Автономные системы управления ракет-носителей и космических аппаратов

ВОЕННО - КОСМИЧЕСКАЯ АКАДЕМИЯ имени А.Ф.МОЖАЙСКОГО Кафедра автономных систем управления «УТВЕРЖДАЮ» Начальник 21 кафедры полковник В.ЕФИМОВ АВТОНОМНЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ И КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ Курс лекций Автор доцент ЛАПШИН Ю.В. Курс лекций рассмотрен и одобрен на заседании 21 кафедры «_____»____________2002 года, протокол №_________. . Санкт-Петербург 2002 г. Данный курс лекций составлен на основе материала лекций, прочитанных автором курсантам специальности «Баллистика» в течение последних пятнадцати лет. Он соответствует программе дисциплины и учебному плану подготовки курсантов по этой специальности и может быть рекомендован им в качестве учебного пособия. Данный курс лекций может быть полезен также для курсантов других специальностей 2, 3, 6 факультетов при изучении ими систем управления РН и КА в процессе прохождения дисциплин кафедры автономных систем управления. При составлении курса лекций, в частности его 4 раздела, были использованы некоторые методические разработки доцента кафедры СПИСОК ОСНОВНЫХ СОКРАЩЕНИЙ АВ – автомат выведения, АС – автомат стабилизации, АСУ – автономная система управления, АУП – активный участок полёта, АУС – автомат угловой стабилизации, БС – бортовые системы, БСГ – блок свободных гироскопов, БСК – базовая система координат, БЦВК – бортовой цифровой вычислительный комплекс, БЦУК - бортовой цифровой управляющий комплекс, ВнАб – внешний абонент, ВУ – вычислительное устройство, ВхП – входной преобразователь, ВыхП – выходной преобразователь, ГРМ - гидравлическая рулевая машина, ГРС – газовое реактивное сопло, ГСН – головка самонаведения, ДМ – двигатель-маховик, ДУ – двигательная установка, ДУг – датчик угла, ДУС – датчик угловой скорости, ИзмУ – измерительное устройство, ИУ – исполнительное устройство, КА – космический аппарат, КВВ – канал ввода-вывода, КПИ – командно-программная информация, ЛА – летательный аппарат, МВ – местная вертикаль, МГП – метод гибкого программирования, МЖП - метод жёсткого программирования, МИ – маркерный импульс, МПЗ – магнитное поле Земли, МСП – метод свободного программирования, НКУ – наземный комплекс управления, НС,БС – система нормальной и боковой стабилизации, ОП – орбитальный полёт, ОПП – общая планирующая программа, ОУ – объект управления, ПД – прецессионный двигатель, ПЗ – полётное задание, ПМ – программный модуль, ПМВ – построитель местной вертикали, ПМО – программно-математическое обеспечение, ПрУ – преобразующее устройство, ПП – программный поворот, ПР – программа режима, ПУ – программное устройство, РД – рулевой двигатель, РКС – система регулирования кажущейся скорости, РМ – рулевая машина, РН – ракета-носитель, РП – рулевой привод, САН – система автономной навигации, САУ – система автоматического управления, САФ – срок активного функционирования, СГ – силовой гироскоп, СЕВ – система единого времени, СКД – система контроля и диагностики, СН – система наведения, СпА – специальная аппаратура, СПУ – статическое программное устройство, СРП – счётно-решающий прибор, СрУ – сравнивающее устройство, СС – система стабилизации, СУ – система управления, СУД – система управления движением, СУДН – система управления движением и навигации, СУМ – система управления манёвром, СУС – система угловой стабилизации, СУСб – система управления сближением, СУСн - система управления снижением, СУУД - система управления угловым движением, ТГС – трёхосный гиростабилизатор, УВВ – устройство ввода-вывода, УО – управляющий орган, УП – усилитель-преобразователь, УРД – управляющий реактивный двигатель, УФСУ – устройство формирования сигналов управления, ЧКУ – частный канал управления, ЭГРМ – электрогидравлическая рулевая машина, ЭЖК – электрожидкостной клапан, ЭРМ – электрическая рулевая машина, ЭПК – электропневмоклапан 1.ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О СИСТЕМАХ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ И КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ 1.1.Назначение систем управления ракет-носителей и космических аппаратов Целью запуска ракеты космического назначения (РКН) является выведение космического аппарата (КА) на заданную орбиту с требуемой точностью. Параметры орбиты (её форма, размеры, положение в пространстве) определяются целевым назначением КА и для различных КА могут принимать значения в широком диапазоне величин. Для решения задачи выведения ракета-носитель (РН) должна доставить КА в точку пространства, принадлежащую этой заданной орбите, сообщив ему при этом вполне определённую по величине и направлению скорость. Понятно, что для этого движение РН должно быть управляемым. После отделения КА от РН, т.е. с началом его движения по орбите, КА должен занимать вполне определённое (часто изменяющееся ) угловое положение в пространстве, обеспечивающее необходимые условия функционирования установленной на его борту специальной аппаратуры (например, направление антенн радиотехнических устройств, оптических осей фото- или TВ-аппаратуры, панелей солнечных батарей и т.п.). Во многих случаях, кроме того, требуется и изменение траектории КА (например, при коррекции орбиты, сближении с другим КА, возвращении на землю и т.д.). Всё это говорит о том, что и движение КА также должно быть управляемым. Управление движением РН и КА (будем объединять их, где это удобно, общим понятием летательный аппарат –ЛА) осуществляется с помощью системы управления (СУ). В общем случае круг задач, решаемых СУ, шире указанного и, помимо задач управления движением, включает в себя целый ряд задач управления состоянием, таких, например, как: - предстартовая подготовка и пуск, - расчет, хранение полётных заданий, рабочих программ и команд управления, и ввод их в СУ, - проведение периодических и регламентных проверок, - автоматический поиск неисправностей, - получение, обработка и выдача на командный пункт информации о состоянии и функционировании РН и КА и их бортовых систем (БС), - управление работой бортовых систем и агрегатов (систем электроснабжения, обеспечения теплового режима, жизнеобеспечения, управления расходом топлива, аварийного спасения и др.), - тарировка измерительных устройств, расчёт и ввод поправок, и т.д. Рассмотрение указанных задач показывает, что часть из них решается на земле, часть – в полёте. Для наземных режимов функционирования СУ характерны задачи, связанные только с управлением состоянием. В полёте СУ решает задачи того и другого класса. Соответственно этому аппаратура СУ разделяется на бортовую (бортовой комплекс управления – БКУ) и наземную (наземный комплекс управления – НКУ, наземный испытательный комплекс – НИК, автоматизированная система подготовки и пуска – АСПП). Итак, можно дать следующее определение СУ: Система управления представляет собой комплекс приборов, устройств и программных средств, предназначенных для управления движением и состоянием ЛА на всех этапах его функционирования с целью обеспечения требуемой эффективности целевого применения. Задачей данного раздела дисциплины является изучение систем управления движением (СУД) РН и КА и соответствующей им бортовой аппаратуры. СУ ЛА решают большой комплекс частных задач. Однако можно выделить главные и наиболее общие из них: 1. Программирование движения (формирование программ управления); 2. Стабилизация движения (поддержание движения близким к программному в условиях действия возмущений); 3. Формирование параметрических (функциональных) команд управления. Решение этих задач включает ряд этапов: - получение информации об управляемом процессе (движении); - формирование в соответствии с заданными алгоритмами и целью управления управляющих сигналов; - создание управляющих воздействий на ЛА путём преобразования управляющих сигналов в отклонения управляющих органов (УО), создающих требуемые силы и моменты, приложенные к ЛА. Многовариантность реализации этих этапов определяет большое многообразие принципов управления, которые используются в СУ РН и, особенно, КА. Последнее обстоятельство определяется существенным различием приоритетности и количественных показателей требований, предъявляемых к СУ КА различного целевого назначения. 1.2. Основные принципы управления, используемые в СУ ЛА СУ РН и абсолютного большинства КА являются полностью автоматическими и представляют собой сложную многоконтурную систему автоматического управления (САУ). Для управления движением и работой БС в такой системе могут использоваться следующие основные принципы: - телеуправления; - самонаведения; - автономного управления; - комбинированного управления. Рассмотрим кратко их суть. 1.Телеуправление. В системах телеуправления (СТУ) получение и анализ информации об объекте управления, формирование программ и сигналов управления производятся на командном пункте. Для получения информации об объекте и передачи на его борт для отработки сигналов управления используются специальные линии связи (радиотехнические, оптические и др.). К достоинствам СТУ следует отнести исключительную простоту бортовой аппаратуры. К недостаткам – ограниченную зону действия, низкую автономность и помехозащищённость, зависимость точности от дальности (в том числе из-за запаздывания в прохождении сигналов по линии связи). В качестве примеров использования принципа телеуправления в ракетно-космической технике (РКТ) можно привести управление движением лунохода по лунной поверхности, радиоуправление дальностью и боковым отклонением ракет, управление коррекцией траекторий КА. 2.Самонаведение. В системах самонаведения (ССН) для управления используются параметры относительного движения ЛА и цели (наличие которой, таким образом, является обязательным). Измерение этих параметров осуществляется на борту ЛА с помощью специальных измерительных устройств, называемых головками самонаведения (ГСН), по сигналам, излучаемым или отражаемым целью. В зависимости от диапазона частот сигналов, в котором работает ГСН, различают радиотехнические, акустические, тепловые и др. ССН. Измеренные параметры относительного движения используются для формирования и отработки на борту ЛА управляющих сигналов, обеспечивающих наведение ЛА на цель. Основным достоинством ССН является их высокая точность, а также простота применения по подвижным целям. Недостатки примерно те же, что при телеуправлении, но к ним добавляется ещё сравнительно малая дальность действия. Характерным примером использования в области РКТ принципа самонаведения является управление сближением КА. 3.Автономное управление. В автономных системах управления (АСУ) получение информации о движении ЛА и состоянии среды, выработка программ и сигналов управления производятся с помощью только бортовых средств, без участия других объектов и источников информации. Возможны различные типы АСУ, однако для управления движением ЛА наиболее широкое применение получили инерциальные АСУ (ИСУ). В таких системах координаты и вектор скорости ЛА определяются путём интегрирования составляющих вектора кажущегося ускорения, которые измеряются с помощью трёх акселерометров. Оси чувствительности акселерометров должны быть определённым образом ориентированы в пространстве. Необходимо отметить здесь, что принцип автономного управления широко используется в РКТ не только для управления движением, но также и для управления состоянием ЛА и работой его БС. Формирование управляющих воздействий при автономном управлении осуществляется в соответствии с одним из двух принципов: - программного управления, - терминального управления. При программном управлении программа управления формируется заранее, до начала процесса управления, а в процессе управления осуществляется только её отработка. Программа управления может задаваться либо в функции времени (программно-временное управление), либо в функции некоторых параметров процесса управления (программно-параметрическое управление). Программное управление вследствие сравнительной простоты его аппаратурной реализации используется в РКТ, начиная с первых её образцов, и до настоящего времени является наиболее распространённым как в системах управления движением, так и в системах управления состоянием ЛА. Для реализации принципа программного управления обычно используются замкнутые системы автоматического управления (САУ), осуществляющие управление по отклонению управляемого параметра от его программного значения (принцип обратной связи). Структурную схему такой системы можно представить в виде, показанном на рис.1.1. В состав системы входят следующие основные устройства: - ПУ – программное устройство, осуществляющее формирование программ управления хпр(t) в соответствии с вектором программных уставок Uпр, вводимых в СУ в составе полётного задания; - СрУ – сравнивающее устройство, вычисляющее сигнал рассогласования Δх(t) как разность между измеренными и программными значениями управляемых параметров х(t); - УФСУ – устройство формирования сигналов управления, обеспечивающее преобразование сигналов рассогласований в соответствии с принятыми алгоритмами (законами) управления в управляющие сигналы передаваемые затем для отработки на исполнительные устройства; - ИУ – исполнительные устройства, служащие для преобразования управляющих сигналов в механическое перемещение управляющих органов (УО), создающих управляющие воздействия на объект (ЛА); - ИзмУ – измерительные устройства, используемые для измерения текущих значений управляемых параметров с целью вычисления сигналов рассогласований (т.