Решение задачи прецизионной ориентации космического летательного аппарата

УДК 681.5.09:629.7.017

А. С. Кулик, О. А. Лученко, О. И. Гавриленко

РЕШЕНИЕ ЗАДАЧИ ПРЕЦИЗИОННОЙ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Рассматривается решение задачи прецизионной ориентации космического летательного аппарата в номинальном режиме и при возникновении видов отказов в гироскопическом измерителе вектора угловой скорости.

АКТУАЛЬНОСТЬ

Космическая деятельность предусматривает полный цикл научно-технических и технологических мероприятий по научным исследованиям, разработке, изготовлению, испытаниям и эксплуатации космических систем. Только при этом условии возможно развитие критических наукоемких технологий, определяющих уровень развития экономики государства и место страны на мировом рынке. Современная Украина владеет мощной научной, технологической, производственной и кадровой базой для реализации полномасштабных космических проектов.

В тоже время сведения о недавних катастрофах авиационных и космических летательных аппаратов (КЛА) убеждают в том, что необходима новая концепция проектирования систем управления критическими объектами. В основу ее технической реализации должны быть положены новые информационные технологии и программно-аппаратные средства, повышающие качество функционирования традиционной системы управления.

Обеспечение качества эксплуатации любого космического летательного аппарата сводится к максимально возможному продлению цикла его активного использования. Для этого нужны, во-первых, достоверные данные о состоянии КЛА, работе его бортовых систем, летной эксплуатации аппарата с помощью систем объективного контроля технического состояния, а во-вторых, такие технические решения, при которых принципиально возможно активное вмешательство в управление полетом на основе объективной информации о различных процессах, сопровождающих полет. Это означает, что информационный поток о состоянии движущегося объекта должен быть обработан в реальном масштабе времени и, кроме того, сам КЛА должен проектироваться таким образом, чтобы в его составе средства контроля технического состояния были сбалансированы со средствами устранения причин нежелательного развития события.

© Кулик А. С., Лученко О. А., Гавриленко О. И., 2005

Одним из способов решения данной проблемы является применение адаптивного подхода к проектированию активных отказоустойчивых систем управления. Особенность данного подхода заключается в том, что для решения проблемы отказоустойчивости применяются модели, которые адаптируются в режиме реального времени к изменениям внешних и внутренних условий функционирования системы управления.

1 ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ

Возьмем для рассмотрения космический аппарат в форме параллелепипеда. На нижней грани установлены аппаратура для проведения научных исследований, на верхней - панель солнечной батареи. Эти гибкие элементы образуют с телом КЛА динамическую модель с низкими частотами их колебания. КЛА совершает наклонный полет в орбитальной системе координат с определенным углом наклона.

В качестве измерителей вектора угловых скоростей используются три двухосных динамически настраиваемых гироскопа. Диапазон измеряемых угловых скоростей ±2 град/с-1, дрейф <5 град/час. Для коррекции ошибок измерений, связанных с уходом гироскопов, и для обеспечения независимости точности измерений углов ориентации от времени непрерывной работы используются датчики ориентации на звезды.

На КЛА действует постоянный гравитационный возмущающий момент по оси х: МгрХ = -0, 004 н • м.

В качестве исполнительных органов, создающих управляющие моменты в режимах стабилизации и программных поворотов КЛА относительно опорной системы координат, используются управляемые моментные бесконтактные двигатели постоянного тока, где функции маховой массы выполняет ротор с постоянными магнитами, расположенными на максимально возможном диаметре.

Функциональная схема рассматриваемой системы представлена на рис. 1.

Рассматриваются задача прецизионной ориентации КЛА и разработки на базе сигнально-параметрического подхода алгоритмов замкнутого диагностирования функционального состояния элементов системы управления КЛА (блока гироскопов).

Рисунок 1 - Система управления угловым движением КЛА

2 МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ

КОСМИЧЕСКОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО

АППАРАТА И СИСТЕМЫ ОРИЕНТАЦИИ

2.1 Определение системы координат

Заданное положение аппарата определяется в некоторой системе координат, направление осей которой в пространстве заранее известно. Такая система координат называется базовой системой отсчета, ее оси должны задаваться на борту КЛА с помощью специальных устройств и приборов. При этом оси могут быть либо неподвижны, либо перемешаться известным образом в инерциальном пространстве. Ту или иную базовую систему отсчета выбирают в каждом конкретном случае исходя из функционального назначения аппарата с учетом возможностей технической реализации ее осей и системы управления угловыми движениями [1, 2].

