RU2567312C2 - Method of spaceship bank orientation and device to this end - Google Patents

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: claimed device comprises eleven adders, five amplifiers, five integrators, three NC switches, four memory units, model of the main orientation circuit, flywheel engine, airship, two units of net delay, astrotransducer and main orientation circuit. Setting signal is generated to measure bank angle. Error signal and bank angle evaluation signal are defined. Angular speed evaluation signal and error evaluation signal are defined. Control is generated from error signal and angular speed evaluation signal. Control is generated from error evaluation signal and angular speed evaluation error signal. Determined is the signal of first difference in control evaluation signal and control signal. Control signal is summed up with the difference signal first integral to define the second bank angle evaluation difference signal. First correction signal is memorized and summed up with error evaluation signal. Second correction signal is memorized and summed up after astrotransducer failure with the error correction signal. Bank angle evaluation signal is summed up with error signal.

EFFECT: higher efficiency and reliability.

2 cl, 1 dwg

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 $$\dot{\varphi }\left(t\right)$$

.The paper discusses the method and case of constructing a device for orientation of the spacecraft in the absence of an angular velocity sensor $$\dot{\varphi }\left(t\right)$$

.

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 φ_З 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 φ_З. Разностный сигнал φ_З-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 first adder 23 of the OKO 43 and the second adder 1 of the mathematical model of the OKO 15. From the output of the spacecraft 28, the heel signal φ is taken using the astro sensor 33, which is compared in the first adder 23 with the signal of the task φ _З. The difference signal φ _З -φ in the form of an OKO error 43 is amplified by the first amplifier 24, and the control U (t) is formed at the output of the second adder, which is corrected by the signal ΔU (t) from the output of the fifth integrator 14. The corrected control U is obtained from the output of the third adder 22 (t) + ΔU / (t), which is fed to the input of the flywheel engine 26.

На входы КА 28 поступают мультипликативная помеха F(t) и возмущающий момент М_в 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 fourth adder 27.

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 $$\dot{\varphi }\left(t\right)$$

[2]. Датчик угловой скорости $$\dot{\varphi }\left(t\right)$$

в системе отсутствует. Получение угловой скорости $$\dot{\varphi }\left(t\right)$$

путем дифференцирования сигнала угла крена φ(t) приведет к большой ошибке измерения $$\dot{\varphi }\left(t\right)$$

, т.к. сигнал φ(t) с выхода астродатчика 33 измеряется с высокочастотной помехой, которая при дифференцировании будет искажать полезную составляющую в сигнале $$\dot{\varphi }\left(t\right)$$

.The presence of feedback in the OKO 43 only along the roll angle φ (t) cannot ensure the stability of the OKO 43. For stability it is necessary to cover the spacecraft 28 with negative feedback on the angular velocity $$\dot{\varphi }\left(t\right)$$

[2]. Angular velocity sensor $$\dot{\varphi }\left(t\right)$$

not in the system. Getting angular velocity $$\dot{\varphi }\left(t\right)$$

by differentiating the roll angle signal φ (t) will lead to a large measurement error $$\dot{\varphi }\left(t\right)$$

because the signal φ (t) from the output of the astro sensor 33 is measured with a high-frequency noise, which during differentiation will distort the useful component in the signal $$\dot{\varphi }\left(t\right)$$

.

Чтобы избежать большой ошибки в определении угловой скорости $$\dot{\varphi }\left(t\right)$$

, строится параллельно ОКО 43 математическая модель ОКО 15, которая является устойчивой и состоит из последовательно соединенных второго сумматора 1, второго усилителя 2, пятого сумматора 3, шестого сумматора 7, первого интегратора 4, седьмого сумматора 5, второго интегратора 8, восьмого сумматора 11 и третьего интегратора 9.To avoid a large error in determining the angular velocity $$\dot{\varphi }\left(t\right)$$

OKO 43 is built in parallel with the mathematical model of OKO 15, which is stable and consists of a second adder 1, a second amplifier 2, a fifth adder 3, a sixth adder 7, a first integrator 4, a seventh adder 5, a second integrator 8, an eighth adder 11 and third integrator 9.

Математическая модель ОКО 15 имеет отрицательную обратную связь по оценке угла крена $$\overline{\varphi }(t)$$

и через пятый усилитель 6 - по оценке угловой скорости $$\overline{\varphi }(t)$$

которые обеспечивают устойчивость математической модели ОКО 15.The mathematical model OKO 15 has a negative feedback on the assessment of the angle of heel $$\overline{\varphi }(t)$$

and through the fifth amplifier 6 - according to the estimate of the angular velocity $$\overline{\varphi }(t)$$

which ensure the stability of the mathematical model of the OKO 15.

