RU2567312C2 - Method of spaceship bank orientation and device to this end - Google Patents
Method of spaceship bank orientation and device to this end Download PDFInfo
- Publication number
- RU2567312C2 RU2567312C2 RU2013147887/11A RU2013147887A RU2567312C2 RU 2567312 C2 RU2567312 C2 RU 2567312C2 RU 2013147887/11 A RU2013147887/11 A RU 2013147887/11A RU 2013147887 A RU2013147887 A RU 2013147887A RU 2567312 C2 RU2567312 C2 RU 2567312C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- adder
- signal
- input
- error
- output
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к способам и системам автоматического управления, а именно к способам и системам управления ориентацией космических аппаратов (КА), подверженных действию координатно-параметрических возмущений [1]. В процессе ориентации КА при длительном их функционировании возможны случаи выхода из строя измерителей угла и угловой скорости, в качестве которых используются гироскопические измерители вектора угловой скорости (ГИВУС), астродатчики и другие измерители. В реальных системах ориентации используются комплексы измерителей.The invention relates to methods and systems for automatic control, and in particular to methods and systems for controlling the orientation of spacecraft (SC), subject to coordinate-parametric disturbances [1]. In the process of orientation of the spacecraft during their long-term functioning, there may be cases of failure of the angle and angular velocity meters, which are used as gyroscopic angular velocity vector meters (GIVUS), astro sensors, and other meters. In real orientation systems, complexes of meters are used.
Для ГИВУС характерен уход гироскопов и, как следствие, уменьшение точности измерений, а для астродатчиков - наличие помех в измерениях угла ориентации.GIVUS is characterized by the departure of gyroscopes and, as a consequence, a decrease in the accuracy of measurements, and for astro sensors, the presence of interference in the measurements of the orientation angle.
В случае использования для измерения угла ориентации астродатчика для получения угловой скорости, необходимой для построения устойчивой системы ориентации, требуется процедура дифференцирования угла ориентации. Очевидно, что точность получения угловой скорости мала.If an astro sensor is used to measure the angle of orientation, the procedure for differentiating the orientation angle is required to obtain the angular velocity necessary to build a stable orientation system. Obviously, the accuracy of obtaining the angular velocity is small.
Известен способ ориентации КА по углу крена [2], заключающийся в том, что формируют сигнал задания, измеряют угол крена и определяют сигнал ошибки.A known method of orienting the spacecraft in roll angle [2], which consists in the fact that they form a reference signal, measure the angle of roll and determine the error signal.
Известно устройство для ориентации КА по углу крена, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, третий сумматор, двигатель-маховик, четвертый сумматор, космический аппарат и астродатчик, выход которого соединен с первым входом первого сумматора через первый нормально замкнутый переключатель [2].A device for orienting a spacecraft along a roll angle, comprising a first adder, a first amplifier, a second adder, a third adder, a flywheel engine, a fourth adder, a spacecraft and an astro sensor, the output of which is connected to the first input of the first adder through the first normally closed switch [ 2].
Недостаток известного способа ориентации и устройства для его реализации - малая точность ориентации КА.The disadvantage of this method of orientation and device for its implementation is the low accuracy of the orientation of the spacecraft.
С целью повышения точности способа ориентации КА по углу крена и устройства для его реализации способ ориентации КА по углу крена отличается тем, что определяют сигнал оценки угла крена, сигнал оценки угловой скорости, сигнал оценки ошибки, из сигнала ошибки и сигнала оценки угловой скорости формируют управление, из сигнала оценки ошибки и сигнала оценки угловой скорости формируют сигнал оценки управления, определяют первый сигнал разности сигнала оценки управления и сигнала управления, суммируют сигнал управления и интеграл первого сигнала разности, определяют второй сигнал разности оценки угла крена и угла крена, запоминают первый сигнал коррекцииIn order to improve the accuracy of the method of orientation of the spacecraft by the angle of heel and the device for its implementation, the method of orientation of the spacecraft by the angle of heel is characterized in that a signal for estimating the angle of heel, a signal for estimating the angular velocity, an error estimation signal, and forming a control signal from the error signal and the angular velocity estimation signal , from the error estimation signal and the angular velocity estimation signal, a control estimation signal is generated, a first difference signal of the control estimation signal and the control signal is determined, the control signal and the integral of the first drove the differences, determine the second signal of the difference in the estimation of the angle of heel and angle of heel, remember the first correction signal
и суммируют его с сигналом оценки ошибки, запоминают второй сигнал коррекцииand summarize it with the error estimation signal, remember the second correction signal
где ε(t-h) - второй сигнал разности; h - время чистого запаздывания, и суммируют его после отказа астродатчика с оценкой сигнала ошибки, а также суммируют сигнал оценки угла крена с сигналом ошибки.where ε (t-h) is the second difference signal; h is the time of pure delay, and sum it after the failure of the astro-sensor with an estimate of the error signal, and also sum the signal for estimating the angle of heel with the error signal.