е. для организации обратной связи по управляемым параметрам). Если ИзмУ работают идеально, т.е. без ошибок, то вектор измеренных параметров движения хи(t);совпадает с вектором действительных значений этих параметров х(t), в противном случае они будут различаться на величину инструментальных ошибок измерителей. Таким образом, рассматриваемая система формирует управляющие сигналы как функции рассогласования управляемых параметров, т.е. . Вектором на рис.1.1 обозначен вектор возмущающих воздействий на ЛА. Замкнутые САУ наиболее широко используются для управления динамическими процессами и, прежде всего, для управления движением ЛА. В более простых случаях (например, для управления бортовыми системами), особенно где не требуется высокая точность, находят применение разомкнутые системы, отличающиеся от рассмотренной отсутствием обратной связи по управляемым параметрам. В таких системах управляющие сигналы формируются в функции программ управления, т.е. . При терминальном управлении программа управления формируется непосредственно в процессе управления с использованием текущей информации о состоянии объекта и среды. В системах терминального управления (рис.1.2) кроме обычного контура управления по отклонению, рассмотренного выше, имеется контур формирования программ управления, который образуется устройством формирования программ управления (УФПУ) и специальным блоком (оператором), который назовём условно ЛАy, обеспечивающим получение параметров , в зависимости от которых формируются программы. В качестве параметров используются параметры, непосредственно связанные с конечной целью управления (т.н. терминальные условия). По сравнению с системами программного управления системы терминального управления обеспечивают большую гибкость и точность управления, особенно при действии значительных внешних и параметрических возмущений, повышение оперативности и автономности управления. Однако, ввиду сложности реализации, обусловленной необходимостью выполнения на борту большого объёма вычислений, применяются они пока сравнительно редко. Основными достоинствами АСУ (в частности, ИСУ) являются высокая помехозащищённость и точность, неограниченная зона действия и сравнительная простота. К недостаткам их следует отнести зависимость точности от времени работы (из-за накопления ошибок при интегрировании ускорений). Примерами использования АСУ в РКТ являются СУ всех РН, СУ манёвром и снижением КА. 4.Комбинированные системы управления представляют из себя совокупность рассмотренных выше систем. Комбинированными, по существу, являются системы управления КА. 1.3. Требования к системам управления ЛА Системы управления ЛА функционируют в сложных условиях космического полёта, для которого характерны значительные перегрузки, вибрации, резкая смена температур, большая продолжительность работы, сложность или невозможность ремонта, вероятность противодействия и т.д. В связи с этим к ним предъявляются жёсткие и, как правило, противоречивые требования. Основные из них касаются следующих характеристик. 1. Точность. Количественные требования к точности управления определяются целевым назначением ЛА, специфичны для конкретных систем и режимов работы и могут различаться на один-два порядка и более. 2. Надёжность. Её обычно оценивают вероятностью безотказной работы в течение заданного времени функционирования P(tф) или средним временем безотказной работы tср. Указанные характеристики должны составлять P(tф)=0,990 – 0,999 или тысячи – десятки тысяч часов безотказной работы. 3. Экономичность (или энергетическая оптимальность). Требование экономичности обычно формулируется как обеспечение минимума расхода энергии (или рабочего тела) на управление при допустимой точности  в установившихся режимах, или минимум времени на управление при заданных ограничениях на расход энергии – в переходных режимах. 4. Массово-габаритные характеристики. Они должны быть минимальными, что вытекает из ограниченности энергетических возможностей РН, а также высокой стоимости запусков КА . 5. Готовность к применению. Определяется, главным образом, исходным состоянием ЛА и некоторыми специфическими факторами, такими как время заправки, ввода полётного задания, построения базовых систем координат, раскрутки гироскопов измерительных устройств и силовых комплексов и т.д. Очень велико время наземной подготовки к запуску РН и, особенно, КА – оно может составлять десятки и даже сотни часов. Действенным способом его уменьшения является широкая автоматизация технологических процессов подготовки ЛА к запуску. 6. Эксплуатационные требования. Они касаются целого ряда показателей, среди которых отметим такие, как стойкость к воздействиям внешних факторов (в т.ч. искусственно создаваемых противником), живучесть, помехоустойчивость, ремонтопригодность, время и условия хранения, условия транспортировки и т.д. 7. Стоимость. Затраты на разработку, производство и эксплуатацию, естественно, должны быть минимальными. Минимизация затрат достигается применением таких мер, как использование рациональных технических решений, совершенствование технологии производства, увеличение срока активного функционирования (САФ), многоразовость применения, автоматизация подготовки к запуску и управления полётом и т.д. Анализ функций СУ ЛА и требований, предъявляемых к ним, свидетельствует о чрезвычайно важной их роли в обеспечении высокой эффективности применения космических средств. К настоящему времени в нашей стране создан целый ряд ракетно-космических комплексов и систем, отличающихся высокими качественными показателями и обеспечивших стране приоритет в решении актуальных задач исследования и практического освоения космического пространства (первый ИСЗ, облёт и фотографирование Луны, полёт человека, выход его в открытый космос, мягкая посадка на Луну и ближайшие планеты, сближение и стыковка космических аппаратов, создание орбитальной станции, длительное пребывание человека в орбитальном полёте, автоматическая посадка орбитального корабля (ОК) на взлётно-посадочную полосу и т.д.). Эти успехи не случайны, они предопределены передовыми позициями, которые отечественная наука завоевала и удерживает в этой и смежных областях, а также большим вниманием государства, обеспечившим создание материально-технической базы развития этой сложнейшей отрасли науки и техники. 2. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ 2.1. Общая структура систем управления ракет-носителей Известно, что траектория РН (или баллистической ракеты – БР) складывается из двух участков: активного участка полёта (АУП) и пассивного участка полёта. При этом задачей АУП является обеспечение конечных условий (), дающих начало требуемой баллистической траектории: попадающей – для БР, орбиты – для РН. Именно для этого движение на АУП должно быть управляемым. Для управления движением ракет (РН или БР) возможно, как уже отмечалось, использование одного из двух принципов: - принципа программного управления, - принципа терминального управления. Принцип программного управления в силу простоты его аппаратурной реализации используется, начиная с первых образцов БР, и широко распространён до настоящего времени. Он предполагает реализацию с помощью СУ некоторой программной траектории АУП. Из бесконечного множества возможных траекторий выведения в качестве программной выбирается та, которая с наилучшим качеством (например, при минимуме расхода топлива) обеспечивает достижение требуемых конечных условий выведения. Эта программная траектория рассчитывается заранее для некоторых расчётных условий и заданной цели управления и закладывается в СУ в виде программ управления. Программа управления задаёт характер изменения в полёте тех или иных параметров движения, определяющих форму траектории. В качестве аргумента программ чаще всего выбирается время t, но могут использоваться и другие параметры, например, скорость полёта. Программная траектория в большинстве случаев является плоской кривой, лежащей в плоскости, называемой плоскостью выведения (наведения, стрельбы). Очевидно, для выхода на попадающую траекторию или орбиту необходимо решить следующие задачи. 1. Определить положение плоскости выведения (т.е. оси OсоXсо) в географической системе координат и материализовать начальную стартовую систему координат (НССК) ОсоXсоYсоZсо на борту; 2. Определить программную траекторию в плоскости XсоOсоYсо и сформировать программы управления, её реализующие; 3. Обеспечить движение ракеты по траектории, близкой к программной; 4. Определить момент выключения двигательной установки (ДУ) и отделения головной части (боевой или космической) и сформировать соответствующие команды. Первая из этих задач, которую называют прицеливанием, решается на земле перед стартом и состоит в определении азимута прицеливания Ап (азимута направления оси OсоXсо) и выставке бортовых гироприборов, материализующих НССК, по этому направлению. Решение этой задачи осуществляется специальной системой – системой прицеливания. Вторая и четвёртая задачи решаются бортовой СУ и составляют содержание задачи наведения. Рассмотрим их кратко. Вторая задача – это задача программирования движения. Программная траектория, лежащая в плоскости XсоOсоYсо (рис.2.1) должна удовлетворять определённым условиям (вертикальный старт, минимум угла атаки , минимум затрат энергии на выведение и т.д.). Поскольку движение ракеты на АУП определяется, главным образом, силой тяги Р, которая жёстко связана с продольной осью ракеты ОХ, то для задания программной траектории достаточно задать программное изменение углов тангажа и рысканья (для плоского выведения =0). В реальных условиях для обеспечения требуемой точности или по другим соображениям, приходится формировать программы и для некоторых других параметров движения (например, для продольной Vxп или боковой Vzп скорости, для угла вращения и др.). Четвёртая задача – её называют задачей управления выведением (для РН) или управления дальностью (для БР) – состоит в определении области конечных условий, выполнение которых определяет начало баллистической фазы полёта. Эта задача решается заданием на борту некоторого функционального соотношения , (индекс „к“ означает конец АУП), правая часть которого вычисляется заранее для расчётных конечных условий АУП, а левая часть непрерывно вычисляется в процессе полёта для текущих значений параметров движения, (рассматриваемых в данном случае как конечные, соответствующие выключению двигателя именно в этот момент). Указанное соотношение выполняется в момент достижения заданной области конечных условий, и в этот момент формируется и исполняется команда на выключение двигателя и отделение головной части. Заметим, что при использовании принципа терминального наведения, когда программа управления рассчитывается (или уточняется) периодически в процессе полёта по результатам прогноза „промаха“ в конце АУП, существо задачи наведения сохраняется тем же, хотя её содержание и тем более алгоритмы решения, конечно, существенно изменяются. Третья задача – задача стабилизации  состоит в создании таких управляющих воздействий на ракету (управляющих сил и моментов), которые приводили бы к устранению отклонений её движения от программного, вызванных как изменением самой программы, так и действием на ракету возмущений. В соответствии с рассмотренными задачами СУД ракеты состоит из двух основных систем: системы наведения (СН) и системы стабилизации (СС). Её типовая структура может быть представлена в виде, показанном на рис.2.2. На рис.2.2 обозначено: Х – вектор параметров движения (или иначе, вектор состояния, вектор фазовых координат); Хпр – его программное значение, вычисленное системой наведения в соответствии с полётным заданием Uпр; – вектор отклонений управляющих органов (УО), создающих управляющие воздействия на ракету; tк – команда на выключение ДУ. Система наведения (СН) и система стабилизации (СС) находятся в тесном взаимодействии: СН определяет требуемое (программное) движение ракеты, а СС его реализует. В состав каждой системы, как отмечалось ранее, входят соответствующие ИзмУ, УФСУ, ИУ. Помимо рассмотренных СН и СС в состав бортовой СУ входят и другие системы, не участвующие непосредственно в управлении движением, но обеспечивающие необходимые условия и требуемое качество функционирования СУД. Среди этих систем необходимо отметить систему опорожнения баков (СОБ), которую в последнее время чаще называют системой управления расходом топлива (СУРТ), систему электроснабжения (СЭС), систему безопасности носителя (СБН) и др. 2.2. Системы наведения РН 2.2.1. Назначение систем наведения. Методы наведения Как отмечено выше, СН служит для программирования движения ракеты и управления выключением ДУ и отделением головной части. Принципиально круг задач, решаемых СН, может быть шире указанного. Так, на СН могут быть возложены и такие задачи, как расчёт полётного задания, управление разделением ступеней и отделением элементов конструкции, решение навигационной задачи, расчёт программ манёвров и др. Некоторые из этих задач решаются СН современных ракет, некоторые – соответствуют перспективам развития СУ. Структура и алгоритмы работы СН, определяющие в конечном счёте сложность её технического воплощения и точность выведения, во многом зависят от метода программирования движения ракеты. Существующие методы могут быть объединены в три группы: - методы жёсткого программирования (МЖП), - методы гибкого программирования (МГП), - методы свободного (текущего) программирования (МСП). Методы первых двух групп соответствуют принципу программного наведения, методы третьей группы – принципу терминального наведения. Метод жёсткого программирования базируется на наличии априорной информации об условиях движения ракеты (т.