Файл: Шаталов, В. А. Применение ЭВМ в системе управления космическим аппаратом.pdf

3. 25. Движение изображающей точобласти параметров fcy—

двигательная установка для ориентации КА в пространстве

96

Функциональная схема управления сближением с примене­ нием БЦВМ приведена на рис. 3.26. Процесс управления осуще­ ствляется следующим образом. Измеренные параметры относи­

тельного движения D, D, « л. в и составляющие вектора управля­ ющего ускорения поступают на БЦВМ. Согласно приведенной выше схеме анализа определяется закон управления в фиксиро­ ванные моменты времени, который и отрабатывается двигателем. Изменяемые параметры относительного движения измеряются координатором и периодически поступают на БЦВМ. В БЦВМ в фиксированные моменты времени проводится анализ схемы сближения и уточнение закона управления. Расчеты проводятся по формулам (3.96), (3.98), (3.99). Расчеты могут проводиться в реальном масштабе времени с прерыванием для поступления уточненной информации об относительном движении сближаю­ щихся космических аппаратов.

Приведенный вариант реализации схемы сближения при помощи БЦВМ не исключает проведения, как выше отмечалось, качественного анализа особенностей участка сближения. В этом случае информация об относительном движении и управляющем ускорении используется в БЦВМ для предварительного выбора возможной схемы сближения. Расчеты для данного случая прово­ дятся не в реальном масштабе времени и параметры управления могут уточняться в полете по мере поступления реальной инфор­ мации об относительном движении космических аппаратов.

Анализ соотношений (3. 96) — (3.99) позволяет сделать выводы о том, что при организации программного обеспечения БЦВМ необходимо предусмотреть возможность расчета триго­ нометрических функций.

3.5. ОРИЕНТАЦИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Для выполнения целевых задач на борту беспилотных и пило­ тируемых космических аппаратов их построительные оси должны быть определенным образом ориентированы в пространстве. Угловое положение КА определяется в базовой системе коорди­ нат, ориентация осей которой в пространстве заранее известна. При ориентации КА определяют отклонения связанных с аппа­ ратом осей относительно ооей базовой системы координат и при­ дают космическому аппарату желаемое положение относительно базовой системы координат.

Базовые системы координат воспроизводятся при помощи измерительных приборов. Центр отсчета таких систем совме­ щают с центром масс КА, а направление осей устанавливается параллельно осям связанной с корпусом аппарата системы коор­ динат. Во второй главе отмечалось, что положение координат связанной системы o'xiyiZi относительной базовой системы o'x6y5z6 определяется тремя углами Эйлера у, ■&, ф — углами крена, тангажа и рыскания. Особенности определения ориента-

ции КА с применением БЦВМ следует рассмотреть для наиболее распространенных схем реализации.

Ориентация КА при помощи гироустройств

Необходимая для управления угловым положением КА инфор­ мация может быть получена от гироскопических датчиков углов (двухстепенных или трехстепенных) и двухстепенных гироскопи­ ческих датчиков угловых скоростей. Подробное описание таких устройств и их особенностей изложено в работах [1, 5, 18]. Воз­ можность применения БЦВМ для определения положения свя­ занной системы координат относительно базовой предъявляет новые конструктивные требования к моментным датчикам углов. В обычных аналоговых системах ориентации часто применяются потенциометрические датчики.

В последнее время находят применение гироблоки с цифро­ вым выходом [8]. На рис. 3.27 приведена конструктивная схема оптического цифрового датчика гироскопа. Оптический датчик имеет инкрементный кодовый диск 1, укрепленный на оси рамки подвеса гироскопа. Кронштейн 4 датчика угла, установленного на внешней общей раме подвеса, жестко связан с последней. На кронштейне размещен источник света 3 (сверху над диском 1) и кремниевые датчики (снизу под диском). Кроме непосредст­ венной выдачи исходной информации в двоичном коде, эти дат­ чики обладают хорошими точностными данными, что достигается устранением трущихся элементов конструкции.

На рис. 3. 28 приведен кодовый диск цифрового инерциаль­ ного устройства отсчета [8]. Он имеет две кольцевые дорожки Ак и Вк. Каждая дорожка состоит из 1024 прорезей, отстоящих на равном угловом расстоянии друг от друга. Дорожки смещены по фазе на 1/4 цикла таким образом, что если один из датчи­

98

ков 6 на кронштейне 4 (см. рис. 3.27) полностью открыт для входящего светового потока, то другой полностью закрыт. При повороте диска на 1/4 цикла это состояние изменяется на проти­ воположное.