Угловое положение КЛА в базовой системе отсчета будет определяться положением осей системы координат ОХ1 У^1, жестко связанной с корпусом. Положение координатных осей ОХу^ характеризуется тремя углами Эйлера ф, 9, у (углами крена, тангажа и рыскания).

Оси базовой системы отсчета располагаются следующим образом: ось ОУо направлена по местной вертикали, ось ОХо лежит в плоскости местного горизонта и направлена в сторону движения.

2.2 Динамическая модель космического летательного аппарата

Рассмотрим уравнения движения КЛА относительно центра масс. Движение твердого тела относительно неподвижной точки описывается уравнением Эйлера [1, 2]:

/х<х + (Зг -!у>у< = Мх,

/у<у + (/ - /г = Му;

/г<г + (/ - /х)<х<у = Mz,

где /х, /у, /г - главные моменты инерции тела.

Для полного описания движения твердого тела необходимо знать зависимости величин Мх, Му, Мг от мгновенного положения связанной системы координат относительно неподвижной. Эта зависимость устанавливается с помощью трех углов Эйлера ф, 9, у которые должны рассматриваться как функции времени.

Проекции вектора угловой скорости и на оси связанной системы координат описываются следующими выражениями:

<вх = ф - 98Шу;

„ = у со8 9 + 9 8т ф со8 у;

у

= 9 С08фС08 у-у ф .

у

Рисунок 2 - Системы отсчета КЛА

Приведенные системы уравнений достаточны для описания угловых движений аппарата, если влиянием внутренних моментов, действующих на него, можно пренебречь. Вывод уравнений, характеризующих угловые движения аппарата с учетом движущихся частей, в общем случае представляет исключительно сложную задачу.

При заданной ориентации осей системы координат 0Х{У^1, связанной с КЛА, и совпадение их с главны-

ми осями инерции всей системы уравнения движения КЛА могут быть приведены к следующему виду:

¿хюх + (¿г - ¿у)юуюг = Мх - мвн*;

Vу + (¿х - = Му - М

вну>

Л 2 + (¿у - ¿х)юхюу = мг - м

где Мвнх, Мвну, Мвн2 - проекции момента, создаваемого внутренними движущимися частями.

2.3 Возмущающие моменты, действующие

на КЛА

Основными внешними моментами, действующими на космический летательный аппарат в космосе, являются гравитационный, аэродинамический, магнитный, моменты давления солнечных и космических лучей, а также моменты, возникающие в результате столкновения с микрометеоритами. Величина каждого из них различна для разных типов космических летательных аппаратов (точнее для различных участков траектории полета) и зависит от размеров, формы и других свойств конкретного космического летательного аппарата. Рассмотрим в отдельности перечисленные виды внешних воздействий.

Гравитационный момент действует на КЛА на всех участках его полета. При орбитальном полете космического летательного аппарата вблизи Земли момент будет создаваться в основном полем тяготения Земли; а на участке значительного удаленном от Земли - полем тяготения Солнца. Величины этих моментов обычно очень малы, пренебречь ими нельзя, так как со временем они могут привести к значительным угловым отклонениям корпуса КЛА.

Аэродинамический момент. Движение КЛА на околоземных орбитах происходит в условиях сильно разряженной атмосферы, тем не менее, на высоте 500 км действие атмосферы может привести к значительным аэродинамическим возмущениям. Аэродинамический момент появляется в том случае, если центры масс и давления не совпадают.

Момент давления солнечных лучей. Если формально заменить набегающий поток разреженных газов потоком солнечной радиации, то становится очевидной еще одна причина появления возмущающих моментов. Эти моменты следует учитывать с высоты Н > 500 км. Величина солнечного давления обратно пропорциональна квадрату расстояния от Солнца и зависит от отражательной способности поверхности КЛА.

Момент солнечного давления, действующий на КЛА, можно описать выражением: Мс = Рс ^уцд, где Рс - давление солнечных лучей (удельное); 5 - облу-

чаемая поверхность летательного аппарата; уц.д - расстояние от центра масс до центра давления.

