ПРОБЛЕМА  ОПРЕДЕЛЕНИЯ  ПАРАМЕТРОВ  ЗАКОНА  УПРАВЛЕНИЯ  ВРАЩЕНИЕМ  КОСМИЧЕСКОГО  АППАРАТА

Молдабеков  Мейрбек  Молдабекович

заместитель  председателя  Аэрокосмического  комитета  Министерства  по  инвестициям  и  развитию  Республики  Казахстан,  Аэрокосмический  комитет  Министерства  по  инвестициям  и  развитию  Республики  Казахстан,  Республика  Казахстан,  г.  Астана

E -mail:  moldabekov@kazcosmos.kz

Елубаев  Сулеймен  Актлеуович

заведующий  лабораторией  имитационного  моделирования  и  разработки  космических  систем,  ДТОО  «Институт  космической  техники  и  технологий»,  Республика  Казахстан,  г.  Алматы

E -mail:  elubaev.s@istt.kz

Алипбаев  Куаныш  Арингожаевич

заместитель  заведующего  лабораторией,  ДТОО  «Институт  космической  техники  и  технологий»,  Республика  Казахстан,  г.  Алматы

E -mail:  alipbayev.k@istt.kz

Бопеев  Тимур  Маратович

заведующий  сектором,  ДТОО  «Институт  космической  техники  и  технологий»,  Республика  Казахстан,  г.  Алматы

E -mail:  bopeyev.t@istt.kz

Сухенко  Анна  Сергеевна

заведующий  сектором,  ДТОО  «Институт  космической  техники  и  технологий»,  Республика  Казахстан,  г.  Алматы

E-mail: 

PROBLEM  OF  DETERMINATION  THE  PARAMETERS  OF  THE  CONTROL  LAW  FOR  SATELLITE  ROTATION

Meirbek  Moldabekov

deputy  chairman  of  the  Aerospace  committee  of  the  Ministry  of  investment  and  development  of  the  Republic  of  Kazakhstan,  Aerospace  committee  of  the  Ministry  for  investment  and  development  of  the  Republic  of  Kazakhstan,  Republic  of  Kazakhstan,

Astana

Suleimen  Yelubayev

head  of  laboratory  of  space  system  simulation  and  development,  AALR  “Institute  of  space  technique  and  technology”,  Republic  of  Kazakhstan,  Almaty

Kuanysh  Аlipbayev

deputy  head  of  the  laboratory,  AALR  “Institute  of  space  technique  and  technology”,  Republic  of  Kazakhstan,  Almaty

Timur  Bopeyev

sector  manager,  AALR  “Institute  of  space  technique  and  technology”,  Republic  of  Kazakhstan,  Almaty

Anna  Sukhenko

sector  manager,  AALR  “Institute  of  space  technique  and  technology”,  Republic  of  Kazakhstan,  Almaty

АННОТАЦИЯ

В  статье  излагается  подход  к  отработке  алгоритмов  управления  ориентацией  космического  аппарата  с  помощью  имитационного  моделирования.  Для  определения  и  настройки  параметров  закона  управления  с  обратной  связью  использован  подход,  разработанный  на  основе  корневых  методов.  Для  проверки  данного  подхода  разработана  имитационная  модель  системы  управления  ориентацией  космического  аппарата.  Проведение  численных  экспериментов  с  помощью  данной  имитационной  модели  доказало  адекватность  разработанных  теоретических  выкладок  и  дало  обоснование  для  ее  дальнейшего  использования.

ABSTRACT

The  article  describes  the  approach  to  the  development  of  satellite  attitude  control  system  algorithms  with  the  help  of  simulation  modeling.  To  determine  and  tune  the  control  law  parameters  it  was  used  the  approach  developed  on  the  basis  of  root  methods.  To  test  this  approach  the  simulation  model  of  the  satellite  attitude  control  system  was  developed.  Carrying  out  the  numerical  experiments  using  this  simulation  model  proved  the  adequacy  of  the  developed  theoretical  computations  and  gave  a  reason  for  its  further  use.

Ключевые  слова:   космический  аппарат;  система  управления  ориентацией;  имитационная  модель.

Keywords:   satellite;  attitude  control  system;  simulation  model.

Введение

Система  управления  ориентацией  космического  аппарата  обеспечивает  его  стабилизацию  и  ориентирование  в  заданном  направлении  в  процессе  полета  для  выполнения  поставленных  перед  ним  задач  в  различных  режимах  работы:  создание  условий  для  оптимальной  работы  полезной  нагрузки,  проведение  космической  съемки  и  сеансов  связи  и  т.  д.  Решение  этих  задач  производится  с  помощью  датчиков  ориентации,  исполнительных  органов  и  программно-математического  обеспечения  определения  и  управления  ориентацией  космического  аппарата,  разработанных  для  каждого  его  режима  работы  и  заложенных  в  устройство  управления.