Угловое положение рамок определяется оптическими датчи­ ками инкрементным методом, а именно подачей на счетчик импульсов положительных и отрицательных приращений. Соот­ ношение фаз между двумя выходными сигналами оптического датчика определяется направлением поворота рамок. Если пово­ рот рамки совершается по часовой стрелке, то выходной сигнал Лк датчика будет опережать по фазе на 90° выходной сигнал Вк. Если рамка будет поворачиваться против часовой стрелки, то соотношение фаз будет обратным. Сигналы с оптических датчиков проходят затем через схему формирования прямоуголь­ ных импульсов, пригодных для БЦВМ. Сигнал фотоэлемента А,л служит для подачи информации о приращении угла на счетчик, а выходной сигнал Вк обеспечивает направление отсчета.

Ориентация КЛ с использованием датчиков горизонта

Широкое применение в управлении КА находят системы ориентации, основанные на построении местной вертикали.

Рассмотрим вначале структурную схему аналоговой системы ориентации с (инфракрасной) ИК-вертикалью для КА, движу­ щегося в околоземном пространстве. На рис. 3.29 приведена схема построения базовой системы координат для КА, управляе­ мого по угловому положению в системе «местная вертикаль — плоскость орбиты» таким образом, что ось рыскания гб направ­ лена к центру Земли, ось крена хо лежит в плоскости орбиты

инаправлена по вектору скорости, а ось тангажа уа составляет

сосями крена и рыскания правую прямоугольную систему коор­ динат.

Рис. 3. 29. Схема построения базовой системы координат с помощью инфракрасного и солнечного датчиков

Ориентация связанной системы координат относительно

относительно осей хд, уд, zg соответственно и может быть выра­ жена следующей зависимостью:

100

Проекции угловой скорости на связанные оси, измеряемые датчиками угловой скорости, определяются через скорости изме­ нения эйлеровых углов зависимостью

где со — орбитальная угловая скорость КА.

При малых углах выражение (3. 100) можно записать как

На рис. 3.30 приведена функциональная схема аналоговой системы ориентации. Особенностью этой системы является то, что угол рыскания непосредственно не измеряется. Углы тангажа и крена определяются при помощи сканирующего датчика гори­ зонта, показания которого не зависят от угла рыскания. Един­

рости крена содержат член (—co-ф), который может быть выде­ лен, если известна орбитальная угловая скорость. Такой метод определения угла рыскания носит название гирокомпасного [8].

Из схемы видно, что датчик угловой скорости крена исполь­ зуется для косвенного измерения угла рыскания. Уходы этого датчика сильно влияют на величину угла рыскания, в связи с чем точность определения последнего хуже, чем точность опре­ деления углов тангажа и крена. Повышение точности аналоговой гирокомпасной системы может быть достигнуто усложнением методов обработки показаний датчиков горизонта и угловой ско­ рости при помощи БЦВМ.

Текущий вектор углового положения КА можно представить

101

Рис. 3. 30. Функциональная схема аналоговой гирокомпасной системы ориен' тации:

сот, о)9, Шф— уходы датчиков угловой скорости крена, тан­ гажа и рыскания;

Уг, Фг— показания датчика горизонта;

Ya, Фа, Ya, 'З’а — периодические помехи датчика горизонта по каналам крена, тангажа и скорости их изме­ нения.

Обработка измерений осуществляется одним из способов, приведенных во второй главе (см. разд. 2.4), для обработки навигационных измерений.

Системы ориентации с солнечным датчиком

Значительное повышение точности ориентации КА может быть достигнуто при применении цифрового солнечного датчика [8], принцип действия которого ясен из рис. 3.31. На космическом аппарате устанавливают перпендикулярно один другому два солнечных датчика, которые позволяют определить угол между плоскостью входной щели датчика и направлением'на Солнце. В каждом из датчиков луч проходит через входную оптическую систему и попадает на пластинку, прорези которой образуют двоичный код. За каждым рядом прорезей пластинки находится силиконовый фотоэлемент. Кодируемый сигнал является простой тригонометрической функцией угла падения солнечного луча,

102

а поскольку солнечный датчик жестко установлен на борту, то и функцией углового положения КА. Зная положение Солнца в геоцентрической инерциальной системе координат и ориента­ цию системы «местная вертикаль — плоскость орбиты», можно вычислить направляющие косинусы единичного вектора, направ­ ленного на Солнце в указанной системе координат. Если вели­ чины, относящиеся к системе координат «местная вертикаль — плоскость орбиты», обозначить индексом «О», а величины, отно­ сящиеся к связанной системе, — индексом «В», то выражения для единичного вектора направления на Солнце в каждой из систем примут вид

юз