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

Рис. 4. 10. Линия включения на ф азовой плоскости в полуавтоматическом реж име:

8ф , Еф — фазовые координаты ; 1 — зона дви­

жения по инерции; 2 — зона включенной от­ рицательной тяги ; 3 — зона включенной поло­ жительной тяги ; 4 — линии включения; 5 — зо ­ на нечувствительности ручки управления

на тренажере, показали, что оптимальным является квадратич­ ный закон формирования командных сигналов:

Тде (Оцщ— максимальное значение командного сигнала в град/с;

Логика цифрового автопилота обеспечивает два метода управ­ ления: прямое управление угловой скоростью и псевдоавтоматическое с плавным переходом от одного к другому. Благодаря этому обеспечивается сочетание быстрой реакции с высокой точ­ ностью управления.

Цифровой автопилот формирует стандартный цикл включе­ ния сопел с постоянной длительностью их включения тВКлОн также интегрирует разность Асо = «в—сок и, сравнивая ее с сиг­ налом гироплатформы, формирует ошибку ориентации; вычис­ ляет потребное время создания момента по данной оси в соот­ ветствии с формулой

где cty — измеренное угловое ускорение с учетом смещения нуля акселерометров;

^вкл — определяет направление потребного момента.

При резких отклонениях ручки управления на вход цифро­ вого автопилота поступает значительный сигнал и система рабо­ тает по методу прямого управления. Если | ^вкл | > т ВКл, то соот­ ветствующее сопло включается на полное время тВКл> а в течение последующей паузы снова вычисляется ^внл. Если | *вкл| < т вкл>. то сопло включается на время |^вкл|. Эта процедура повторяется

130

до тех пор, пока не наступят условия перехода к методу псевдо* автоматического управления. В качестве таких условий при­

няты следующие:

1) Дсо соответствует повороту ручки управления на угол не более (2°) 0,035 рад (зона нечувствительности ручки);

2) сигнал ошибки становится меньше уровня сигнала паузы стандартного цикла автопилота.

Псевдоавтоматический метод реализует логику включения, определяемую линиями включения на фазовой плоскости, кото­ рые аналогичны линиям переключения точного закона при авто­ матическом управлении (рис. 4. 10). Этот метод обеспечивает точность ориентации в пределах зоны нечувствительности датчи­ ков гироплатформы по углу. При медленном отклонении ручки он используется с самого начала.

Экипаж лунного корабля имеет полную информацию о его движении. Кроме индикатора трехосной ориентации, на его борту есть приборы, указывающие горизонтальную составляющую ско­ рости, высоту, скорость снижения и тягу. Второй член экипажа может получить дополнительную информацию на индикаторе вычислителя в виде горизонтальной скорости, массы корабля и наклонной дальности до места посадки. Имеется возможность дросселировать главный двигатель вручную. Однако в целях раз­ грузки экипажа управление скоростью снижения производится вычислителем, что позволяет пилоту концентрировать внимание на управлении ориентацией и горизонтальном перемещении.

4.4. УТОЧНЕНИЕ ОРИЕНТАЦИИ ГИРОСТАБИЛИЗИРОВАННОЙ ПЛАТФОРМЫ В ПИЛОТИРУЕМОМ ПОЛЕТЕ

При длительных космических полетах необходимо периодиче­ ски уточнять ориентацию КК. Гиростабилизированная платформа (ГСП) может достаточно точно сохранить неизменным угловое положение относительно инерциальной системы координат в тече­ ние нескольких часов. Однако ввиду дрейфа гироскопов ориента­ ция ГСП все же изменяется, что требует периодической ее кор­ рекции.

Р и с. 4. 11. С хем а уточнения ориентации инерциального измерительного блока

Уточнение ориентации может проводиться в полуавтоматиче­ ском режиме, когда отдельные операции выполняет космонавт, а остальные БЦВМ. На рис. 4. 11 приведена схема уточнения ориентации инерциального измерительного блока (ИИБ) в пило^- тируемом полете. Рассмотрим возможное разделение функций

между экипажем и БЦВМ.

Уточнение ориентации ГСП потребует от космонавта выпол­ нения координированных действий при работе с оптической системой в условиях невесомости и выполнения точного совмеще­ ния перекрестия астровизира с навигационными звездами (как правило, выбирается две навигационные звезды).