Одним  из  важных  этапов  в  процессе  разработки  программно-математического  обеспечения  определения  и  управления  ориентацией  космического  аппарата  является  отработка  алгоритмов  определения  и  управления  ориентацией  космического  аппарата.  На  текущий  момент  известно  множество  способов,  методик  и  оборудования  для  настройки  оптимальных  параметров  управления  космическими  аппаратами,  но  наиболее  приемлемым  и  менее  затратным  в  этом  случае  является  применение  имитационного  моделирования.

Данная  статья  является  продолжением  работы,  приведенной  в  [3,  c.  32]  и  посвященной  математическому  моделированию  управления  вращением  космического  аппарата  вокруг  заданной  оси.  В  рамках  статьи  будет  рассмотрена  методика  определения  параметров  управления  вращением  космического  аппарата  вокруг  заданной  оси  и  ее  отработка  с  помощью  имитационного  моделирования.

Определение  параметров  закона  управления

Рассмотрим  задачу  определения  вектора  параметров  закона  управления  на  примере  задачи  управления  вращением  космического  аппарата  вокруг  заданной  оси  с  помощью  инерционного  исполнительного  органа  -  маховика.  Дифференциальное  уравнение  вращения  космического  аппарата  в  данном  случае  имеет  вид  [3,  c.  35]:

,                             (1)

где:    —  угловое  положение  космического  аппарата;

;

;

,  ,  ,    —  индуктивность,  сопротивление,  напряжение  и  приведенный  момент  инерции  якоря  электродвигателя  соответственно;

  —  константа  ЭДС  электродвигателя;

  —  момент  инерции  космического  аппарата.

Закон  управления  с  обратной  связью  в  общем  виде  имеет  вид  [3,  c.  35]:

,                        (2)

где:  ,  ,    —  коэффициенты  усиления  обратной  связи;

  —  отклонение  текущего  углового  положения  космического  аппарата  от  требуемого;

  —  требуемое  угловое  положение  космического  аппарата.

После  подстановки  (2)  в  (1),  дифференциальное  уравнение  уравнения  движения  космического  аппарата  относительно  отклонения    примет  вид:

,                               (3)

где:  ;  ;  .

Для  решения  задачи  определения  коэффициентов  усиления  обратных  связей  в  (3)  можно  было  бы  пойти  по  пути  приближенного  решения  неравенств,  выражающих  условия  устойчивости  по  критерию  устойчивости  Гурвица  [2,  c.  80].  Однако  такой  подход  не  обеспечивает  решение  еще  одной  важной  задачи  —  достижение  требуемых  показателей  качества  переходного  процесса:  время  переходного  процесса  и  колебательность.  Поэтому  применим  другой  подход,  который  обеспечит  решение  обоих  задач  одновременно:  обеспечение  устойчивости  и  требуемых  показателей  качества  переходного  процесса.

Запишем  характеристическое  уравнение  системы  управления  угловым  положением  уравнения  движения  космического  аппарат  по  одной  оси  в  виде:

,                                 (4)

где:    —  комплексное  число.

Используем  понятие  среднегеометрического  корня:

,                                           (5)

где:    —  корни  характеристического  уравнения  (4).

Перейдем  к  новой  комплексной  величине    путем  подстановки:

.                                              (6)

Характеристическое  уравнение  (4)  примет  вид:

,                                     (7)

uде

.                         (8)

а  его  корни  будут  выражены  через  корни  исходного  характеристического  уравнения  (4)  как:

.                                        (9)

Исходное  характеристическое  уравнение  при  возвращении  к  прежней  комплексной  величине  получает  вид:

.                                   (10)

Среднегеометрический  корень    может  служить  мерой  быстроты  протекания  переходных  процессов.  Если  в  уравнении  (10)  увеличить  ,  например,  в  10  раз,  то  на  основании  теоремы  подобия  для  линейных  дифференциальных  уравнений  переходный  процесс,  сохраняя  свою  форму,  будет  протекать  в  10  раз  быстрее.

В  этой  связи  характеристическое  уравнение  (7)  можно  рассматривать  как  нормированное  характеристическое  уравнение,  которому  соответствует  переходный  процесс,  построенный  для  безразмерного  времени:

.                                              (11)

Если  качество  переходного  процесса  для  нормированного  времени    обеспечено,  например,  требуемое  перерегулирование,  то  требуемая  быстрота  переходного  процесса  может  быть  обеспечена  соответствующим  выбором  величины  .

На  рисунке  1  приведены  кривые  переходного  процесса  для  систем  автоматического  управления  для  случая  кратных  действительных  корней  характеристического  уравнения  различных  порядков  от  1  до  7  [1,  c.  217].

Рисунок  1.  График  кривых  переходного  процесса  для  систем  автоматического  управления  различных  порядков

Рассматривая  случай  кратных  действительных  корней  нормированного  характеристического  уравнения  третьего  порядка,  т.е.  в  нашем  случае:

.                                           (12)

Из  кривых  переходного  процесса  для    имеем,  что  нормированное  время  переходного  процесса:

.                                                 (13)

Следовательно,  если  мы  требуем,  чтобы  время  переходного  процесса  в  реальном  времени    не  превышало  4  секунды:

,                                            (14)

то  надо  принять:

.                                      (15)

При  условиях  (12)  нормированное  характеристическое  уравнение  (7)  имеет  вид:

.                           (16)

т.  е.  .