Отличие устройства ориентации КА по углу крена заключается в том, что оно дополнительно содержит десять сумматоров, четыре усилителя, пять интеграторов, три нормально разомкнутых переключателя, пять нормально замкнутых переключателей, четыре блока памяти, два блока чистого запаздывания, второй вход первого сумматора через последовательно соединенные второй сумматор, второй усилитель, пятый сумматор, шестой сумматор, первый интегратор, седьмой сумматор, второй интегратор, восьмой сумматор, третий интегратор, девятый сумматор, второй нормально замкнутый переключатель, четвертый интегратор, десятый сумматор, третий нормально замкнутый переключатель, первый блок памяти и четвертый нормально замкнутый переключатель подключен ко второму входу второго сумматора, выход третьего нормально замкнутого переключателя через последовательно соединенные первый блок чистого запаздывания, пятый нормально замкнутый переключатель, второй блок памяти и первый нормально разомкнутый переключатель соединен с третьим входом второго сумматора, выход второго нормально замкнутого переключателя соединен со вторым входом десятого сумматора, через последовательно соединенные второй блок чистого запаздывания, шестой нормально замкнутый переключатель, третий блок памяти, второй нормально разомкнутый переключатель, третий усилитель - со вторым входом седьмого сумматора, а через последовательно соединенные четвертый блок памяти и шестой нормально замкнутый переключатель - с входом третьего усилителя и вторым входом восьмого сумматора, выход седьмого сумматора через четвертый усилитель соединен со вторым входом шестого сумматора, выход восьмого сумматора через пятый усилитель соединен со вторыми входами второго и пятого сумматоров, выход третьего интегратора соединен с четвертым входом второго сумматора, а через третий нормально разомкнутый переключатель - с третьим входом первого сумматора, выход пятого сумматора через последовательно соединенные одиннадцатый сумматор и пятый интегратор соединен со вторым входом третьего сумматора, вход которого соединен со вторым входом одиннадцатого сумматора, а выход астродатчика соединен со вторым входом девятого сумматора.The difference in the orientation of the spacecraft according to the roll angle is that it additionally contains ten adders, four amplifiers, five integrators, three normally open switches, five normally closed switches, four memory blocks, two pure delay units, and the second input of the first adder through series-connected second adder, second amplifier, fifth adder, sixth adder, first integrator, seventh adder, second integrator, eighth adder, third integrator, ninth adder, second but low-close switch, fourth integrator, tenth adder, third normally-closed switch, first memory block and fourth normally-closed switch connected to the second input of the second adder, the output of the third normally closed switch through series-connected the first block of pure delay, the fifth normally closed switch, the second block memory and the first normally open switch is connected to the third input of the second adder, the output of the second normally closed switch of the switch is connected to the second input of the tenth adder, through the second clean delay unit, the sixth normally closed switch, the third memory block, the second normally open switch, the third amplifier - with the second input of the seventh adder, and through the fourth memory block and the sixth normally closed in series switch - with the input of the third amplifier and the second input of the eighth adder, the output of the seventh adder through the fourth amplifier is connected to the second input of the sixth the adder, the output of the eighth adder through the fifth amplifier is connected to the second inputs of the second and fifth adders, the output of the third integrator is connected to the fourth input of the second adder, and through the third normally open switch to the third input of the first adder, the output of the fifth adder through the eleventh adder and fifth connected in series the integrator is connected to the second input of the third adder, the input of which is connected to the second input of the eleventh adder, and the output of the astro sensor is connected to the second input of the dev order adder.