Магнитный момент. Корпус космического аппарата представляет собой токопроводящую оболочку. При движении КЛА в магнитном поле Земли в обшивке его корпуса наводятся электрические токи. Они образуют результирующий магнитный поток В, который, взаимодействуя с магнитным потоком земли Вз, обуславливает появление возмущающего момента Мт. Направление этого момента определяется исходя из свойств стрелки занимать положение, совпадающее с направлением касательной к магнитной силовой линии. Величина момента Мт будет зависеть от текущего положения КЛА на орбите и относительно центра масс. Составляющие этого момента на оси связанной системы координат могут быть найдены для каждого конкретного положения КЛА как проекции вектора Мт = В х Вз. Собственное магнитное поле объекта образуется также в результате протекания электрического тока по цепям его оборудования.

Магнитные моменты, действующие на корпус КЛА, являются второстепенным в сравнении с рассмотренными ранее, и в первом приближении могут не учитываться.

Момент, вызванный столкновением. Во время полета есть вероятность столкновения КЛА с микрометеоритами. Эта вероятность тем меньше, чем крупнее частица. Если линия действия ударного импульса не проходит через центр масс КЛА, возможно появление импульса возмущающего момента. Даже это малый импульс может вызвать разворот КЛА, не имеющего системы угловой стабилизации, относительно первоначального положения в течение некоторого отрезка времени.

При проектировании системы управления угловым движением КЛА следует использовать эти моменты в качестве стабилизирующих факторов или свести к минимуму их возмущающее воздействие на систему управления угловыми движениями.

2.4 Математическая модель работы

динамически настраиваемых гироскопов

Вектор угловой скорости, измеряемый динамически настраиваемым гироскопом (ДНГ), определяется выражением:

дг( ^ =  г + д(0г + ( О,

где , е {х, у, г}, ю, - проекция угловой скорости КЛА на ось г, дю, - суммарный уход ДНГ, у,(t) - шум.

2.5 Математическая модель работы маховика

Принцип использования двигателя-маховика в качестве устройства для создания управляющих момен-

тов основан на законе сохранения момента количества движения. Энергия для питания двигателя поступает из солнечных батарей, которые подзаряжают аккумуляторные батареи. Если маховик вращать с помощью двигателя в одном направлении, то КЛА будет вращаться в противоположном. В дальнейшем будем предполагать, что оси маховиков располагаются вдоль главных центральных осей КЛА

Кроме того, считаем, что угловые скорости вращения маховиков во много раз превышают угловые скорости углового движения КЛА. Вращение маховиков не изменяет положения центра масс КЛА и его суммарного момента инерции.

С учетом принятых допущений рассмотрим уравнения движения КЛА с учетом внутренних моментов, создаваемых двигателями-маховиками. Для этого воспользуемся выражениями (3). Определим внутренние моменты. Обозначим через ]х, ]у, 1г моменты инерции маховиков по осям вращения, а через Ох, Оу, Ог - угловые скорости вращения маховиков:

У

О

Рисунок 3 - Расположение осей маховиков

/х< х = Мх~

йОх х й £ .

йОх

Мвнх = Мхтах = 1х-¿¡Г + 1гОг<у - 1уОу< г;

СОу

Мвну = Мутах = + 1гОг< - 1гОг<х;

йОг

Мвнг = М г тах = ]г~йЦ[ + 1уОу< х - 1хОх<у.

Подставим эти значения в уравнения движения КЛА, причем будем считать произведения угловых скоростей КЛА малой величиной второго порядка. Тогда

йОх

Зх< х = Мх - 1х-¿Т - 1гОг<у + 1уОу<г;

йОу

/х<у = Му - 1у ~ГТ- 1гОг<г + 1гОг<

х у у 'у сИ

СО,

/г<г = Мг - 1'г - 1уОу< х + 1хОх<у..

Как видно из уравнений, существуют прекрасные связи между каналами, которые тем больше, чем больше накопленный кинетический момент:

Ктах = 1'х Ох1 + 1уОу1 + 1'г Огк

Рассмотрим частный случай одноосной стабилизации, когда <у = тг = 0, Оу = Ог = 0. Тогда:

Допустим, следует стабилизировать угол крена. Внешний возмущающий момент, действующий на КЛА, считаем постоянным. В этом случае угловое ускорение, которое необходимо придать маховику, равно:

со

а

М

1 х

1'х

Из этого выражения видно, что при наличии внешних возмущений, скорость вращения маховика надо увеличивать. Однако в реальных условиях это увеличение ограничено как скоростью реального электродвигателя, так и прочностью маховика. Таким образом, система с маховиком при достижении им максимальной скорости входит в режим насыщения, и ничто уже не будет препятствовать внешнему возмущающему моменту отклонять КЛА от заданного положения.

