечение системы управления осуществляет прием кодовых команд для ПО КК ЭРДУ в оперативное запоминающее устройство БЦВС;

б) ПО КК ЭРДУ в момент времени исполнения КК (задается в составе КПИ КК) формирует номер кодовой команды (внутренний) для ПО УК ЭРДУ;

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

в) программное обеспечение системы управления реализует передачу номера кодовой команды из БЦВС (от ПО КК ЭРДУ) в вычислительную систему «БУК–МД» (к ПО УК ЭРДУ) по мультиплексному каналу обмена;

г) программное обеспечение управления и контроля ЭРДУ формирует и передает через ПО СУ команды управления в АПУ ДУ.

Коррекция значений настраиваемых параметров ЭРДУ осуществляется при помощи кодовых команд от НКУ.

Газовая двигательная установка включает в себя четыре газовых двигателя (ГД) малой тяги и блок подачи ксенона (БПК).

ГДУ предназначена для создания моментов относительно осей космического аппарата для разгрузки комплекса управляющих двигателей-маховиков в случае невозможности использования тяговых модулей электроракетной двигательной установки космического аппарата. Это случается:

– при отработке циклограммы управления на начальном участке полета (до готовности к работе ТМ);

– по информации из суточного полетного задания.

Формирование команд управления по подготовке ГДУ к работе реализуется СУСС в виде жесткой последовательности команд с учетом значений настраиваемых параметров (в том числе поправок к длительностям соответствующих операций):

– при первом включении СУ (от РБ или от ТКС) выполняется последовательность команд:

3) заполнение 1-й магистрали БПК рабочим телом;

– при последующих включениях ГДУ выполняется последовательность команд:

CИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ СМЕЖНЫМИ СИСТЕМАМИ

В процессе подготовки ГДУ осуществляется подача напряжения удержания на цепи питания электроклапанов (ЭК) ГДУ.

Команды на включение/отключение газовых двигателей формируются СУСС по признакам, полученным от системы стабилизации и ориентации (ССО). При этом реализуется следующая микроциклограмма управления ЭК двигателей:

– подключение ЭК к цепям питания (начало открытия ЭК) для включаемых ГД и отключение ЭК от цепей питания (закрытие ЭК) для отключаемых ГД;

– через одно ТСУ подача напряжения открытия на цепи питания ЭК ГДУ;

– через два ТСУ снятие напряжения открытия (завершение открытия ЭК включаемых ГД и перевод их на напряжение удержания).

Функциональный контроль работы ГДУ осуществляется алгоритмами ССО по оценке эффективности разгрузки комплекса управляющих двигателей-маховиков (КУДМ). При неэффективности разгрузки КУДМ осуществляется попытка автоматической смены рабочей ветви БПК.

Непосредственное управление работой агрегатами ГДУ (электроклапанами и нагревателями ГД и БПК) посредством передачи на борт кодовых команд не предусматривается.

Кодовые команды тракта управления ГДУ предназначены для:

– оперативного воздействия на работу ГДУ с НКУ (смена магистрали БПК3 без остановки работы ГДУ, запрещение и разрешение работы с ГДУ для выполнения задач СУ);

– сброса давления в магистралях БПК при паузах в работе ДУ;

– обеспечения возможности в нештатных ситуациях использовать для подачи рабочего тела к ТМ блок БПК (режим «совместная работа ЭРДУ с БПК»).

Коррекция значений настраиваемых параметров ГДУ осуществляется при помощи кодовых команд от НКУ.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

10. ТЕЛЕМЕТРИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ

КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Телеметрия является одним из важнейших видов обеспечения работоспособности космического аппарата. Она позволяет производить удаленную диагностику бортовых систем во время штатной эксплуатации, а также анализ работоспособности и пригодности аппарата во время летных и наземных испытаний. Телеметрическое обеспечение включает в себя комплекс средств для сбора данных, в том числе:

– специальную аппаратуру (датчики, преобразователи сигналов и т.д.), измеряющую различные параметры работы всех бортовых систем и соответствующее программное обеспечение;

– комплекс накапливающей и радиопередающей аппаратуры;

– специальную принимающую наземную аппаратуру;

– специальное программное обеспечение, позволяющее производить обработку и анализ полученной телеметрической информации;

– специальное методическое обеспечение, описывающее алгоритмы анализа телеметрической информации на протяжении всего жизненного цикла космического аппарата.

Обычно телеметрическую информацию подразделяют на аналоговую (датчиковую, сигнальную и т.п. – собранную с помощью специальной аппаратуры) и цифровую (которая образуется внутри бортовых вычислительных комплексов). В свою очередь, цифровая телеметрическая информация подразделяется на признаковую, параметрическую и кодовую. В дальнейшем под признаковой информацией будем понимать цифровую сигнальную информацию (например команды на включение или отключение различных устройств), полученную в вычислительной системе КА. Под параметрической информацией будем понимать цифровую информацию вычислительной системы, позволяющую производить характеристическую оценку работы бортовых систем (навигационные параметры бортовой системы управления (БСУ), токи, температуры и т.д.). Под кодовой информацией будем понимать информацию, передающую специальный код, однозначно определяющий состояние КА или бортовой системы (например тип принятого полетного задания на КА «Экспресс-МД1» кодировался в

ТЕЛЕМЕТРИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

специальном параметре и различные его значения обозначали, что на данный момент идет прием полетного задания (ПЗ) для управления системой управления движением (СУД) или для управления системой телеметрических измерений (СТИ). Такая классификация цифровой телеметрической информации (ЦТМИ) позволяет упростить процесс проектирования системы цифрового телеметрического обеспечения.