На чертеже изображено устройство ориентации КА, реализующее предложенный способ, где приняты следующие обозначения:The drawing shows a spacecraft orientation device that implements the proposed method, where the following notation:
1 - второй сумматор1 - second adder
2 - второй усилитель2 - second amplifier
3 - пятый сумматор3 - fifth adder
4 - первый интегратор4 - first integrator
5 - седьмой сумматор5 - seventh adder
6 - пятый усилитель6 - fifth amplifier
7 - шестой сумматор7 - sixth adder
8 - второй интегратор8 - second integrator
9 - третий интегратор9 - third integrator
10 - третий нормально разомкнутый переключатель10 - third normally open switch
11 - восьмой сумматор11 - eighth adder
12 - третий нормально замкнутый переключатель12 - third normally closed switch
13 - первый блок памяти13 - the first block of memory
14 - пятый интегратор14 - fifth integrator
15 - модель основного контура ориентации (МОКО)15 is a model of the main orientation path (MOCO)
16 - десятый сумматор16 - tenth adder
17 - четвертый интегратор17 - fourth integrator
18 - девятый сумматор18 - ninth adder
19 - четвертый усилитель19 - fourth amplifier
20 - третий усилитель20 - third amplifier
21 - одиннадцатый сумматор21 - eleventh adder
22 - третий сумматор22 - third adder
23 - первый сумматор23 - first adder
24 - первый усилитель24 - first amplifier
25 - одиннадцатый сумматор25 - eleventh adder
26 - двигатель-маховик26 - flywheel engine
27 - четвертый сумматор27 - fourth adder
28 - космический аппарат (КА)28 - spacecraft (SC)
29 - второй блок чистого запаздывания;29 - the second block of pure delay;
30 - шестой нормально замкнутый переключатель30 - sixth normally closed switch
31 - третий блок памяти31 - third block of memory
32 - первый нормально-замкнутый переключатель32 - first normally closed switch
33 - астродатчик33 - astro sensor
34 - второй нормально замкнутый переключатель34 - second normally closed switch
35 - четвертый блок памяти35 - fourth block of memory
36 - второй блок памяти36 - second memory block
37 - четвертый нормально замкнутый переключатель37 - fourth normally closed switch
38 - первый нормально разомкнутый переключатель38 - first normally open switch
39 - пятый нормально замкнутый переключатель39 - fifth normally closed switch
40 - первый блок чистого запаздывания40 - the first block of pure delay
41 - второй нормально разомкнутый переключатель41 - second normally open switch
42 - шестой нормально замкнутый переключатель42 - sixth normally closed switch
43 - основной контур ориентации (ОКО)43 - the main outline of the orientation (JCE)
В работе рассматриваются способ и случай построения устройства для ориентации КА при отсутствии датчика угловой скорости
Устройство для реализации способа ориентации КА функционирует следующим образом. A device for implementing the method of orientation of the spacecraft operates as follows.
Входной сигнал задания φЗ поступает на входы первого сумматора 23 ОКО 43 и второго сумматора 1 математической модели ОКО 15. С выхода КА 28 с помощью астродатчика 33 снимается сигнал крена φ, который сравнивается в первом сумматоре 23 с сигналом задания φЗ. Разностный сигнал φЗ-φ в виде ошибки ОКО 43 усиливается первым усилителем 24, а на выходе второго сумматора формируется управление U(t), которое корректируется сигналом ΔU(t) с выхода пятого интегратора 14. С выхода третьего сумматора 22 получается скорректированное управление U(t)+ΔU/(t), которое и поступает на вход двигателя-маховика 26.The input signal of the task φ З is supplied to the inputs of the
На входы КА 28 поступают мультипликативная помеха F(t) и возмущающий момент Мв с выхода четвертого сумматора 27.The inputs of KA 28 receive a multiplicative interference F (t) and a disturbing moment M in from the output of the
Наличие в ОКО 43 обратной связи только по углу крена φ(t) не может обеспечить устойчивость ОКО 43. Для устойчивости необходимо охватить КА 28 отрицательной обратной связью по угловой скорости
Чтобы избежать большой ошибки в определении угловой скорости
Математическая модель ОКО 15 имеет отрицательную обратную связь по оценке угла крена
Такое построение математической модели ОКО 15 позволяет, используя оценку ,
При этом в математической модели ОКО 15 КА 28 моделируется путем установки второго 8 и третьего 9 интеграторов, а двигатель-маховик - шестого сумматора 7, первого интегратора 4 и четвертого усилителя 19. Оценка управления
Для исключения действия внешней помехи MB(t) на ОКО 43 на выходе одиннадцатого сумматора ищется разность
В общем случае F(t) Ф 0. Для компенсации действия F(t) на параметры КА 28 формируется сигнал коррекции UК(t) с использованием метода покомпонентного формирования управлений (МПФУ) [3] в видеIn the general case, F (t) Ф 0. To compensate for the action of F (t) on the parameters of the
где Where
Для формирования сигнала Uк(t) при определении сигналов
Реализовать сигнал Uк(t) можно, если использовать эквивалентные преобразования структурных схем и перенести эквивалентным образом составляющую
Таким образом получим три составляющие Uк1(t):Thus, we obtain three components of U к1 (t):
первая
Вторая составляющая
Если положение переключателей такое, какое изображено на чертеже, то устройство ориентации КА 28 функционирует устойчиво при наличии только одного измерителя угла крена φ(t) - астродатчика 33.If the position of the switches is as shown in the drawing, then the
При замене астродатчика 33 в момент времени t1 нормально замкнутые переключатели 12, 32 и 34 размыкаются, а нормально разомкнутый переключатель 10 замыкается. При этом первый блок памяти 13 запоминает последнее значение сигнала
Если по какой-либо причине в момент времени t1 астродатчик был неисправен, то размыкают переключатели 37, 39, 30 и 42 и замыкают переключатели 38 и 41, чтобы использовать предыдущие моменту времени t1 сигналы
Цепи анализа достоверности измерения угла крена φ(t) астродатчиком 33 и схемы формирования команд на переключения на чертеже отсутствуют.The analysis circuit of the reliability of measuring the angle of heel φ (t) by the astro-
Практика использования систем ориентации КА показывает, что приблизительно через 5-10 минут необходимо подключать в схему исправный астродатчик, чтобы обновлять составляющие сигнала Uк(t).The practice of using spacecraft orientation systems shows that after about 5-10 minutes it is necessary to connect a functioning astro sensor to the circuit in order to update the signal components U to (t).