Насыщение - основной недостаток систем с двигателями-маховиками, который сказывается при возмущениях постоянного знака. При знакопеременном возмущении эта система эффективна.

Системы управления угловым движением с двигателями-маховиками строятся по принципу замкнутых систем автоматического регулирования. Изменение угловой скорости КЛА может быть достигнуто его торможением или разгоном в результате приложения к маховику постоянного или переменного во времени момента Мс(£). В режиме сброса кинетического момента маховик тормозится до нулевой или номинальной скорости. Резервные исполнительные органы при этом должны создавать управляющий момент, превышающий сумму моментов внешних сил и момента, возникающего при торможении маховика.

Рассмотрим структурную схему построения однока-нальной системы управления угловым движением с двигателями-маховиками (рис. 4), пренебрегая перекрестными гироскопическими связями. Такая постановка вполне оправдана при выполнении плоского поворотного маневра (вокруг одной оси), а также в некоторых частных случаях стабилизации.

На рисунке приняты следующие обозначения: Jм -момент инерции маховика, О^ - командная угловая скорость, ОС - угловая скорость смещения, О - угловая скорость маховика, АО = Ок - О - ОС, иу - сигнал управления ЭД, Мэ - момент на выходном валу ЭД, М(- - величина момента сухого трения, С( - коэффициент вязкого трения, Ми - внешний момент, Мс - кинетический момент маховика, Кум Кт - коэффициенты усиления усилителя и электродвигателя.

При штатном функционировании системы маховики работают в режиме поддержания заданных программных скоростей за счет обратных связей по скорости их вращения с целью обеспечения заданной величины кинетического момента для компенсации повышенного возмущающего гравитационного момента.

Управляющий момент маховика Мс(Ь) определяется выражением:

Мс

где М{, С{ - внутренний момент силы возмущения маховика и коэффициент демпфирования маховика соответственно, М^ - момент статической силы трения.

Момент маховика, действующий на космический летательный аппарат, определяется управляющий моментом маховика и моментом силы динамического неравновесия маховика:

Т,

' + Мэ( Ь) =

М dt

Кум • А»(Ь) • Кум • А»(Ь)), если |/Кум • А»(Ь) • 81еш(Кум • А»(Ь))| < М1 МТ •(Кум • А»(Ь)), если |Кум • А»(Ь) • 81еш(Кум • А»(Ь))| > Мт

тах

»

где Тм - постоянная времени электродвигателя; М( - максимальное значение управляющего момента махо вика.

3 АЛГОРИТМЫ УПРАВЛЕНИЯ КЛА

3.1 Алгоритм корректирующих

устройств системы управления КЛА

Для обеспечения устойчивости движения КЛА в начале режима ориентации на интервале Ь е [0, ] вводится программное регулирование начальных условий. Для этого одновременно совершаются два программных движения. Диаграммы программных угловых ускорений, угловых скоростей и углов этих двух движений в канале крена приводятся на рис. 5.

Программные функции по угловой скорости и углу суммарного программного движения в канале крена формируются по следующим алгоритмам:

• ( 1) = » дх( 0 ) »прх ь ,

Му

где Jm = 0, 04 Н • мм - момент инерции ротора маховика.

момент на валу электродвигателя маховика определяется уравнением:

(1) 1 Фпр(Ьр) = 2 »дх( 0 )• Ь

р'

• (2) = ( Ф д( 0) - Ф^р ( Ьр) ) • 4

»пр ^ 2 ,

Ь

р

р

Рисунок 4 - Структурная схема маховика с обратной связью

• (1)^4 • (1) << пр х( £) = -С° прх = С0П!^

8г

•

<прх( £) =

со п2р), 0 < £ < 2;

-со п2р), 2 < £ < ,

• У •

<пр х( £) = <пр х( £) + < прх( £) ,

пр х

с У

(£) = <дх( 0) +1 прх( £ )С£,

где кс,, крт (г = х, у, г) - коэффициенты закона управления ПД-типа.