Такое построение математической модели ОКО 15 позволяет, используя оценку , $$\overline{\varphi }(t)$$

обеспечить и устойчивость ОКО 43. Для этого на один из входов одиннадцатого сумматора 25 в виде отрицательной обратной связи подается через пятый усилитель оценка угловой скорости $$\dot{\overline{\varphi }}(t)$$

Such a construction of the mathematical model OKO 15 allows, using the estimate, $$\overline{\varphi }(t)$$

to ensure the stability of the OKO 43. For this, one of the inputs of the eleventh adder 25 in the form of negative feedback is fed through the fifth amplifier an estimate of the angular velocity $$\dot{\overline{\varphi }}(t)$$

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 $$\overline{U}(t)$$

на выходе пятого сумматора 3 будет отличаться от управления U(t) ОКО 43, т.к. на последний действуют помехи F(t) и M_B(t), а на математическую модель они не действуют.Moreover, in the mathematical model OKO 15 KA 28 is modeled by installing the second 8 and third 9 integrators, and the flywheel engine - the sixth adder 7, the first integrator 4 and the fourth amplifier 19. Management evaluation $$\overline{U}(t)$$

at the output of the fifth adder 3 will be different from the control U (t) OKO 43, because the latter is affected by interference F (t) and M _B (t), and they are not affected by the mathematical model.

Для исключения действия внешней помехи M_B(t) на ОКО 43 на выходе одиннадцатого сумматора ищется разность $$\overline{U}(t)-U(t)$$

и после интегрирования этой разности на выходе пятого интегратора 14 получается сигнал ΔU(t), который компенсирует действие помехи M_B(t) на ОКО 43, при условии, что F(t)≠0.To exclude the effect of external interference M _B (t) on OKO 43 at the output of the eleventh adder, the difference $$\overline{U}(t)-U(t)$$

and after integrating this difference at the output of the fifth integrator 14, a signal ΔU (t) is obtained, which compensates for the effect of the interference M _B (t) on the OKO 43, provided that F (t) ≠ 0.

В общем случае F(t) Ф 0. Для компенсации действия F(t) на параметры КА 28 формируется сигнал коррекции U_К(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 spacecraft 28, a correction signal U _К (t) is generated using the component-wise formation of controls (MPFU) [3] in the form

где

Where

Для формирования сигнала U_к(t) при определении сигналов $$\ddot{\epsilon }\left(t\right)$$

и $$\dot{\epsilon }\left(t\right)$$

требуется информация об угловом ускорении $$\ddot{\varphi }\left(t\right)$$

и угловой скорости $$\dot{\varphi }\left(t\right)$$

. Однако датчики углового ускорения $$\ddot{\varphi }\left(t\right)$$

и угловой скорости $$\dot{\varphi }\left(t\right)$$

в ОКО 43 отсутствуют - имеется только датчик угла крена φ(t).To generate the signal U _to (t) when determining the signals $$\ddot{\epsilon }\left(t\right)$$

and $$\dot{\epsilon }\left(t\right)$$

angular acceleration information required $$\ddot{\varphi }\left(t\right)$$

and angular velocity $$\dot{\varphi }\left(t\right)$$

. However angular acceleration sensors $$\ddot{\varphi }\left(t\right)$$

and angular velocity $$\dot{\varphi }\left(t\right)$$

OKO 43 is absent - there is only a roll angle sensor φ (t).

Реализовать сигнал U_к(t) можно, если использовать эквивалентные преобразования структурных схем и перенести эквивалентным образом составляющую $$a_1\dot{\epsilon }\left(t\right)$$

за первый интегратор 4 и просуммировать ее с выходом первого интегратора в седьмом сумматоре 5. Аналогично можно поступить и с составляющей $$\ddot{\epsilon }\left(t\right)$$

, просуммировав ее в восьмом сумматоре 11 на выходе второго интегратора 8.The signal U _to (t) can be realized if equivalent transformations of structural schemes are used and equivalently transferred component $$a_{\mathrm{one}}\dot{\epsilon }\left(t\right)$$

for the first integrator 4 and sum it with the output of the first integrator in the seventh adder 5. You can do the same with the component $$\ddot{\epsilon }\left(t\right)$$

, summing it in the eighth adder 11 at the output of the second integrator 8.

Таким образом получим три составляющие U_к1(t):Thus, we obtain three components of U _к1 (t):

первая $$U_{{}_1}\left(t\right)$$

из которых реализована с помощью девятого сумматора 18, второго нормально замкнутого переключателя 34, четвертого интегратора 17, десятого сумматора 16, третьего нормально замкнутого переключателя 12, первого блока памяти 13, четвертого нормально замкнутого переключателя 37 и второго сумматора 1.first $$U_{{}_{\mathrm{one}}}\left(t\right)$$

of which is implemented using the ninth adder 18, the second normally closed switch 34, the fourth integrator 17, the tenth adder 16, the third normally closed switch 12, the first memory unit 13, the fourth normally closed switch 37 and the second adder 1.