Таким образом, такое построение устройства ориентации КА по углу крена φ(t), реализующее заявленный способ ориентации, позволяет обеспечить технический результат по повышению точности ориентации КА и повышения надежности функционирования при выходе из строя астродатчика.Thus, such a construction of the spacecraft orientation device according to the roll angle φ (t), which implements the claimed method of orientation, allows to provide a technical result to increase the accuracy of the spacecraft orientation and increase the reliability of operation when the astrometer fails.
Изобретательский уровень предложенного технического решения подтверждает отличительная часть формулы изобретения на способ и устройство для его реализации.The inventive step of the proposed technical solution confirms the distinctive part of the claims on the method and device for its implementation.
ЛитератураLiterature
1. Принципы построения и проектирования самонастраивающихся систем управления, Петров Б.Н., Рутковский В.Ю., Крутова И.Н., Земляков С.Д. - М.: Машиностроение, 1972, 260 с.1. The principles of construction and design of self-adjusting control systems, Petrov BN, Rutkovsky V.Yu., Krutova IN, Zemlyakov SD - M.: Mechanical Engineering, 1972, 260 p.
2. Васильев В.Н. Системы ориентации космических аппаратов / В.Н. Васильев. - М: ФГУП «НЛП ВНИИЭМ», 2009. С.149-156 (прототип).2. Vasiliev V.N. Spacecraft orientation systems / V.N. Vasiliev. - M: FSUE "NLP VNIIEM", 2009. S.149-156 (prototype).
3. Лащев А.Я. Метод синтеза адаптивных систем управления с эталонной моделью. Приборы и системы. Управление, контроль, диагностика. 2007. №1. С.2-6.3. Lashchev A.Ya. The method of synthesis of adaptive control systems with a reference model. Devices and systems. Management, control, diagnostics. 2007. No1. C.2-6.
Claims (2)
и суммируют его с сигналом оценки ошибки, запоминают второй сигнал коррекции
где ε(t-h) - второй сигнал разности; h - время чистого запаздывания, и суммируют его после отказа астродатчика с оценкой сигнала ошибки, а также суммируют сигнал оценки угла крена с сигналом ошибки.1. The method of orienting the spacecraft in roll angle, which consists in generating a reference signal, measuring the roll angle and determining an error signal, characterized in that the roll angle estimation signal, the angular velocity estimation signal, the error estimation signal are determined from the error signal and the angular velocity estimation signal forms the control, from the error estimation signal and the angular velocity estimation signal, the control estimation signal is determined, the first difference signal of the control estimation signal and the control signal is determined, the control signal is summed Lenia and the integral of the first difference signal, determining a second difference signal evaluation roll angle and roll angle, storing said first correction signal
and summarize it with the error estimation signal, remember the second correction signal
where ε (th) is the second difference signal; h is the time of pure delay, and sum it after the failure of the astro-sensor with an estimate of the error signal, and also sum the signal for estimating the angle of heel with the error signal.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013147887/11A RU2567312C2 (en) | 2013-10-28 | 2013-10-28 | Method of spaceship bank orientation and device to this end |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013147887/11A RU2567312C2 (en) | 2013-10-28 | 2013-10-28 | Method of spaceship bank orientation and device to this end |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2013147887A RU2013147887A (en) | 2015-05-10 |
RU2567312C2 true RU2567312C2 (en) | 2015-11-10 |
Family
ID=53283230
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013147887/11A RU2567312C2 (en) | 2013-10-28 | 2013-10-28 | Method of spaceship bank orientation and device to this end |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2567312C2 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4012018A (en) * | 1973-10-04 | 1977-03-15 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | All sky pointing attitude control system |
FR2694626A1 (en) * | 1992-08-07 | 1994-02-11 | Thomson Csf | Automatic guidance procedure for missile - avoids interaction between pitch roll and yaw control systems for symmetrically controlled missiles. |