Обычно штатная оптическая система ориентации КК состоит из сканирующего телескопа с одной осью визирования и широ­ ким полем зрения, используемого для отыскания светила, и как вспомогательного устройства, секстанта с двумя линиями визирования и узким полем зрения [1, 5]. Сканирующий телескоп и секстант имеют по две степени свободы (могут поворачиваться вокруг двух осей, одна из которых перпендикулярна оптической оси) и конструктивно выполнены в виде блока, отъюстирован­ ного относительно базы, общей с инерциальным измерительным блоком. Например, на КК «Аполлон» режим работы оптики изменяется при помощи переключателей, установленных непо­ средственно под блоком оптических приборов, а ориентация линии визирования — при помощи рукоятки, позволяющей пово­ рачивать линию визирования с тремя различными скоростями. Этой рукояткой можно изменять углы вращения и тангажа или разворачивать оптическую ось сканирующего телескопа. Углы вращения и тангажа отсчитываются при помощц датчиков, сиг­ налы от которых преобразуются в цифровую форму и вводятся в БЦВМ.

Большую роль в процессе обмена информацией между БЦВМ и экипажем при уточнении ориентации играет табло и панель управления (ТПУ) с клавишным пультом. ТПУ отображает режим работы вычислительной машины. При помощи ТПУ эки­ паж получает необходимые сведения от БЦВМ и вводит в нее команды или константы.

Рассмотрим подробнее процесс уточнения ориентации ГСП с блоком инерциальных датчиков при движении КК на около­ земной орбите [5]. Предполагаются следующие условия работы:

—в памяти БЦВМ хранятся данные о конфигурации КК;

—стабилизация КК может осуществляться по выбору при помощи ручного управления, системы наведения и навигации или автоматической системы стабилизации и управления;

—в памяти БЦВМ заложены данные, характеризующие приближенно ориентацию стабилизированной платформы относи­ тельно опорной инерциальной системы координат.

Для обращения в БЦВМ к подпрограмме уточнения ориента­ ции блока инерциальных датчиков космонавт на пульте наби-

132

рает соответствующий код. При помощи мигающего индикатора БЦВМ обращается к космонавту с запросом о выборе режима уточнения ориентации. Если цель переориентации платформы состоит в совмещении осей платформы с осями инерциальной геоцентрической системы координат, то оператору следует ука­ зать требуемый код. Затем при помощи мигающего индикатора БЦВМ вновь обращается к космонавту с запросом, чтобы две выбранные навигационные звезды (всего в памяти БЦВМ хра­ нятся координаты 37 звезд) попали в поле зрения иллюмина­ тора. Одновременно задается код, соответствующий вызову подпрограммы, целью которой является слежение за углами карданова подвеса стабилизированной платформы. Следовательно, задача состоит в захвате сканирующим телескопом цели при одновременном маневре КК. Мгновенное поле зрения телескопа равно конусу с углом при вершине я/3 рад, а обзор можно про­ изводить в конусе, неподвижно ориентированном относительно

КК приводит к выходу одной из визируемых звезд из угла обзо­ ра иллюминатора. После выбора второй звезды, разворота теле­ скопа и осуществления ее визирования в БЦВМ введены все данные, необходимые для вычисления матрицы разворота, кото­ рая используется при ориентации осей гиростабилизированной платформы импульсным приложением моментов. На ТПУ высве­ чиваются данные о требуемой ориентации карданова подвеса и значениях вычисленных углов поворота подвеса. Если оператор

133

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ БЦВМ ДЛЯ КОНТРОЛЯ ЗА СОСТОЯНИЕМ АППАРАТА

5.1. ЗАДАЧИ КОНТРОЛЯ ЗА СОСТОЯНИЕМ АППАРАТА И ЕГО СИСТЕМ

Для оценки состояния космического аппарата предназна­ чаются системы контроля. Объектами контроля являются отдель­ ные системы, технические устройства и живые организмы.

Вкачестве основных критериев, которые могут использо­ ваться при оценке систем контроля, являются параметры, харак­ теризующие достоверность системы контроля, время, затрачивае­ мое на оценку состояния аппарата, стоимость системы контроля.

Вкачестве параметров, характеризующих достоверность могут использоваться достоверность контроля Яд и вероятность ошибок первого и второго рода Я* и Я2.

Достоверность контроля определяется соотношением

Я= Р Ч - Р 2,

ДД 1 Д’

где Р\ — вероятность того, что аппарат исправен и система

контроля подтверждает это; Я2— вероятность того, что система контроля сигнализи­

рует об отказе аппарата и аппарат в действительности отказал.

Обозначим вероятность ошибки в системе контроля через Я0, тогда

Ро— 1 Яд.

Существенное значение при оценке системы контроля имеет также время, которое затрачивается на обнаружение факта изме­ нения состояния аппарата и его систем. Достоверность контроля и время оценки, в свою очередь, оказывают существенное влия­ ние на стоимость системы контроля.

Основными задачами, которые ставятся перед системой кон­ троля, являются:

—анализ поведения систем аппарата в процессе испытания;

—контроль за правильностью функционирования систем

135