Коэффициенты усиления ккр, определяются из условия обеспечения заданной собственной частоты замкнутой системы управления (ю = 0, 1 с ) и декремента затухания (4 = 0, 5) по формулам:

2 24- крг

крг =  - кСг = —.

3.2 Алгоритм формирования управляющих сигналов на маховики

фпр

Управляющие сигналы на входы трех маховиков определяются алгоритмом:

где Юдх(0) и фд(0) - начальные условия.

ём = с - ё,

'дх

Отметим, что в момент окончания программного регулирования при £ = £р со прх = прх = фпр = 0. Алгоритмы вычисления программных функций в остальных каналах идентичны алгоритмам (13).

Стабилизация короткопериодического движения КЛА осуществляется на основе информации об угловой скорости в проекциях на оси БСК, получаемой с выходов динамически настраиваемых гироскопов. Рассогласования по угловой скорости в каждом канале имеют вид:

Аюх( £) = < кх( £) - < х(£);

А г

Аюу( £) = < ку( £) - < у( £) .

Сигналы управления в каналах определяются выражениями:

ёх( £) = кСхА<х( £) + крх|Агох( £) й£; ёу( £) = кСуА<у( £) + кру|Агоу( £) й£;

где ё = (ёх, 8у, ёг) - вектор управляющих сигналов в

проекциях на оси БСК, ём = (ёмх, ёму, ёмг)Г - вектор управляющих сигналов на маховики,

1 0 0

с=

0 1 -у

0 - -у 1

уу

Матрица С вводится в алгоритм для исключения взаимовлияния каналов стабилизации (рыскания и тангажа) при большом значении центробежного момента инерции /уг из-за существенной не симметрии КЛА.

3.3 Замкнутая система прецизионной

ориентации КЛА

Рассмотрим функциональную схему одноканальной системы ориентации КЛА без учета перекрестных связей и системы магнитной разгрузки [8, 9].

Передаточная функция по управляющему воздействию имеет вид:

^су(^) =

фО)

КумКмКр

ум м р

фз(5) /мГм/ + (СГм + /м)*3 + (с. + КумКм)52 + КЖККз + К К КуК

•'мм к I м м' I ум м с дус ум м р дус ум м

Передаточная функция по возмущающему воздействию имеет вид:

^су(^) =

= ф СО =

32 / м Гм* + (СГГ м + /м ) * + ( С + КмКм)* + К С Кдус КумКм

" I ^ -х ум-14 м ^ ^ С1Х-дус-14 ум-14 м

Ми( *) /мГм*4 + ( СГм + /м )*3 + ( Сг + Кум Км )*2 + КСККК* + КККК

и м м ^ / м и м' ^ / ум м^ С дус ум м р дус ум м

0

0

гг

-фШ

Рисунок 5 - Диаграммы программных функций

Выборочные переходные процессы ориентации приведены на рис. 7: угол крена ф (а) и угловая скорость КЛА тх (б) в режиме прецизионной ориентации. Ошибки регулирования в конце исследуемого участка полета КЛА в режиме прецизионное ориентации не превышают по углу 1,5 угл. мин., по угловой скорости 0, 2 • 10-4 град • с-1.

4 ЗАМКНУТОЕ ДИАГНОСТИРОВАНИЕ ДВУХОСНЫХ ДИНАМИЧЕСКИ НАСТРАИВАЕМЫХ ГИРОСКОПОВ

4.1 Основные положения принципа замкнутого диагностирования

В настоящее время в мировой практике сформировалось три основных подхода к диагностированию функционального состояния систем управления

Здесь u(k) - дискретная последовательность управляющих воздействий; y(k) - измерения выходных параметров системы управления в k-й момент времени; D - вектор параметров функциональных видов отказов;

II - оценка вектора параметров функциональных видов отказов; к = 0, 1, 2, ..., и.

Отсутствие проверки результатов получаемого диагноза II приводит к его низкой достоверности, повышенной чувствительности к помехам измерения управляющих и выходных сигналов системы управления, что вызывает необходимость поиска новых принципов управления..

Предлагаемый новый принцип замкнутого диагностирования заключается в осуществлении проверки полученной оценки функционального состояния системы управления после реализации процедур диагностирования. Функциональная схема системы, построенной с использованием принципа замкнутого диагностирования, представлена на рис. 9.