е. силы и моменты, действующие на ракету в полёте, полагаются известными), которая позволяет рассчитать программу движения и отвечающую ей программу управления заранее и ввести последнюю в СУ. Программа управления при этом задаётся в функции времени и определяет требуемые значения параметров движения в каждый текущий момент времени полёта, т.е. она задаёт единственную траекторию, однозначно определённую в пространстве и во времени. Реализация её требует наличия управляющих связей (т.е. контуров управления) по всем параметрам движения как центра масс (), так и углового (, ). При использовании МЖП система наведения, по существу, является разомкнутой. В большинстве практических случаев для реализации МЖП достаточно задать программы управления по тангажу и по кажущейся скорости Vsп=Vsп (t) при том, что программные значения остальных параметров движения выбором систем координат, используемых при управлении движением, обеспечиваются нулевыми. Характерная форма программ по тангажу и скорости имеет вид, показанный на рис.2.3: Достоинством МЖП является простота приборной реализации, что и предопределило широкое его использование, начиная с первых образцов ракет, и до настоящего времени. Основной недостаток МЖП состоит в малой его эффективности при недостаточной достоверности априорной информации об условиях движения, а также при значительных возмущениях (например, при отказе части двигателей ступени). Методы гибкого программирования основаны на представлении программы управления как функции параметров движения (как правило, какого-либо одного). Такие программы получили название параметрических. Использование параметрических программ позволяет добиться хорошего приближения фактической траектории к программной при значительных возмущениях или при отсутствии какой-либо управляющей связи. Усложнение реализации МГП по сравнению с МЖП невелико. Этим определяется достаточно широкое их использование в настоящее время. Систему наведения, реализующую МГП, можно назвать частично замкнутой (она является замкнутой по параметру, являющемуся аргументом программы). На практике наиболее часто используются программы вида, где Vsy есть вертикальная в точке старта составляющая кажущейся скорости. По форме эти программы близки к временной программе , показанной на рис.2.3. Методы свободного программирования состоят в расчете программы требуемого движения ракеты во время её полёта на основе информации о текущих параметрах движения и конечной цели управления. Поэтому их называют также методами терминального наведения. Суть МСП состоит в периодическом (в процессе полёта) прогнозе конечных условий АУП, вычислении невязок их с расчётными терминальными условиями и, на основе этого, вычислении корректирующих поправок к опорной программе, сводящих эти невязки к нулю. Система наведения получается, таким образом, замкнутой, что в принципе исключает необходимость стабилизации параметров движения центра масс и, следовательно, позволяет исключить некоторые из управляющих связей. МСП привлекательны в смысле повышения качества управления (точности, оперативности, автономности, малой чувствительности к нерасчётным возмущениям) и эффективности применения техники в целом, но реализация их затруднена сложностью математического решения, предъявляющего очень высокие требования к характеристикам бортовых вычислительных средств. Тем не менее упрощённые модификации МСП находят применение в системах управления современных ракет. 2.2.2. Формирование программ управления Для формирования программ управления используются либо программные устройства, либо БЦВМ, если она присутствует на борту ракеты. Программные устройства (ПУ) широко применяются для формирования временных программ. Для воспроизведения программы используется её представление унитарным кодом (т.е. последовательностью импульсов, каждый из которых соответствует приращению программного параметра x(t) на некоторую постоянную величину hx, называемую квантом). Существует большое многообразие типов ПУ: механические, электромеханические, электронные. В настоящее время преимущественно используются электронные ПУ, представляющие собой специализированные цифровые вычислительные устройства. Они получили название статических ПУ (СПУ). Статические программные устройства тангажа и скорости соответственно получили название СПУТ и СПУС. Рассмотрим кратко принцип их действия. Для упрощения технической реализации СПУ нелинейная программная функция x(t) подвергается кусочно-линейной аппроксимации (рис.2.4). Узлы аппроксимации и количество участков аппроксимации n выбираются так, чтобы обеспечивалось выполнение неравенства , характеризующего точность аппроксимации (здесь x*(t) – аппроксимирующая кривая, – малая величина, задающая точность аппроксимации). Обычно для СПУТ количество участков =20-30, а величина кванта угл. мин., для СПУС соответственно nV=70-80, а 2,5 м/с. Протяжённость участков обычно различна. Далее весь диапазон изменения x*(t) разбивается на элементарные участки hx, называемые шагом квантования, поскольку каждому приращению hx должно соответствовать появление импульса на выходе ПУ (сигнал на нижнем графике рис.2.4). Частота импульсов fi на каждом участке аппроксимации будет постоянной и пропорциональной скорости изменения программного параметра: . Таким образом, СПУ должно формировать последовательность импульсов, частота и количество которых различны для различных участков, но известны для каждого из них. Такую последовательность можно получить с помощью некоторой эталонной последовательности постоянной частоты f0 (причём f0 > fimax), путём деления её частоты на коэффициенты , вычисляемые заранее по формуле = f0 / fi. Для деления эталонной частоты f0 на коэффициенты используется двоичный счётчик переменной ёмкости. Изменение его ёмкости достигается предварительной (в начале каждого участка аппроксимации) записью в него числа , называемого дополнением, и вычисляемого по формуле: =2p –, где p – число разрядов счётчика. При подаче на вход счётчика импульсов частоты f0 его переполнение будет происходить при поступлении каждого -го импульса (при условии восстановления в нём после обнуления числа ). Частота появления импульсов переполнения, таким образом, будет определяться, как: , и эти импульсы могут быть использованы в качестве программных. Структурная схема СПУ представлена на рис.2.5. Её работа состоит в следующем. Генератор Г выдаёт сигнал переменного тока частоты f0, который формирователем Ф преобразуется в последовательность импульсов той же частоты. Эти импульсы поступают на вход делителя частоты ДЧ, представляющего собой двоичный счетчик с числом разрядов, равным p. В начале каждого (например, i-го) участка аппроксимации в счётчик из регистра делителя частоты Ргдч заносится дополнение . При поступлении на вход счётчика импульсов эталонной частоты происходит его переполнение и он обнуляется. Импульс переполнения, появляющийся на выходе ДЧ, воздействует на Ргдч, обеспечивая восстановление в ДЧ дополнения . Далее рассмотренный цикл повторяется, и так происходит в пределах всего участка. Таким образом, на выходе ДЧ появляется каждый -ый импульс эталонной последовательности, частота их, следовательно, равна fi, и они могут быть использованы в качестве программных. Для перехода от i-го участка к следующему, i+1-му участку необходимо подсчитывать число сформированных на i-ом участке импульсов и, когда оно достигнет заданного значения ni, изменить содержимое Ргдч, записав в него новое дополнение . Эта задача решается с помощью счётчика приращений СП, адресного коммутатора АК и запоминающего устройства ЗУ. Программные импульсы частоты fi подаются на вход СП, представляющего собой двоичный счётчик с числом разрядов, равным r. В начале i-го участка в него заносится дополнение , рассчитываемое так, чтобы переполнение СП происходило при поступлении на его вход ni импульсов частоты fi, т.е. . Импульс переполнения из СП поступает в АК, который обеспечивает выборку из ЗУ соответствующих следующему, i+1-ому участку дополнений и и засылку их в Ргдч и СП соответственно. Таким образом осуществляется переход на каждый следующий участок аппроксимации. СПУ обычно выполняются так, что обеспечивается возможность воспроизведения одной из нескольких различных программ (технологических, боевых и т.д.), хранящихся в ЗУ в виде соответствующих наборов чисел и . Программные импульсы СПУТ подаются на шаговые двигатели программного механизма ИзмУ тангажа, чем обеспечивается поворот основания (базы) датчика угла тангажа на угол . Импульсы СПУС подаются на СрУ системы РКС для вычисления рассогласования скорости ΔVs (на другой вход СрУ поступают импульсы ИзмУ скорости). При наличии в СУ БЦВМ задача формирования программы, естественно, возлагается на неё. В таких случаях обычно используются параметрические программы, например, вида . Характерный вид этой зависимости (для случая БР) показан на рис.2.6. Для воспроизведения этой зависимости используется её кусочно-квадратичная аппроксимация выражением: = am+bmVsy+cm, где am, bm, cm – коэффициенты, постоянные для участка, m – номер участка аппроксимации. На этапе выведения программа обычно содержит четыре участка, длина которых задаётся значениями скорости Vsym. Значения коэффициентов представляются таблицей: Коэффициенты a2, b2, a3, b3, c3, a4, а также Vsуm зависят от условий стрельбы, рассчитываются заранее и вводятся в СУ (в память БЦВМ) в составе полётного задания. Результаты вычислений по приведённой выше формуле образуются в БЦВМ в виде двоичного кода, который используется в самой БЦВМ для сравнения с кодом, соответствующим измеренному с помощью ИзмУт фактическому значению угла тангажа , с целью вычисления рассогласования . 2.2.3. Функционалы управления выведением РН Целью управления выведением (т.е. управления параметрами конца АУП) является обеспечение требуемых параметров орбиты выводимого КА. Известно, что орбита КА и положение КА на ней определяются шестью кеплеровыми параметрами: долготой восходящего узла , наклонением i, фокальным параметром p, эксцентриситетом е, аргументом перигея и временем прохождения перигея . Первые два из них (, i) характеризуют положение плоскости орбиты в пространстве и обеспечиваются выбором момента старта ракеты и работой её системы стабилизации в полёте. Форма, размеры, положение оси абсид и положение КА на орбите определяются остальными четырьмя параметрами. Эти параметры являются функциями координат и скорости РН в момент выключения ДУ (rк, Vк), которые можно представить полярными координатами: величиной радиуса-вектора rк, угловой дальностью , величиной скорости Vк и углом наклона траектории . Таким образом, зависимость параметров орбиты от конечных условий АУП в общем виде можно записать так: e = e ( rк, , Vк, ), p = p ( rк, , Vк, ), =( rк, , Vк, ), = ( rк, , Vк, ). Нетрудно показать, что выполнение условий выведения: e = e р, =0, p = pр, =0, , =0, , =0, обеспечивается только в том случае, если вариации параметров движения в точке окончания АУП будут равны нулю, т.