Соответственно,  из  (10)  характеристическое  уравнение  в  реальном  времени  будет  иметь  вид:

.                                       (17)

т.  е.  в  характеристическом  уравнении  (4)  его  коэффициенты  определяются  как:

.                             (18)

Таким  образом,  для  определения  неизвестных  коэффициентов  обратной  связи    необходимо  решить  соответствующих  три  линейных  алгебраических  уравнения  с  одним  неизвестным:

,                               (19)

,                              (20)

.                                         (21)

Имитационная  модель  системы  управления  ориентацией  космического  аппарата

Для  тестирования  математической  модели  динамики  вращательного  движения  космического  аппарата  [3,  c.  32]  и  разработанной  математической  модели  определения  параметров  закона  управления  разработана  имитационная  модель  в  системе  Matlab/Simulink,  общий  вид  которой  приведен  на  рисунке  2.

Рисунок  2.  Имитационная  модель  системы  управления  ориентацией  космического  аппарата

Входной  переменной  имитационной  модели  является  требуемое  угловое  положение  космического  аппарата.

Имитационная  модель  состоит  из  следующих  компонентов:

·     имитационная  модель  управляющего  устройства  “СontrolUnit”,  входными  переменными  которой  являются  текущее  угловое  положение  и  угловая  скорость  космического  аппарата,  электрический  ток  якоря  электродвигателя  и  требуемое  угловое  положение  космического  аппарата,  а  выходной  переменной  является  значение  управляющего  напряжения  для  электродвигателя  маховика;

·     имитационная  модель  исполнительного  устройства  “Reaction  wheel”  (маховик),  входной  переменной  которой  является  значение  управляющего  напряжения  для  электродвигателя  маховика,  а  выходными  переменными  —  угловая  скорость  маховика  и  ток  якоря  электродвигателя;

·     имитационная  модель  объекта  управления  “Satellite”  (космический  аппарат),  входной  переменной  которой  является  угловая  скорость  маховика,  а  выходной  переменной  -  значение  углового  положения  космического  аппарата.

Выходной  переменной  имитационной  модели  является  текущее  угловое  положение  космического  аппарата.

В  ходе  имитационного  моделирования  проведен  численный  эксперимент  для  решения  задачи  поворота  космического  аппарата  из  начального  положения    в  требуемое  положение    при  нулевой  начальной  угловой  скорости.  Результаты  численного  эксперимента  приведены  на  рисунке  3.

Для  численных  расчетов  использован  следующий  набор  параметров  маховика  и  космического  аппарата  [4,  c.  71]:

·     момент  инерции  маховика:  0.008  ;

·     момент  инерции  космического  аппарата:  9.7  ;

·     сопротивление  якоря  электродвигателя  маховика:  0,696  Ом;

·     индуктивность  якоря  электродвигателя  маховика:  0,000528  Гн;

·     константа  противо-ЭДС  якоря  электродвигателя  маховика:  0,038  В  с;

И  соответственно  набор  коэффициентов  обратной  связи,  определенный  на  основе  соотношений  (19)—(21):  ,  ,  .

Рисунок  3.  Результаты  работы  имитационной  модели  системы  управления  ориентацией  космического  аппарата

Как  видно  из  рисунка  3,  космический  аппарат  переходит  в  требуемое  угловое  положение  за  4  секунды,  что  соответствует  теоретическому  обоснованию.

Заключение

В  данной  статье  рассмотрен  подход  к  определению  параметров  управления  вращением  космического  аппарата  вокруг  заданной  оси  и  их  настройки  с  помощью  имитационной  модели  системы  управления  ориентацией  космического  аппарата.  Результаты  проведенных  численных  экспериментов  свидетельствуют  о  правильности  теоретических  выкладок  и  дают  обоснование  для  использования  рассмотренного  подхода  и  имитационной  модели  к  разработке  законов  управления  для  других  режимов  ориентации  космического  аппарата.

Список  литературы:

1.Бесекерский  В.А.,  Попов  Е.П.  Теория  систем  автоматического  регулирования.  М.:  Наука,  1972.  —  768  с.

2.Малкин  И.Г.  Теория  устойчивости  движения.  М.:  Наука,  1966.  —  560  с.

3.Молдабеков  М.М.,  Алипбаев  К.А.,  Елубаев  С.А.,  Бопеев  Т.М.,  Сухенко  А.С.  Математическая  модель  системы  управления  вращением  космического  аппарата  вокруг  заданной  оси  //  Вестник  НИА  РК.  №  2(52).  —  С.  32—38.

4.Doruk  O.  Nonlinear  controller  design  for  a  reaction  wheel  actuated  observatory  satellite:  PhD  thesis.  -  Ankara:  METU,  2008.  —  146  p.