Подстраиваемая текущая модель предназначена для реализации эталонной реакции системы управления на управляющее воздействие и(к) в соответствии с текущими представлениями системы диагностирования о функциональном состоянии СУ. В случае, если текущее представление о функциональном состоянии системы управления (вектор параметров видов отказов I)) не соответствует реальному (вектор II) из-за возникновения вида отказа в системе управления или ошибочного диагноза, то при условии обеспечения диагностируемости системы управления возникает рассогласования выходов системы управления и подстраиваемой текущей модели - Ау(к), приводящее к инициализации процедур диагностирования, которые устраняют существующую ошибку диагноза. Следует особо отметить, что в такой системе процедуры диагностирования предназначены для устранения ошибки диагноза АО = I - II.

Подстраиваемая текущая модель системы управления для осуществления своих функций должна быть

К,

Регулятор

Kd

síO)| !

II

1

J-s

ад

ДОД

мм

Маховик

ад

Kv,

AT.

1 + r.j

Mc

1

J„s

fi

M(sign<o

iî^ «

"П I

I I I I I I

K:„

Рисунок 6 - Функциональная схема системы ориентации КЛА

-TT-

i i i i

1 С1а С

01

+ 1 1

к— ч 1 1 1 1

! КЛА

i i

_J L----

Step Response

Step Response

320 48C

Time

а)

Time

б)

x 1 C

4.5

3 .5

1 .5

C . 5

3C

34 C

8 0C

Рисунок 7 - Переходные процессы ориентации КЛА

способной отражать свойства диагностируемой СУ не только в номинальных, но и во всех возможных аварийных режимах работы. В связи с этим наиболее приспособленным для реализации принципа замкнутого диагностирования является сигнально-параметрический подход, использующий специальные диагностические модели, связывающие прямые неизмеряемые признаки СУ с косвенными измеряемыми.

4.2 Использование принципа замкнутого диагностирования для диагностирования блока гироскопических датчиков

Каждый из используемых датчиков описывается в номинальном и аварийных режимах математической моделью усилительного звена с нелинейностью типа «насыщение»:

U.ri k ) = U?SaU?

U max U min

где Uwi(k) - выходной сигнал датчика; Sat(...) - нелинейная функция с ограничениями; Umax, Umin -верхний и нижний уровни ограничения выходного сиг-

нала; Кдус, - коэффициент передачи датчика; гоЭг( к) -измеряемая угловая скорость; и<0 - дрейф нуля характеристики датчика; 4( к) - помеха измерения. Датчики угловой скорости характеризуются соответствующими векторами параметров видов отказов:

ДУС1: D1 = [«дус! Uffl1O' Umax1' Umin1 ], ДУС2: D2 = [K^, U

œ2O' Umax2' Umin2],

ДУС3: D3 = [/^3, U

«3O, Umax3, Umin3].

Рисунок 8 - Разомкнутая система диагностирования

D

Рисунок 9 - Замкнутая система диагностирования

Рисунок 10 - Замкнутая система диагностирования, построенная с использованием сигнально-параметрического подхода

В соответствии с основными положениями сигналь-но-параметрического подхода в процессе диагностирования каждого датчика выделяют этапы обнаружения факта наличия вида отказа в СУ, поиска места его возникновения, установления класса и определения вида (рис. 10).

Для обнаружения факта наличия вида отказа в датчике используется признак, заданный предикатным уравнением:

= 52

где Z1^ - булев признак обнаружения вида отказа в датчике; 52 - двузначный предикат, принимающий значения «0»

- напряжение, снимаемое с выхода ДУС1(2, 3);

Uai(k) - выходной сигнал текущей подстраиваемой модели датчика ДУС1(2,3); AUmax, - пороговая величина.

Текущая подстраиваемая модель описывается уравнениями, аналогичными уравнению модели датчика (16):

U<m

max min

где все параметры соответствуют параметрам датчика, а соs,(k) - оценочное значение входной величины.

Этап поиска места отказа для датчика совмещается с этапом установления класса и заключается в проверке признака наличия вида отказа, описываемого параметром /Сдус,:

Z2, = 52(| K flyc¿ - K

- AKmax.),

дус i"

(22) оце-

где Z2i - булев признак места отказа; Кду^ ночная величина крутизны характеристика датчика;

, „max

AK i - максимально допустимое отклонение крутизны от текущего эталонного значения. Оценка K^i -определяется на основании измерений выхода датчика и оценки его входа в различные моменты времени:

K

дус1

U m i

дi(k + 1 ) - я i ( k) '

где оценка входной величины <в (к) определяется за счет использования избыточных измерений с помощью либо датчиков ориентации на звезды либо резервных ДУС либо с помощью ДУС маховика.