е. будут выполнены следующие четыре условия: 1. , 2. , 3. , 4. , (здесь индексом „р“ обозначены расчётные значения параметров). Обеспечить одновременное выполнение условий 1) – 4) выбором момента выключения двигателя tк практически невозможно (физически это объясняется наличием одного управления , или соответственно , на четыре управляемых параметра). Поэтому СУ строят так, чтобы часть этих условий выполнялась заблаговременно, а выключение ДУ производят в момент выполнения того из условий, которое в наибольшей степени влияет на точность выведения. Можно показать, что таким условием является условие 3): . Так, например, при выведении КА на орбиту с высотами апогея и перигея соответственно равными и ошибка по скорости , т.е. ~0,5% от VкП, приводит к отклонению высоты апогея на 100км и скорости в апогее на 150, в то время как при наличии отклонений углов и орбита лишь несколько поворачивается в своей плоскости, а при наличии отклонения наблюдается эквидистантный сдвиг всех точек орбиты в радиальном направлении и некоторое изменение скорости вдоль орбиты. Для заблаговременного выполнения условий 1), 2), 4) программная траектория выведения планируется так, чтобы конечный её участок совпадал с расчётной орбитой. В этом случае указанные условия будут выполнены с точностью до ошибок работы системы стабилизации. Условие 3) контролируется специальной системой (автоматом выведения), которая выдаёт команду на выключение ДУ в момент его выполнения. Таким образом, функционал управления имеет вид: , (2.1) а его расчётное значение , где Vо – орбитальная скорость в расчётной точке выведения. Использование этого функционала затруднительно с точки зрения технической реализации и потому не всегда оправдано. На практике прибегают к его упрощениям, которые сводятся к переходу в нём от истинной скорости (которая не может быть непосредственно измерена бортовыми измерителями) к кажущейся скорости, и от использования модуля вектора скорости к использованию его проекции на какое-либо направление, т.е. переходят к функционалам вида: , (2.2) где – угол между выбранным направлением и осью OсоXсо начальной стартовой системы координат, или . (2.3) Для управления дальностью полёта головных частей БР используются такие же (при небольшой дальности стрельбы или при наличии высокоточной системы стабилизации) или гораздо более сложные функционалы, что обусловлено более высокими требованиями к точности определения конца АУП БР по сравнению с РН. Как правило, автомат выведения формирует не менее двух команд – предварительной и главной команд на выключение двигателя, но часто на него возлагается задача формирования и других команд: на разделение ступеней, сброс элементов конструкции, промежуточные выключения и включения ДУ и др. Обычно для формирования этих команд используется тот же функционал, что и для определения момента окончания АУП, хотя в некоторых случаях могут использоваться более простые его модификации. 2.2.4. Аппаратурная реализация систем управления дальностью и выведением Комплекс приборов и устройств, предназначенных для управления выключением двигательной установки и отделением головной части, получил название автомата выведения (АВ) – для РН, автомата управления дальностью (АУД) – для БР. Структура и приборный состав АВ (АУД) в значительной степени зависят от вида реализуемого функционала. Этим определяется большое многообразие их схемных решений. Вместе с тем, существует некоторая типовая схема АВ (АУД), которую можно представить так, как показанно на рис. 2.7. В состав АВ (АУД) входят следующие основные устройства. ИзмУ – измерительное устройство, которое служит для измерения проекции кажущейся скорости или кажущегося ускорения на заданное направление (, Х или др.). В настоящее время для этой цели используются измерительные устройства двух типов: позиционные акселерометры (для измерения ) и гироскопические интеграторы линейных ускорений (для измерения или Vs). ВУ – вычислительное устройство, обеспечивающее вычисление текущего значения функционала J и сравнение его с расчётным значением Jр, вводимым в АВ (АУД) в составе полётного задания (ПЗ). Тип и схемное решение ВУ определяются видом реализуемого функционала и типом используемых ИзмУ. В качестве ВУ получили применение электролитические интеграторы (ЭИ), электромеханические счётно-решающие приборы (СРП), специализированные цифровые ВУ, БЦВМ. ЗУ – запоминающее устройство, которое служит для хранения и выдачи в ВУ расчётных значений функционалов Jр. В зависимости от типа ВУ запоминающее устройство выполняется либо в виде отдельного устройства, либо является непосредственно частью ВУ. УФК – устройство формирования команд, которое предназначено для преобразования сигнала сравнивающего устройства ВУ в сигнал управления исполнительными устройствами. УФК обычно представляет собой релейно-логическую схему, обеспечивающую усиление сигналов ВУ по мощности и, кроме того, их логическую обработку (в частности, мажоритирование). ИУ – исполнительные устройства, которые служат для непосредственного воздействия на объекты управления (ОУ), т.е. для выключения ДУ, отделения ГЧ и выполнения других необходимых операций. В качестве ИУ используются элементы разового действия с малым запаздыванием (пиропатроны, пироклапаны, пирозамки и т.п.). 2.2.5. Ошибки управления выведением и пути их уменьшения Точность управления выведением (т.е. точность определения момента окончания АУП) является одним из основных показателей, определяющих эффективность применения ракетно-космических комплексов. Срабатыванием АВ (АУД) по существу заканчивается управление на АУП, и потому погрешности его работы непосредственно влияют на точность достижения конечной цели выведения (если не предусмотрена возможность коррекции траектории на участке пассивного полёта). Рассмотрим основные ошибки выведения. Их можно классифицировать так, как показано на рис.2.8. Ошибки достартовой подготовки включают в себя: ошибки определения координат старта и цели, ошибки подготовки данных на пуск ракеты, ошибки прицеливания и ввода полётного задания и т.д. Они не зависят от работы СУ и основные пути их уменьшения связаны с совершенствованием методов, технологии и качества проведения подготовительных и предстартовых мероприятий. Ошибки пассивного полёта возникают вследствие действия внешних возмущений, основными из которых являются: разброс импульса последействия тяги ДУ, отклонения сил механизма разделения КА и РН, вариации вектора гравитационного ускорения g, не учтённые моделью гравитационного поля Земли, вариации аэродинамических сил и т.д. Случайный разброс импульса последействия тяги ДУ, под которым понимается приращение скорости ракеты после выдачи команды на выключение ДУ, возникающее из-за инерционности ДУ и недетерминированности его характеристик, не может быть уменьшен, но его влияние на параметры конца АУП сводится к минимуму посредством выключения ДУ в два этапа: по предварительной (ПК) и главной (ГК) командам. По ПК, выдаваемой несколько ранее момента достижения расчетной скорости, выключается основной (маршевый) двигатель, но остаётся в работе рулевой двигатель, тяга которого примерно на порядок меньше тяги основного двигателя. В момент достижения расчётной скорости выдаётся ГК, по которой выключается рулевой двигатель. Понятно, что его импульс последействия существенно меньше, чем у основного двигателя, а следовательно, существенно меньше и влияние его разброса на параметры конца АУП. Эффективным способом уменьшения ошибок пассивного полёта является коррекция траектории на этом участке. Этот способ достаточно легко реализуется применительно к КА, и потому находит широкое применение в этих случаях. Для ГЧ БР эффективным (хотя и сложным в реализации) может быть использование самонаведения на конечном участке баллистической траектории. Ошибки управления, непосредственно связанные с работой СУ, делятся на методические и инструментальные. Методические ошибки – это ошибки используемого метода управления. Они обусловлены, главным образом, допущениями, принятыми при обосновании функционала (использованием в нём кажущихся параметров вместо истинных, проекций скорости вместо её модуля и т.п.). Помимо этого, методические ошибки зависят от точности выдерживания программной траектории, ибо очевидно, что чем меньше будут вариации параметров движения, чем ближе будет фактическая траектория к программной, тем меньшим будет влияние принятых допущений на точность управления. Поэтому, основными способами уменьшения методических ошибок являются усложнение функционалов управления и повышение точности работы системы стабилизации. Инструментальные ошибки – это ошибки, обусловленные погрешностями работы приборов АВ (АУД). Инструментальные ошибки приводят к тому, что приборное значение функционала будет отличаться от фактического (), и следовательно, выключение ДУ произойдёт в момент, когда Jприб = Jр, но в этот момент J  Jр. Инструментальные ошибки классифицируются по месту их возникновения и делятся на ошибки ИзмУ, ошибки ВУ, ошибки ИУ. Доминирующими среди инструментальных ошибок являются ошибки ИзмУ. Возможности их уменьшения весьма ограниченны, поскольку уровень конструктивных и технологических решений, достигнутых при разработке и производстве ИзмУ, предельно высок, а возможности использования новых физических принципов их построения практически исчерпаны. Ошибки ВУ при использовании для их реализации цифровых вычислительных средств выбором разрядности последних могут быть уменьшены до любого желаемого уровня. Ошибки ИУ, определяемые, главным образом, запаздыванием их срабатывания, достаточно малы по величине, а накопленная по ним статистика позволяет легко вычислить и затем учесть систематическую их составляющую. Основные пути уменьшения инструментальных ошибок сводятся к следующему. 1. Дальнейшее совершенствование конструкции и технологии изготовления приборов (использование прогрессивных схемных и конструктивных решений, новых конструкционных материалов и новой элементной базы, автоматизация производства, ужесточение контроля и т.д.). 2. Совершенствование методов эксплуатации (автоматизация технологических процессов подготовки приборов и систем к применению, повышение тщательности настройки приборов и т.д.). 3. Расчёт и введение специальных поправок, учитывающих индивидуальные свойства приборов (например, поправок, учитывающих собственные уходы гироприборов, отклонения масштабных коэффициентов акселерометров и др.). Этот метод очень эффективен, получил широкое применение после появления БЦВМ в составе СУ и имеет хорошие перспективы дальнейшего развития и использования. 4. Осреднение сигналов нескольких параллельно работающих систем (каналов) или приборов. Этот метод получил название метода группирования. Суть его можно пояснить следующим образом. В общем случае, при наличии n каналов формирования команды, моменты выдачи команд отдельными каналами из-за присущих им погрешностей будут случайным образом распределены во времени, и нужно установить, по которому (m) из последовательно срабатывающих каналов (n) следует выдать команду на ИУ. Можно показать, что наибольшая точность в смысле равенства нулю математического ожидания разброса моментов выдачи команд каналами ( ) будет иметь место при . Отсюда следует, что n должно быть нечётным, а команду следует выдавать по среднему из последовательно срабатывающих каналов. Если среднеквадратическую ошибку (СКО) одного канала обозначить через , а n каналов – через , то выигрыш в точности, достигаемый при использовании n каналов, будет характеризоваться следующей таблицей: Наиболее целесообразным представляется использование трёх каналов (т.н. „троирование“), поскольку с увеличением числа каналов выигрыш в точности становится все менее ощутимым, а объём аппаратурных затрат значительно возрастает. Выделение рабочей команды производится специальной мажоритарной схемой (её называют также схемой группирования, схемой выбора), логика работы которой в случае трёхканальной структуры представляется следующим логическим выражением: , где: xi – сигнал i-го канала, i = 1,2,3 - номер канала, y – сигнал на выходе схемы группирования. Положительным качеством группирования является одновременное с повышением точности увеличение надёжности работы системы и это обстоятельство часто является определяющим при решении вопроса об использовании этого метода. Метод группирования дорогостоящ, поскольку связан со значительными аппаратурными затратами, поэтому на практике зачастую его применяют не ко всей системе (каналу), а к её части или даже к отдельным приборам, характеризующимся недостаточной точностью или надёжностью работы. Ввиду высокой эффективности метод группирования находит повсеместное применение в СУ современных ракет и КА (не только в АВ или АУД, но и в других системах, в том числе даже в системах непрерывного действия, в которых рабочий сигнал выделяется как средний по величине из вырабатываемых каналами сигналов). 