RU2374602C2 (en) * | 2007-12-05 | 2009-11-27 | Открытое акционерное общество "Головное системное конструкторское бюро Концерна ПВО "Алмаз-Антей " имени академика А.А. Расплетина"(ОАО ГСКБ "Алмаз-Антей") | Method for generation of symmetrical missile control signals |
RU2412873C1 (en) * | 2009-11-02 | 2011-02-27 | Федеральное Государственное унитарное предприятие Государственный научно-производственный ракетно-космический центр (ФГУП ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Method of orienting spacecraft purpose-designed hardware and device to this end |
-
2013
- 2013-10-28 RU RU2013147887/11A patent/RU2567312C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4012018A (en) * | 1973-10-04 | 1977-03-15 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | All sky pointing attitude control system |
FR2694626A1 (en) * | 1992-08-07 | 1994-02-11 | Thomson Csf | Automatic guidance procedure for missile - avoids interaction between pitch roll and yaw control systems for symmetrically controlled missiles. |
RU2374602C2 (en) * | 2007-12-05 | 2009-11-27 | Открытое акционерное общество "Головное системное конструкторское бюро Концерна ПВО "Алмаз-Антей " имени академика А.А. Расплетина"(ОАО ГСКБ "Алмаз-Антей") | Method for generation of symmetrical missile control signals |
RU2412873C1 (en) * | 2009-11-02 | 2011-02-27 | Федеральное Государственное унитарное предприятие Государственный научно-производственный ракетно-космический центр (ФГУП ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Method of orienting spacecraft purpose-designed hardware and device to this end |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2013147887A (en) | 2015-05-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Morgado et al. | Tightly coupled ultrashort baseline and inertial navigation system for underwater vehicles: An experimental validation | |
CN107367934B (en) | Fast reflecting mirror stability control method based on double disturbance observers | |
US20170123060A1 (en) | Position and attitude estimation device, image processing device, and position and attitude estimation method | |
CN104359496B (en) | The high-precision attitude modification method compensated based on the deviation of plumb line | |
Bryne et al. | Nonlinear observer with time-varying gains for inertial navigation aided by satellite reference systems in dynamic positioning | |
Maier et al. | Performance analysis of federated filter for SAR/TRN/GPS/INS integration | |
Abdolkarimi et al. | Optimization of the low-cost INS/GPS navigation system using ANFIS for high speed vehicle application | |
Günhan et al. | Polynomial degree determination for temperature dependent error compensation of inertial sensors | |
Wiktor et al. | Collaborative multi-robot localization in natural terrain | |
KR101833007B1 (en) | Method and system for estimating position and velocity of underwater vehicle using doppler beacon | |
RU2567312C2 (en) | Method of spaceship bank orientation and device to this end | |
Hu et al. | Correlation method and Kalman filter-based adaptive angle rate estimation for time-varying periodic signals of the attitude and heading reference system | |
Xing et al. | Robust-extended Kalman filter for small satellite attitude estimation in the presence of measurement uncertainties and faults | |
JP4807301B2 (en) | Attitude angle measuring device and attitude angle measuring method used for the attitude angle measuring device | |
Duong et al. | Development of a GPS/INS integrated navigation system for model aircraft | |
Hong et al. | Compensation of parasitic effect in homing loop with strapdown seeker via PID control | |
Yu et al. | Hybrid multi-frequency attitude estimation based on vision/inertial integrated measurement system | |
Zhai et al. | Coordinated target localization base on pseudo measurement for clustered space robot | |
CN103235157B (en) | Information fusion ground verification system for two types of gyroscopes | |
Lazarenko et al. | The synthesis of the algorithms for state estimation and the parameters of measurement converters based on the combined maximum principle in the problems of dynamic error correction | |
CN106595709B (en) | A kind of inertial navigation system measurement error modification method based on metric information | |
Klein | INS drift mitigation during DVL outages | |
RU2536010C1 (en) | Method of orientation of space vehicle and device for its implementation | |
RU2178147C1 (en) | Complex navigation system | |
Zhao et al. | Bridging GPS outages for fixed-wing unmanned aerial vehicles |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201029 |