В случае невыполнения (ложности) признака Z2¿ алгоритм диагностирования определяет оценку величины дрейфа нуля характеристики в соответствии с выражением:

Uni0 = Ufflio + (Ual(k) - Utñl(k)).

После определения оценки крутизны или дрейфа их значения присваиваются соответствующим параметрам текущей подстраиваемой модели и в последующие моменты времени осуществляется проверка правильности полученного диагноза.

Для обеспечения надежной работы алгоритма при нахождении датчика в зоне насыщения статической характеристики вводятся признаки, блокирующие работу алгоритма при приближении выходного сигнала к уровням насыщения и определения величины параметров текущей подстраиваемой модели - итах^ , и.

ВЫВОДЫ

Разработанные алгоритмы системы управления движением КЛА обеспечивают прецизионную орбитальную

ориентацию и стабилизацию. Применение предложенного принципа замкнутого диагностирования позволяет существенно понизить затраты на решение задачи определения функционального состояния системы управления как на этапе разработки алгоритмов диагностирования, так и на этапе их функционирования, обеспечивая при этом необходимую глубину диагностирования.

ПЕРЕЧЕНЬ ССЫЛОК

1. Козлов Д. И. Конструирование автоматических космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1996. -343 с.

2. Петров К. П. Аэродинамика транспортных космических систем. - М.: Эдиториал УРСС, 2000. - 212 с.

3. Patton R. J. Fault tolerant control: the 1997 situation // IFAC SAFEPROCESS'97. - Hull (U. K.) - 1997. - Pp. 10331055.

4. Isermann R., Raab U. Intelligent Actuators - Ways to Autonomous Actuating Systems // Automatica. - 1993. -Vol. 29. - № 5. - Pp. 1315-1331.

5. КуликА. С. Оценка диагностируемости линейных динамических систем // Автоматика и телемеханика. -1992. - № 1. - С. 184-187.

6. КуликА. С. Сигнально-параметрическое диагностирование систем управления. - X.: Гос. аэрокосм. ун-т «ХАИ»; Бизнес-Информ, 2000. - 260 с.

7. КуликА. С., Гавриленко О. И. Обеспечение отказоустойчивости систем управления статически неустойчивых динамических объектов. - М.: Зарубежная радиоэлектроника., 2004. - С. 33-37.

8. КуликА. С., Гавриленко О. И., Лученко О. А. Отказоустойчивая ориентация и стабилизация существенно несимметричного космического аппарата // М1жнар. на-ук.-техн. конф. «¡КТМ-2003». - X.: XAi, 2003. - С. 107.

9. Гавриленко О. И., Лученко О. А. Система управления угловым движением микроспутника // Материалы VIII всеукраинской научно-практической конференции «Наука и образование 2005». - Том 60. Техника. -Днепропетровск: Наука i осв^а, 2005. - С. 67-69.

Надшшла 22.04.05 Шсля доробки 29.10.05

Розглянуто розе'язання задач1 прецизюнноЧ ориента-цп косм1чного л1тального апарата е ном1нальному режим-i i при еиникнент eudie еiдмоелeнь е глроскотчному еимiр-нику еектора кутоеоЧ шeuдкостi.

The decision of a space vehicle precision orientation task in a nominal mode and in fault mode in angular speed vector gyroscope sensor is considered.

УДК 658.011.56.012:004.94

П. М. Павленко, Н. О. бвдокимова

Ф0РМАЛ13АЦ1Я ПРОЦЕСУ ПОБУДОВИ 1НТЕГР0ВАНИХ 1НФ0РМАЦ1ЙНИХ МОДЕЛЕЙ АВТ0МАТИ30ВАНИХ СИСТЕМ

Представлено nidxid до побудови тформацшних моделей технологлчноЧ тдготовки виробництва на основi стандарту ISO 10303. Введет визначення необxiдниx формальних понять. Наведен практичш рекомендацИ по розробщ автоматизованих систем

© Павленко П. М., Евдокимова Н. О., 2005

ВСТУП

Автоматизащя процеив управлшня технолопчною тдготовкою виробництва (ТПВ) потребуе в першу