Вторая составляющая $$U_{{}_2}\left(t\right)$$

реализована соединением девятого сумматора 18, второго нормально замкнутого переключателя 34, третьего блока памяти 35, шестого нормально замкнутого переключателя 42 и восьмого сумматора 11, а третья составляющая $$U_{{}_3}\left(t\right)$$

- дополнительным соединением выхода шестого нормально-замкнутого переключателя 42 через третий усилитель со вторым входом седьмого сумматора 5.Second component $$U_{{}_2}\left(t\right)$$

implemented by connecting the ninth adder 18, the second normally closed switch 34, the third memory block 35, the sixth normally closed switch 42 and the eighth adder 11, and the third component $$U_{{}_3}\left(t\right)$$

- additional connection of the output of the sixth normally-closed switch 42 through the third amplifier with the second input of the seventh adder 5.

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 orientation device KA 28 functions stably if there is only one roll angle meter φ (t) - astro sensor 33.

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 $$U_{{}_1}\left(t_1\right)$$

, четвертый блок памяти 35 - сигнал ε(t₁), а на входы седьмого сумматора 5 и восьмого сумматора 11 - соответственно $$U_{{}_2}\left(t_1\right)$$

и $$U_{{}_3}\left(t_1\right)$$

. Для стабилизации ОКО 43 используется вместо сигнала φ(t) с выхода астродатчика 33 сигнал оценки $$\overline{\varphi }\left(t\right)$$

. Кроме того, на выходах второго блока памяти 36 появляется сигнал $$U_{{}_1}\left(t-h\right)$$

, на выходе третьего блока памяти 31 - сигнал ε(t₁), на выходе пятого интегратора 14 - сигнал ΔU(t).When replacing the astro sensor 33 at time t _1, normally closed switches 12, 32, and 34 open, and a normally open switch 10 closes. In this case, the first memory unit 13 stores the last signal value $$U_{{}_{\mathrm{one}}}\left(t_{\mathrm{one}}\right)$$

, the fourth memory block 35 is the signal ε (t ₁ ), and the inputs of the seventh adder 5 and the eighth adder 11, respectively $$U_{{}_2}\left(t_{\mathrm{one}}\right)$$

and $$U_{{}_3}\left(t_{\mathrm{one}}\right)$$

. To stabilize the OKO 43, an evaluation signal is used instead of the signal φ (t) from the output of the astro sensor 33 $$\overline{\varphi }\left(t\right)$$

. In addition, a signal appears at the outputs of the second memory unit 36 $$U_{{}_{\mathrm{one}}}\left(t-h\right)$$

, at the output of the third memory block 31, the signal ε (t ₁ ), at the output of the fifth integrator 14, the signal ΔU (t).

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 $$U_{{}_1}\left(t-h\right)$$

, $$U_{{}_2}\left(t-h\right)$$

, $$U_{{}_3}\left(t-h\right)$$

, задержанные на время чистого запаздывания h=const>0 в первом блоке чистого запаздывания 40 и втором блоке чистого запаздывания 29. Таким образом,If for some reason the astro sensor was faulty at time t ₁ , then open the switches 37, 39, 30 and 42 and close the switches 38 and 41 in order to use the previous signals at time t ₁ $$U_{{}_{\mathrm{one}}}\left(t-h\right)$$

, $$U_{{}_2}\left(t-h\right)$$

, $$U_{{}_3}\left(t-h\right)$$

delayed by the time of pure delay h = const> 0 in the first block of pure delay 40 and the second block of pure delay 29. Thus,

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-sensor 33 and the circuit for generating switching commands in the drawing are missing.

Практика использования систем ориентации КА показывает, что приблизительно через 5-10 минут необходимо подключать в схему исправный астродатчик, чтобы обновлять составляющие сигнала U_к(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)

1. Способ ориентации космического аппарата по углу крена, заключающийся в том, что формируют сигнал задания, измеряют угол крена и определяют сигнал ошибки, отличающийся 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 коррекции

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. 2. Устройство для ориентации космического аппарата 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, отличающееся тем, 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. 2. A device for orienting the spacecraft in 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, characterized in that it further comprises ten adders, four amplifiers, five integrators, three normally open switches, five normally closed switches th, four memory blocks, two pure delay blocks, the second input of the first adder through the second adder connected in series, the second amplifier, the fifth adder, the sixth adder, the first integrator, the seventh adder, the second integrator, the eighth adder, the third integrator, the ninth adder, the second is normal closed switch, fourth integrator, tenth adder, third normally closed switch, first memory unit and fourth normally closed switch connected to the second input of the second adder, output a third normally closed switch through a series-connected first block of pure delay, a fifth normally closed switch, a second memory block and a first normally open switch connected to the third input of the second adder, the output of the second normally closed switch is connected to the second input of the tenth adder, through a series-connected second block of pure delays, sixth normally closed switch, third memory block, second normally open switch, tr this amplifier with the second input of the seventh adder, and through the fourth memory block and the sixth normally closed switch in series 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 adder, the output of the eighth adder through the fifth the 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 ents - the third input of the first adder, the output of the fifth adder via series connected fifth and eleventh summator integrator is connected to a second input of the third adder having an input coupled to the second input of the eleventh adder, and the output astrodatchika connected to the second input of the ninth adder.

Images