2.3. Системы стабилизации РН 2.3.1. Назначение и структура систем стабилизации Система стабилизации (СС) предназначена для обеспечения устойчивого программного движения ракеты и ликвидации отклонений параметров её движения от программных значений, вызванных действием возмущений. По принципу действия СС является типичной системой программного управления по отклонению (см. п.1.2). СС, как замкнутая система автоматического управления, включает в себя объект управления – ракету, и регулятор, который называют автоматом стабилизации (АС). Качество работы такой системы зависит от того, насколько полно и корректно при проектировании автомата стабилизации учтены динамические свойства ракеты как объекта стабилизации. Изучение динамических свойств ракеты важно и с точки зрения определения возможности декомпозиции задачи стабилизации, т.е. разложения сложного пространственного движения ракеты на простые движения с целью создания для управления ими независимых контуров управления. В общем случае динамическая модель ракеты представляется системой нелинейных дифференциальных уравнений с переменными коэффициентами не ниже двенадцатого порядка. Исследование такой системы весьма затруднительно, исследование аналитическими методами – практически невозможно. Поэтому в качестве модели обычно принимают линеаризованную систему дифференциальных уравнений, записанных в отклонениях от программы. Такая запись уравнений удобна ещё и потому, что указанные отклонения являются управляемыми параметрами в СС. Примем следующие допущения: - ракета является жёстким, твёрдым телом (это минимизирует порядок системы дифференциальных уравнений, т.к. позволяет не учитывать деформации корпуса ракеты и колебания жидкого топлива в её баках); - отсутствует аэродинамическое демпфирование движения ракеты (демпфирующие моменты очень малы даже при движении в области максимальных скоростных напоров); - рулевая сила создаёт только управляющий момент и не влияет на движение центра масс ракеты. Обычно уравнения углового движения ракеты записывают в проекциях на оси связанной системы координат, а уравнения движения центра масс – в проекциях на оси программной системы координат. С учётом этого, а также сделанных допущений, систему линеаризованных дифференциальных уравнений движения можно записать в следующем виде: 1. , 2. , 3. , (2.4) 4. , 5. , 6. , где:  символ дифференцирования (в нашем случае при нулевых начальных условиях совпадающий с оператором Лапласа); (=0), (=0) угловые отклонения ракеты от программного положения; x, y, z  координаты ракеты в программной системе координат (т.е. отклонения центра масс ракеты от программного положения в пространстве); , , - эквивалентные углы отклонения управляющих органов, вычисляемые системой стабилизации; (t), fy(t), ,…fx(t) - возмущающие воздействия; - коэффициенты собственной аэродинамической устойчивости (), в процессе полёта изменяются как по величине, так и по знаку; - коэффициенты эффективности управляющих органов (), в полёте значительно возрастают по величине из-за уменьшения моментов инерции ракеты, связанного с выгоранием топлива; - коэффициенты, учитывающие влияние углового движения ракеты на движение её центра масс (), в полёте также возрастают из-за выгорания топлива и, следовательно, уменьшения массы ракеты; - коэффициенты, учитывающие влияние на движение ракеты вдоль траектории отклонений силы тяги и массы ракеты, вызванных работой системы стабилизации. Из рассмотрения системы уравнений (2.4) следует, что сложное пространственное движение ракеты при сделанных допущениях распадается на четыре независимых друг от друга движения: - движение в плоскости выведения по углу тангажа и координате y  нормальное движение, описываемое уравнениями 1 и 2; - движение в плоскости, перпендикулярной плоскости выведения, по углу рысканья и координате z  боковое движение, описываемое уравнениями 3 и 4; -угловое движение вокруг продольной оси по углу  вращение, описываемое уравнением 5; - поступательное движение центра масс вдоль траектории по координате x – продольное движение, описываемое уравнением 6. Вместе с тем, движения ракеты по углу тангажа и по координате у (аналогично – по углу рысканья и по координате z) –взаимосвязаны. Действительно, угловое движение влияет на движение центра масс, благодаря возникновению при угловых поворотах ракеты поперечных составляющих силы тяги. Это учитывается коэффициентами , , и позволяет управлять движением центра масс путём отклонения тех же управляющих органов, которые используются для управления угловым движением. В последнем, кстати, проявляется обратное влияние движения центра масс на угловое движение: при необходимости создать управляющую силу приходится поворачивать ракету относительно её программного положения. Независимость указанных выше движений позволяет создавать для управления ими независимые контуры управления, каждый из которых включает в свой состав кроме объекта управления (ракеты) соответствующую часть аппаратуры регулятора, называемую каналом. Совокупность этих контуров определяет функциональную структуру системы стабилизации, которую можно представить в виде, показанном на рис. 2.9. Контур управления нормальным движением включает в себя каналы тангажа (кан.Т) и нормальной стабилизации (кан.НС), которые работают на общие УО, формируя эквивалентный угол их отклонения . Контур стабилизации бокового движения имеет аналогичную структуру, включая в свой состав каналы рысканья и боковой стабилизации (кан.Р, кан.БС) и формирует эквивалентный угол отклонения УО . Необходимо заметить, что в силу осесимметричности ракеты нормальное и боковое движения описываются одинаковыми по структуре и параметрам уравнениями (см. уравнения 1, 2 и 3, 4). По этой причине и каналы стабилизации нормального и бокового движений (Т, НС и Р, БС) также имеют одинаковую структуру и параметры. Контур управления угловым движением ракеты вокруг продольной оси содержит один канал – канал вращения (кан.В), формирующий эквивалентный угол отклонения УО . Для управления продольным движением (см. уравнение 6) в качестве управляемого параметра обычно используется проекция кажущейся скорости Vs ракеты на какое-либо направление, чаще всего на её продольную ось. Измеренное значение этой проекции сравнивается с программным Vsп, поступающим от СН, и по рассогласованию скорости формируется отклонение исполнительного устройства , воздействующего на УО, каковым в данном контуре управления является двигательная установка (ДУ). Изменением тяги ДУ достигается сведение к нулю рассогласования скорости. В силу специфичности контура управления продольным движением его обычно не включают в состав АС, выделяя в отдельную систему, которую называют системой регулирования кажущейся скорости (сист.РКС). Часто каналы угловой стабилизации (кан. Т, Р, В) функционально (и конструктивно) объединяют в автомат угловой стабилизации (АУС), который совместно с ракетой образует замкнутую систему угловой стабилизации (СУС). Каналы нормальной и боковой стабилизации при этом рассматривают как систему стабилизации центра масс – систему НС,БС. Рассмотренная структура СС характерна для СУ, реализующих МЖП (в ней имеются управляющие связи по всем параметрам движения). При использовании МГП с параметрической программой вида принципиальная необходимость в каналах НС и РКС отпадает, и они могут отсутствовать (действительно, система РКС может отсутствовать потому, что скорость, являясь аргументом программы, не требует регулирования, а канал НС – потому, что его работа мало добавляет к точности управления, т.к. сам метод наведения предполагает достаточно большой разброс траекторий в плоскости выведения). При использовании систем наведения, реализующих МСП, достаточным, в принципе, является наличие только СУС, поскольку управление параметрами движения центра масс ракеты замыкается в этом случае через систему наведения. Техническую структуру СС рассмотрим на примере СС нормального движения. В соответствии с принципом действия СС, как замкнутой САУ, её структурную схему в общем виде можно представить так, как показано на рис. 2.10. В её состав входят измерительные (ИзмУ), преобразующие (ПрУ) и исполнительные (ИУ) устройства. Рассмотрим кратко их назначение и динамические характеристики. ИзмУТ(Р,В) -служат для измерения угловых отклонений ракеты от программного положения и выдачи в СУ электрических сигналов, пропорциональных этим отклонениям. В качестве ИзмУ каналов АУС используются гироскопические приборы различных типов (гирогоризонт ГГ, гировертикант ГВ, трёхосный гиростабилизатор –ТГС, стабилизатор курса и тангажа –СКТ и др.). С динамической точки зрения гироприборы являются практически безинерционными, поэтому уравнение и передаточную функцию, описывающие их свойства, можно представить в следующем виде: , , где: kг – коэффициент передачи ИзмУ, определяемый крутизной статической характеристики датчика угла. ИзмУНС(БС) –служат для измерения параметров движения центра масс ракеты вдоль оси ОYп (ОZп). Как правило, для этой цели используются маятниковые акселерометры, интегрирующие или позиционные. Маятниковый акселерометр представляет собой довольно сложную замкнутую измерительную систему, поведение которой, строго говоря, описывается дифференциальным уравнением сравнительно высокого порядка. Однако характеристики этой системы выбираются так, что собственные частоты её движения оказываются гораздо выше частот изменения измеряемых параметров движения центра масс ракеты. Это позволяет на частотах измеряемых параметров рассматривать акселерометр как безинерционное звено и описывать его динамические свойства следующим образом: , или для интегрирующего акселерометра; , или для позиционного акселерометра, где: kа –коэффициент передачи акселерометра. ПрУТ(Р,В), ПрУНС(БС) служат для преобразования сигналов ИзмУ в соответствии с принятыми алгоритмами (законами) управления с целью обеспечения требуемых динамических и статических свойств контура стабилизации. Напомним, что под законом управления в ТАУ понимается зависимость управляющего сигнала (в нашем случае управляющих токов iТ(Р,В) или iНС(БС)) от отклонений регулируемых параметров, их производных, интегралов и пр. Вид законов управления, а следовательно, и структура Пр.У, нам пока неизвестны и подлежат обоснованию, т.е. ИУ  предназначены для преобразования сигналов управления, формируемых ПрУ, в механическое перемещение управляющих органов. ИУ в СС называют рулевыми приводами (РП). Рулевой привод представляет собой силовую следящую систему, состоящую из усилителя УРП, рулевой машины РМ и цепи отрицательной обратной связи ЦОС. Его структурная схема показана на рис.2.11. В настоящее время в РП используются рулевые машины двух типов: -электрогидравлические (ЭГРМ) или близкие к ним по принципу действия гидравлические (ГРМ), - электрические (ЭРМ). ЭГРМ (ГРМ) представляет собой силовой гидравлический цилиндр с поршнем, управляемый с помощью золотникового устройства, которое приводится в действие сигналами с выхода УРП. Электрогидравлические (гидравлические) РП способны создавать огромные усилия, при том, что уровень входных сигналов для них весьма невелик, они характеризуются высокой точностью и хорошими динамическими свойствами, однако отличаются большой сложностью и значительной стоимостью. ЭРМ представляет собой электродвигатель (или два электродвигателя) постоянного тока с редуктором. Электрические РП просты по устройству, компактны и дёшевы, однако они требуют входных сигналов большой мощности и не могут развивать больших усилий. По этой причине они, как правило, находят применение на верхних ступенях ракет лёгкого класса, а также в СУ КА. В других случаях используются ЭГРП. Независимо от типа используемой РМ динамические свойства РП с достаточной точностью могут быть описаны дифференциальным уравнением и передаточной функцией следующего вида: , или , где: kП –коэффициент передачи РП; -постоянная времени РП, зависящая от инерционных свойств РМ и нагрузки на её валу; T1 –постоянная времени, зависящая от крутизны скоростной характеристики (т.е. от мощности) РМ, iу -ток управления, iу=iТ+iНС+iВ+…, Часто при упрощённых исследованиях полагают (привод рассматривается как апериодическое звено первого порядка), а в некоторых случаях считают, что и T1=0 (привод рассматривается как идеальное позиционное звено). 2.3.2. Алгоритмы стабилизации ракет. При выборе алгоритмов стабилизации необходимо учитывать требования к СС. Помимо общих требований к бортовым системам, рассмотренных выше, они сводятся к следующему: 1. Обеспечение максимальной точности стабилизации параметров движения центра масс (т.е. точности работы системы НС,БС); 2. Обеспечение необходимых запасов устойчивости на всех этапах полёта с учётом влияния атмосферы, упругих колебаний корпуса ракеты и колебаний топлива в баках, действия помех и возможных отказов в системе. Количественно это требование часто выражают величиной допустимого по условиям устойчивости изменения коэффициентов передачи АС, которая должна составлять ±50%. Обоснование законов управления естественно производить на основе анализа устойчивости и качества замкнутой СС. Положим для простоты, что ракета движется вне атмосферы, т.е. . Будем считать, кроме того, что характеристики ракеты, начиная с рассматриваемого момента её движения, не изменяются (это допущение позволяет считать коэффициенты уравнений и возмущающие воздействия постоянными, а следовательно, даёт возможность пользоваться хорошо известными операторными методами классической теории автоматического управления). Запишем уравнения звеньев системы: , , (, iу=iТ+iНС, , . По уравнениям составим структурно-динамическую схему, которая представлена на рис.2.12. Структуру законов управления можно определить из соображений обеспечения необходимых условий устойчивости. Для этого необходимо получить характеристическое уравнение системы. Свернём сначала малый контур (контур СУС), т.е. найдём его передаточную функцию . Учитывая, что устойчивость линейных систем не зависит от возмущений, положим для простоты =0. Тогда: . Сведя таким образом систему к одноконтурной, найдём её операторную передаточную функцию по возмущению fy: (2.5) Приравнивая знаменатель передаточной функции нулю, получим характеристическое уравнение: =0. (2.6) Необходимым условием устойчивости системы, как известно, является положительность всех коэффициентов характеристического уравнения. Анализируя уравнение (2.6), приходим к выводу, что для выполнения этого требования в структуру передаточных функций ПрУ каналов тангажа и НС должны входить слагаемые, содержащие в качестве сомножителей операторы р в первой и нулевой степенях. Обозначив коэффициенты в передаточных функциях ПрУ индексами, соответствующими переменным, перед которыми они стоят, можем записать искомые передаточные функции и соответствующие им уравнения ПрУ в следующем виде: , или , , или . Для управляющего тока на входе РП можно записать: , (2.8) откуда для случая идеального РП следует: , (2.9) где: - коэффициенты передачи системы по соответствующим параметрам, численно равные произведению коэффициентов передачи всех звеньев каналов АС (например, , и т.д.). Выражение (2.9) представляет собой математическую запись закона управления. Физический смысл его состоит в том, что для обеспечения необходимых условий устойчивости движения ракеты управляющие органы её нужно отклонять на углы, пропорциональные отклонениям регулируемых параметров и их производным. Заметим, что выражение (2.9) определяет минимально возможную структуру закона управления, ибо отсутствие любой из её составляющих нарушает необходимые условия устойчивости и, следовательно, приводит к потере работоспособности СС. Усложнение структуры законов управления возможно и встречается на практике (например, иногда с целью повышения точности вводят в закон управления интеграл от углового рассогласования, возможно введение в него различных нелинейных членов и т.п.). Итак, анализ необходимых условий устойчивости позволил определить структуру законов управления. Для выбора параметров его необходимо учесть достаточные условия устойчивости и качество, прежде всего точность. Наиболее важными, как уже отмечалось, являются требования к точности стабилизации центра масс (к точности системы НС). Будем оценивать точность системы НС величиной статической ошибки по координате у (имея в виду, однако, что такая оценка применительно к этой системе носит только качественный характер). Из передаточной функции (2.5) с учётом выражений (2.7) можем получить: . (2.10) Из этого выражения следует, что для повышения точности стабилизации движения центра масс (для уменьшения статической ошибки уст ) необходимо уменьшать коэффициент и увеличивать коэффициент kу. Очевидно, выбор желаемых коэффициентов ограничен достаточными условиями устойчивости. Для оценки возможностей выбора воспользуемся построением областей устойчивости на плоскости параметров (коэффициентов) закона управления. Поскольку выбору подлежат четыре коэффициента область устойчивости обычно строят на плоскости каких-либо двух из них, например , полагая два других () фиксированными, и наоборот. Наиболее сложным и важным является выбор параметров СУС. Поэтому положим вначале, что система НС отсутствует, т.е. . В этом случае характеристическое уравнение будет иметь вид: . Введя стандартные обозначения для коэффициентов характеристического уравнения: , воспользуемся критерием Гурвица, согласно которому уравнения границ области устойчивости для системы четвёртого порядка представляются в виде: а4 = 0, а3(а1а2  а0а3) – а4 = 0. Подставляя сюда выражения для коэффициентов, окончательно будем иметь: K = 0, - уравнение апериодической границы, - уравнение колебательной границы. Построенные с использованием этих выражений области устойчивости показаны на рис.2.13. Как видно из уравнений границ и построенного графика апериодическая граница совпадает с осью ординат (с осью ), а колебательная граница является параболой, проходящей через начало координат. Запишем выражения для максимальных линейных размеров области устойчивости: ; . Анализируя полученные выражения и графики областей устойчивости, приходим к следующим выводам. 1. Область устойчивости – замкнутая, что, конечно, ограничивает выбор параметров системы. 2. Коэффициент желательно выбирать вблизи нижней границы (т.к. при этом достигается увеличение точности системы НС – см. (2.10)). 3. Увеличение коэффициента сужает область устойчивости. По этой причине с течением времени полёта, когда за счёт выгорания топлива эффективность управляющих органов возрастает, область устойчивости уменьшается (на рис.2.13 кривая 1 построена для момента t1, а кривая 2 – для момента t2, причём >t1). Это может привести к тому, что рабочая точка, выбранная для момента полёта t1 (на рис.2.13 – рт1 c координатами ) к моменту t2 окажется слишком близко к границе устойчивости (см. рис.), или даже вне области устойчивости, что, естественно, недопустимо. Это обстоятельство требует проведения во время полёта программного изменения (коммутации) коэффициентов передачи СУС с тем, чтобы, учитывая изменение границ, перемещать рабочую точку в новое положение, обеспечивающее требуемые запасы устойчивости в течение всего времени полёта (см. рт2 на рис.2.13). 2.3.3. Влияние некоторых неучтённых факторов на выбор параметров СУС. а) Влияние атмосферы. При движении в плотных слоях атмосферы, когда , нижняя граница по смещается вдоль оси абсцисс на величину (см. кривую 3 на рис.2.13). Как отмечалось выше, коэффициент собственной аэродинамической устойчивости ракеты в полёте изменяется как по величине, так и по знаку, что приводит к „плаванию“ нижней границы по . Это очень важно учитывать при выборе и расчёте коммутаций коэффициентов передачи. б) Влияние наличия системы НС. С учётом наличия системы НС, т.е. при , нижняя граница по поворачивается по часовой стрелке на угол α, зависящий от соотношения коэффициентов передачи системы НС: (см. кривую 4 на рис.2.13), что тоже необходимо учитывать при выборе параметров СУС. в) Влияние упругих колебаний корпуса ракеты Силы и моменты, действующие на ракету в полёте, вызывают изгиб её продольной оси, который в пространстве и во времени имеет сложный, колебательный характер. Упругие колебания корпуса вызывают значительные механические напряжения в элементах конструкции ракеты и существенно сказываются на работе СУС. Упругая деформация корпуса определяется так называемой формой упругой линии f(x), т.е. формой, которую принимает продольная ось ракеты (см. рис.2.14а). Форму упругой линии обычно представляют в виде суммы простых форм fi(x), каждой из которых соответствует своя собственная частота колебаний. Эти простые формы называют тонами упругих колебаний и нумеруют. Частота и сложность формы тона тем больше, чем больше его номер. На рис. 2.14б для примера показаны формы двух первых тонов упругих колебаний f1(x) и f2(x). При исследовании и проектировании СС обычно учитывают первые два тона, реже (для больших ракет) - 3-4 тона. Мы ограничимся рассмотрением только I-го тона, т.к. он имеет наибольшую амплитуду колебаний и частоту, близкую к частоте собственного углового движения ракеты, а следовательно, в наибольшей степени влияет на работу СУС. Рассмотрим физическую картину этого влияния (рис.2.15). Пусть ракета (её продольная ось ОХ) отклонилась от программного положения, задаваемого осью ОХп, на некоторый угол . Работа СУС приведёт к повороту УО на угол , а появившаяся при этом рулевая сила Рр создаст момент, стремящийся вернуть ракету к программному положению, и кроме того, будучи приложенной в хвостовом конце ракеты, вызовет изгиб её корпуса. Предположим теперь, что ИзмУ (гироприборы) СУС размещены в верхней части ракеты, например, в точке т.I. В этом случае они будут измерять кроме угла поворота „жёсткой“ ракеты дополнительно и угол ,на который повернётся сечение ракеты, в котором они установлены, за счёт изгиба продольной оси. Таким образом, угол, измеряемый гироприборами будет равен сумме углов и , т.е. . Это приведёт к тому, что УО отклонятся на больший угол, увеличится рулевая сила, а следовательно, возрастёт изгибающий ракету момент. Это повлечёт дальнейшее увеличение угла и т.д. Таким образом, в системе наблюдается как-бы положительная обратная связь по сигналам упругих колебаний, которая приводит к „раскачиванию“ этих колебаний, а следовательно, к потере устойчивости СУС или даже к механическому разрушению ракеты. Рассуждая подобным образом в ситуации, когда гироприборы установлены в нижней части ракеты, например в точке т.II, приходим к выводу, что они в этом случае будут измерять угол , равный разности углов и , т.е. . Из этого следует, что при нижнем расположении гироприборов в системе наблюдается как бы отрицательная обратная связь по сигналам упругих колебаний, которая не вызывает опасений в смысле устойчивости системы. Заметим, что приведённые рассуждения касаются статичной картины, в то время как в действительности имеет место динамический, колебательный процесс. Однако сделанные при этом выводы остаются справедливыми и для этого случая, если вместо знаков углов принимать в рассмотрение их фазы, которые в точках т.I и т.II будут противоположными. Таким образом, мы выяснили, что влияние упругих колебаний корпуса на угловое движение ракеты проявляется, главным образом, за счёт того, что они измеряются ИзмУ СУС и проходят через автомат стабилизации на управляющие органы. При этом если ИзмУ расположены в верхней части ракеты (в т.I) – СУС устойчива, если в нижней части (в т.II) – неустойчива. Эти выводы, строго говоря, нельзя считать абсолютными, поскольку в приведённых рассуждениях не учитывалась инерционность рулевого привода и других звеньев системы. Кроме того, для II-го и более высоких тонов картина может быть совсем иной. Итак, поскольку ИзмУ обычно располагаются в верхней части ракеты (они должны обслуживать все её ступени), необходимо принятие специальных мер для борьбы с вредным влиянием упругих колебаний на работу СУС. Эти меры сводятся к следующему. 1. Уменьшение амплитудно-частотной характеристики АС в диапазоне частот упругих колебаний – амплитудная стабилизация (рис.2.16). На рисунке приняты обозначения: –диапазон частот собственного углового движения ракеты, –диапазон частот упругих колебаний I-го тона: –диапазон частот упругих колебаний II-го тона. Физический смысл метода состоит в том, что система как бы размыкается на частотах упругих колебаний (или эти колебания как бы не измеряются ИзмУ), благодаря чему они не оказывают влияния на работу СУС и затухают сами по себе вследствие потерь энергии на деформацию корпуса ракеты. По этой причине данный метод относят к пассивным способам борьбы с упругими колебаниями. Недостатком метода является техническая сложность обеспечения резкого излома амплитудной характеристики. Поэтому метод непригоден для подавления упругих колебаний I-го тона (их частоты близки к частотам собственного углового движения ракеты), но широко применяется для подавления II-го и более высоких тонов. Метод реализуется включением в состав ПрУ пассивных фильтров низкой частоты. 2. Изменение на частотах упругих колебаний фазовой характеристики АС – фазовая стабилизация (рис.2.17). Физический смысл этого метода состоит в изменении как бы „знака обратной связи“ по упругим колебаниям. Этим достигаются такие фазовые соотношения в системе, при которых УО будут отклоняться в сторону, обеспечивающую подавление упругих колебаний. Таким образом, метод фазовой стабилизации по его сути можно считать активным способом подавления упругих колебаний. Поскольку фазовая характеристика гораздо легче поддаётся деформации, чем амплитудная, метод широко применяется для борьбы с упругими колебаниями I-го тона. Метод реализуется применением в составе ПрУ резонансных R,L,C-фильтров. 3. Использование дополнительных ИзмУ. В этом случае, кроме гироприборов (например, ТГС), на борту ракеты дополнительно устанавливаются датчики угловой скорости (ДУС). Место их размещения по длине ракеты выбирается так, чтобы в системе на частотах упругих колебаний обеспечивались такие фазовые соотношения, при которых осуществлялось бы активное их демпфирование (аналогия с методом фазовой стабилизации). Метод весьма эффективен и широко используется в системах стабилизации больших ракет, у которых диапазоны частот собственного углового движения и упругих колебаний корпуса очень близки, или даже пересекаются. г) Влияние колебаний жидкого топлива в баках. У ракет с ЖРД вес топлива составляет порядка 8090% от стартового веса ракеты. Под влиянием сил и моментов, действующих на ракету в полёте, верхний слой жидкости в баках перемещается (колеблется) так, как это показано на рис.2.18. Это, в свою очередь, оказывает влияние на угловое движение ракеты и на движение её центра масс. Процесс колебаний жидкости – многочастотный. Однако удаётся выделить наиболее существенные, пиковые частоты, называемые тонами. Наибольшее влияние на движение ракеты, а следовательно, и на работу СУС, оказывает I-ый тон, частота которого определяется, главным образом, диаметром бака d и ускорением , с которым движется ракета (частота колеблющейся жидкости тем ниже, чем больше d и меньше ). Анализ СУС с учётом колебаний топлива в баках показывает, что необходимым условием устойчивости системы является опережение по фазе в диапазоне частот колеблющейся жидкости (рис.2.19). На рис.2 19 обозначено: –диапазон частот собственного углового движения, –диапазон частот колебаний жидкости I-го тона, –частота нулевой фазы. Для обеспечения необходимых условий устойчивости требуется, чтобы > При выполнении этого условия устойчивость, тем не менее, обеспечивается не всегда (как правило, „неустойчивыми“ оказываются верхние баки ракеты) и требуется принятие специальных мер. В большинстве случаев эти меры носят характер конструктивных и сводятся к установке в баках различных перегородок: радиальных (рёбер) или поперечных (диафрагм). 2.3.4. Аппаратурная реализация систем стабилизации Рассмотрим этот вопрос для случая непрерывных (аналоговых) систем. В общем случае структурная схема автомата стабилизации одной ступени ракеты может быть представлена в виде, показанном на рис.2.20. В состав АС входят: измерительные устройства системы НС,БС и системы угловой стабилизации, усилительно-преобразовательные устройства (УП) этих же систем, а также рулевые машины (РМ) с датчиками обратной связи (ДОС). ИзмУ и ИУ кратко рассмотрены ранее (см. п.2.3.1). Остановимся подробнее на усилительно-преобразовательных устройствах. УП служат для преобразования сигналов ИзмУ в соответствии с принятыми алгоритмами (законами) управления и усиления их по мощности до уровня, достаточного для управления рулевыми машинами. В состав УП обычно входят УПСУС и УПНС,БС, конструктивно выполняемые в виде отдельных приборов. УПНС,БС, как правило, является общим для всех ступеней ракеты, УПСУС индивидуальны для каждой ступени. УПСУС содержит в своём составе: корректирующие цепи каналов Т, Р, В, усилители рулевых приводов УРП, блоки регулировки нуля БРН и элементы цепей обратной связи. Корректирующие цепи (КЦ) предназначены для реализации закона управления (получения сигнала, пропорционального производной от угла и введения его в закон управления, т.е. для создания опережения по фазе на частотах собственного углового движения ракеты и на частотах колеблющейся жидкости), подавления сигналов упругих колебаний корпуса и помех, а также для коммутации коэффициентов передачи АС. Наибольшее распространение получили пассивные КЦ, выполненные на R,L,C-элементах. Рассмотрим реализацию основных функций КЦ. а) Для введения производной в закон управления применяются пассивные дифференцирующие цепи с передачей пропорциональной составляющей, схема и частотные характеристики которых показаны на рис.2.21. Передаточная функция такой цепи имеет вид: . Как правило, Т1>>Т2, что позволяет считать . б) Для обеспечения фазовой стабилизации на частотах упругих колебаний корпуса используются резонансные R,L,C-фильтры: параллельные (рис.2.22а) и последовательные (рис.2.22б). Фазовая характеристика таких фильтров на резонансной частоте претерпевает резкую деформацию на 1800, что даёт возможность с их помощью сравнительно легко формировать желаемую фазовую характеристику КЦ и канала АС в целом. в) Для амплитудного подавления высокочастотных помех и сигналов упругих колебаний корпуса второго и более высоких тонов используются фильтры низких частот, одна из возможных схем которых приведена на рис.2.23а. Передаточная функция фильтра имеет вид: , а его частотные характеристики показаны на рис. 2.23б. г) Коммутация коэффициентов передачи АС осуществляется с помощью электромагнитных реле, выполняющих необходимые переключения в схеме КЦ. Гораздо большими возможностями, по сравнению с пассивными цепями, обладают активные КЦ, выполняемые на базе операционных усилителей (ОПУ). Такие КЦ используются в УП СС больших ракет. УРП – это, по существу, усилители постоянного тока (УПТ). С целью уменьшения дрейфа нуля, характерного для УПТ, они выполняются по схеме: «модуляторусилитель переменного токадемодулятор» (МУ~ДМ). В качестве М обычно используются магнитные усилители с выходом на переменном токе. У~ и ДМ выполняются на полупроводниковых элементах. Для повышения стабильности характеристик УРП в них широко используются отрицательные обратные связи. В электрических РП, где требуется высокая мощность сигнала на входе РМ, кроме обычных УРП, описанных выше, в контур РП включаются релейные усилители или импульсные преобразователи, отличающиеся большим коэффициентом усиления по мощности. БРН – служат для компенсации дрейфа нуля УРП. Эта операция обычно производится перед стартом ракеты, в некоторых случаях – и перед разделением ступеней. УПНС,БС служат для реализации закона управления, принятого в каналах НС и БС, и включают в свой состав электронную часть акселерометров (усилители с элементами цепей обратной связи), а также интегрирующие устройства, называемые интеграторами скорости (ИС). В качестве ИС находят применение: пассивные интегрирующие цепи; электронные интеграторы, выполненные на базе ОПУ; электромеханические интеграторы (подобные маятниковому акселерометру, но без маятника). С точки зрения точности и надёжности работы предпочтение следует отдать электронным ИС. При наличии в составе СУ БЦВМ функции КЦ в значительной их части, естественно, возлагаются на неё. В этом случае в составе УПСУС остаются только блоки и узлы, реализующие электронную часть РП (УРП, элементы ЦОС, БРН), а в составе УПНС,БС – электронная часть акселерометров. 3. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ 3.1. Общая структура системы управления движением КА 3.1.1. Место СУД в общей структуре управления КА Достижение высокой эффективности применения КА невозможно без качественного управления его полётом. Управление полётом осуществляется с помощью сложной автоматизированной СУ, включающей три уровня иерархии (рис.3.1): Верхний уровень – верхнее звено управления (ВЗУ) – осуществляет формирование целей запуска и задач управления полётом. Средний уровень – наземный комплекс управления (НКУ) – решает следующие задачи: - получение траекторной информации (ТИ) и прогнозирование движения КА в промежутках между сеансами связи; - получение информации обратного канала (ИОК) и телеметрической информации (ТМИ) о процессе функционирования и состоянии КА и его БС; - формирование и передача на борт КА командно-программной информации (КПИ), а также сигналов системы единого времени (СЕВ); - подготовка и передача в ВЗУ обобщённой информации о выполнении целей и задач запуска и управления полётом. Нижний уровень – бортовой комплекс управления (БКУ) – предназначен для управления полётом КА и функционированием его БС. С помощью бортовых ИзмУ БКУ получает информацию о параметрах движения КА и состоянии его БС. На основе этой измерительной информации (ИИ) в БКУ формируются управляющие воздействия (УВ), обеспечивающие выполнение программ и команд управления. Нужно заметить, что чем ниже уровень иерархии, тем выше динамичность процессов и тем выше степень автоматизации управления. БКУ, по существу, строится как полностью автоматическая система (на пилотируемых КА экипаж выполняет лишь отдельные операции по управлению на фоне автоматического выполнения основной массы задач). БКУ, структурная схема которого приведена на рис.3.2, в качестве основных систем включает в себя: - СУ бортовым комплексом (СУБК), - СУ движением и навигации (СУДН), - СУ бортовыми системами (СУБС), - систему контроля и диагностики (СКД), - систему приёма и передачи информации (СППИ), которая подразделяется на бортовую аппаратуру радиоуправления, или как её ещё называют, командную программно-траекторную радиолинию (БАРУ или КПТРЛ) и систему телеконтроля (СТК). СППИ – служит для приёма от НКУ командно-программной информации и сигналов сверки времени (КПИ, СЕВ), а также для передачи в НКУ информации обратного канала и телеметрической информации (ИОК, ТМИ). СУБК – является логическим центром БКУ и осуществляет планирование работы СУДН, СУБС, СТК, СКД в соответствии с командно-программной информацией. СУБК включает в свой состав программно-временные и командно-временные устройства (ПВУ, КВУ), в современных системах – планирующие программы БЦВК, а также бортовые синхронизирующие устройства (БСУ), формирующие сигналы бортового времени с использованием сигналов СЕВ. СУДН – осуществляет управление движением центра масс и угловым движением КА, а также формирование с помощью бортовых ИзмУ навигационной информации (НИ). СУБС – осуществляет управление функционированием специальных и обеспечивающих систем (специальной аппаратуры -СпА, системы электроснабжения –СЭС, системы обеспечения теплового режима –СОТР, системы обеспечения жизнедеятельности –СОЖ и др.) СКД – осуществляет оперативный контроль состояния БКУ, БС, и КА, диагностику неисправностей и управление бортовыми ресурсами (аппаратурными, энергетическими) с целью обеспечения требуемой надёжности выполнения целевых задач запуска. В наземных режимах функционирования БКУ взаимодействует с наземным испытательным комплексом (НИК). Современные БКУ строятся на основе БЦВК. 3.1.2. Задачи и состав СУДН Основные задачи и состав СУДН определяются видами управляемого движения, которые необходимо реализовать для выполнения целевых задач запуска, а также распределением функций между БКУ и НКУ по управлению движением. Все задачи управления можно разделить на две группы: • задачи управления в орбитальном полёте (ОП), который происходит под действием гравитационных сил, • задачи управления на активных участках полёта (АУП), которые формируются под действием, главным образом, негравитационных сил – силы тяги реактивных двигателей, аэродинамической силы. Соответственно этому можно разделять и СУДН на СУДН ОП и СУДН АУП. Состав СУДН поясняется рис.3.3. В ОП основными задачами СУДН ОП являются управление угловым движением КА и орбитальная навигация (управление движением центра масс исключено по определению). Решаются эти задачи с помощью СУ угловым движением ОП (СУУД ОП) и системы автономной навигации ОП (САН ОП). Различают следующие виды управляемого углового движения: • успокоение (гашение начальной угловой скорости КА), • ориентация (придание одной или двум связанным осям КА заданного направления в пространстве), • угловая стабилизация (поддержание заданного положения связанных осей КА в условиях действия возмущений). Для реализации этих движений СУУД ОП решает следующие задачи: • построение базовых систем координат (БСК) и их поддержание, • угловая стабилизация КА в БСК, • управление программными поворотами КА в БСК. В соответствии с этими задачами в состав СУУД ОП входят: система построения БСК (СПБСК), система угловой стабилизации (СУС), СУ программными поворотами (СУПП). СПБСК, как правило, одновременно с построением БСК осуществляет совмещение связанных осей КА с осями этой БСК (т.е. начальную ориентацию КА). САН ОП осуществляет определение навигационных параметров движения центра масс (НПДЦМ) КА в заданной системе координат на любой заданный момент времени полёта. Эта задача решается с использованием результатов измерения параметров движения центра масс КА относительно естественных или искусственных ориентиров или физических полей. Навигационная информация используется для планирования работы КА и его систем, для управления движением КА, а также для коррекции приборной БСК. АУП используются для управления траекторией центра масс КА с помощью силы тяги двигательной установки (ДУ) или аэродинамической силы. Выделяют три основных вида управляемого движения центра масс: • манёвр (целенаправленное изменение или поддержание параметров орбиты КА); • сближение (перемещение КА в заданную окрестность другого КА с целью стыковки, инспекции, перехвата и т.д.); • снижение, или спуск (управляемое движение в атмосфере с целью приземления в заданном районе). Соответственно этим видам движения различают: СУ манёвром (СУМ), СУ сближением (СУСб), СУ снижением (СУСн). В любом из этих случаев для управления траекторией требуется решение следующих задач: -навигации, т.е. определения текущих параметров движения центра масс КА. Навигационная задача перед началом АУП решается с помощью САН ОП и НКУ. На АУП используются специальные системы: инерциальной навигации – при орбитальном манёвре и снижении, измерения параметров относительного движения – при сближении; -наведения, т.е. формирования программ движения центра масс, обеспечивающих достижение заданной области пространства. Задача наведения состоит в решении краевой задачи, как правило, оптимизационной. До последнего времени она решалась только с помощью НКУ, однако с появлением БЦВМ оказалось возможным в ряде случаев перенести решение задачи наведения на борт КА, т.е. решать её с участием БКУ; -стабилизации, т.е. выдерживания с заданной точностью программы движения центра масс КА в условиях действия возмущений. Задача стабилизации включает в себя стабилизацию углового движения и стабилизацию движения центра масс. Для углового движения на АУП характерны большие возмущения. Это требует использования специальных управляющих органов и специальных систем угловой стабилизации (СУС), которые работают совместно с СУУД ОП. Стабилизация движения центра масс на АУП используется для повышения точности ориентации вектора тяги Р и осуществляется с помощью систем НС,БС; -управления режимами работы ДУ. Для этой цели предназначается специальная система – СУРДУ. Эта задача носит пока скорее гипотетический характер. Соответственно рассмотренным задачам СУДН АУП включает в свой состав систему навигации и наведения (СНН), систему стабилизации (СС) и систему управления режимами работы ДУ (СУРДУ), при этом СНН и СС аппаратурно и программно разделяются на соответствующие подсистемы, входящие в состав СУМ, СУСб и СУСн. Часть аппаратуры этих подсистем может быть общей (например, УО, некоторые ИзмУ и др.). 3.2. Системы управления угловым движением КА 3.2.1. Основные требования к СУУД СУУД служат для придания КА заданного углового положения в пространстве, удержания его в этом положении с требуемой точностью в условиях действия возмущений и изменения углового положения КА в соответствии с программой полёта. СУУД КА, так же как и СУДН в целом, принято разделять на две группы: СУУД ОП и СУУД АУП. Последние принципиально мало отличаются от СУС РН и потому далее рассматриваться не будут. СУУД ОП в значительной степени специфичны. Их специфика определяется, прежде всего, составом решаемых в ОП задач (успокоение, построение БСК, ориентация и угловая стабилизация в БСК, выполнение программных поворотов). Кроме того, особенности СУУД ОП определяются такими факторами, как: • малый уровень возмущений в ОП (основные возмущения в ОП создаются реактивными моментами от утечки газов, магнитными моментами от взаимодействия электрических токов с магнитным полем Земли, аэродинамическими моментами, реактивными моментами от перемещающихся внутри КА масс, моментами сил светового давления и т.д.); • большая длительность функционирования; • ограниченность энергетических ресурсов на борту КА; • сильная зависимость требований к СУУД от целевого назначения КА и режимов его функционирования. Поэтому, прежде чем обратиться к изучению СУУД ОП, остановимся на рассмотрении требований, которые к ним предъявляются и которые во многом определяют облик системы в целом. Общие требования, приведённые в п.1.3, нуждаются в конкретизации применительно к СУУД ОП, главным образом, в части требований к качеству управления. Рассмотрим их кратко. Точность. Требования к точности управления угловым движением непосредственно вытекают из требований к качеству выполнения целевых задач и, следовательно, определяются назначением КА. Эти требования примерно можно характеризовать следующими величинами: для КА фоторазведки – 0,1÷0,5 град., для КА радиотехнической разведки – 0,5÷1,5 град., для КА связных, метеорологических, геодезических – 1,0÷5,0 град., для КА ударных, а также для ориентации осей специальной аппаратуры (СпА) - 2÷3 угл. мин., для ориентации панелей солнечных батарей требуется точность не более 8 град и т.д. Требуемая точность по угловой скорости составляет величину порядка 0,001÷0,015 град/с. Быстродействие. Оно определяется, главным образом, угловой скоростью программных поворотов. Сейчас эта скорость составляет 2÷5 град/с, но требуется значительно больше. Энергетическая оптимальность. Это требование обычно формулируется так: для установившихся режимов работы СУУД - минимум расхода энергии на управление при допустимой точности, для переходных режимов – минимум времени переходного процесса при ограничении мощности или расхода энергии. Выполнение ограничений. Ограничения на угловое движение определяются рядом специфических факторов таких, как: недопустимость „засветки“ оптических и инфракрасных датчиков солнцем, ограниченность углов прокачки гироприборов, углов прецессии гироблоков и т.п., время выполнения программных поворотов, допустимые углы отклонения осей КА от программного положения (±10÷15 град.) и т.д. Ограничения по угловой скорости обусловлены конструктивными особенностями измерителей (ДУС). Готовность к применению. Она характеризуется временем, необходимым для приведения СУУД в рабочее состояние после отделения КА от РН или из состояния дежурства на орбите. Это время определяется, главным образом, временем построения БСК и приведения в готовность гироскопических УО (силовых гироскопов). Для гироскопических ИзмУ время раскрутки роторов составляет ~20 мин., для силовых гироскопов – 2-3 часа. В остальном СУУД ОП должны отвечать общим требованиям к системам управления летательных аппаратов. 3.2.2. Уравнения углового движения КА. Типовая структура СУУД ОП Для обоснования структуры СУУД, а в дальнейшем и алгоритмов управления, необходимо располагать уравнениями углового движения КА. Если корпус КА считать абсолютно жёстким и не учитывать перемещение масс внутри него, то динамика углового движения КА может быть описана системой дифференциальных уравнений шестого порядка – уравнениями Эйлера: , , (3.1) , где: моменты инерции КА относительно связанных осей, проекции вектора момента внешних сил М на связанные оси, причём момент внешних сил складывается из управляющего Му и возмущающего Мв моментов, т.е. М = Му+Мв, проекции вектора угловой скорости КА на его связанные оси. Угловые скорости связаны с производными от углов тангажа, рысканья и крена известными кинематическими соотношениями: , , . При малых углах, позволяющих считать sin0, cos1 (здесь ), последние соотношения приводятся к виду: . Если к тому же учесть малость составляющих угловой скорости , то вместо исходной системы уравнений можно рассматривать существенно более простые уравнения вида: , , (3.2) . Таким образом, при сделанных допущениях движение КА по каждому из углов можно рассматривать независимо от движений по двум другим углам, описывая его уравнением: , . (3.3) где - обобщённый угол Как следует из уравнений (3.2), СУУД должна иметь в своём составе три независимых канала управления по тангажу, рысканью и крену, причём вследствие одинаковости уравнений (3.2) по каждому из углов, следует полагать, что одинаковой будет и типовая структура каждого из каналов. Это позволяет в дальнейшем принять к рассмотрению обобщённый угол φ и типовой канал управления по этому углу. По принципу действия СУУД является замкнутой системой программного управления. Её структура может быть представлена в общем виде так, как показано на рис.3.4. Кроме известных, на рис 3.4 приняты обозначения: ДУг –датчик угла (ИзмУ угла), УПЛУ -усилительно-преобразовательное логическое устройство, - угловая координата КА, - угловая скорость, - сигналы ИзмУ (ДУг и ДУС). Использование ДУС в составе СУУД обусловлено практической невозможностью получения информации об угловых скоростях путём дифференцирования сигналов измерителей углов (как это делалось в СС РН) из-за очень малой частоты изменения угловых параметров и нелинейности характеристик датчиков углов. Из рассмотрения структуры СУУД следует, что удовлетворение требованиям, предъявляемым к СУУД, можно обеспечить выбором: • способов создания управляющих моментов (т.е. выбором типов управляющих органов и исполнительных устройств), • способов получения информации о параметрах углового движения ( т.е. выбором БСК и типов измерительных устройств), • алгоритмов управления и способов их технической реализации. 3.2.3. Способы создания управляющих моментов В зависимости от используемых источников энергии способы создания управляющих моментов можно разделить на три группы: • активные (моменты создаются за счёт энергии, запасённой или выработанной на борту КА), • полуактивные (моменты создаются за счёт взаимодействия КА со средой и с некоторыми затратами энергии бортовых источников), • пассивные (моменты создаются только за счёт взаимодействия КА с внешней средой без затрат энергии бортовых источников). Соответственно этому и СУУД разделяются на активные, полуактивные и пассивные. Каждый из способов определяет выбор соответствующих типов исполнительных устройств. 3.2.3.1. Активные способы создания управляющих моментов Среди этих способов выделим основные, которые состоят в использовании: • силы тяги реактивных двигателей, • реактивных моментов двигателей-маховиков, • гироскопических моментов, создаваемых силовыми гироскопами или вращающимся КА. а) Использование силы тяги реактивных двигателей (РД) Линия действия тяги РД в этом случае не должна проходить через центр масс КА, что достигается либо использованием неподвижно установленных и разнесённых относительно центра масс КА РД (их называют управляющими – УРД), либо использованием поворотных камер сгорания маршевых ДУ. Первый из этих способов иллюстрируется рис.3.5 Очевидно, для создания моментов по тангажу требуется включение УРД 1 и 6 или 3 и 4; по рысканью – 2 или 5; по крену – 1 и 4 или 3 и 6. Пара УРД с тягой Р, действующих относительно центра масс на плече l в противоположные стороны (рис.3.5б), создаёт управляющий момент МУ, по величине равный МУ=2Рl. Тяга РД, как известно, определяется следующим соотношением , где: -секундный массовый расход рабочего тела; u –скорость истечения массы из сопла; -секундный весовой расход, ; -удельная тяга, . В качестве УРД могут быть использованы газовые реактивные сопла (ГРС), химические реактивные двигатели (ХРД), электрореактивные двигатели (ЭРД). Для оценки возможностей использования этих РД приведём некоторые их характеристики: Из таблицы видно, что наиболее эффективными являются ЭРД, однако они не находят применения в СУУД ввиду малости создаваемой ими тяги и значительной сложности. Наибольшее практическое использование получили ГРС, работающие на сжатом воздухе или азоте, и ХРД, в частности, жидкостные (одно- или двухкомпонентные). В качестве исполнительных устройств в этих случаях применяются электропневматические (ЭПК) или электрожидкостные (ЭЖК) клапаны. Поскольку тяга УРД не регулируется, единственно возможным режимом их работы является релейный. Типичная статическая характеристика системы «УРД+ЭПК(ЭЖК)» имеет вид, изображённый на рис.3.6а Обычно гистерезисом пренебрегают и рассматривают статическую характеристику в виде, показанном на рис.3.6б. На рис 3.6 приняты следующие обозначения: uср, uотп –напряжения срабатывания и отпускания ЭПК; – номинальное значение управляющего момента; – пороговое напряжение срабатывания и отпускания ЭПК. При необходимости изменения величины управляющего момента, это достигается использованием импульсного режима работы УРД (рис.3.7). В этом случае среднее значение величины управляющего момента определяется очевидным соотношением: , где - скважность импульсов. Теоретически при изменении скважности от 0 до 1 управляющий момент должен линейно изменяться от 0 до , но реально всегда имеет место небольшая зона нечувствительности. Второй способ создания моментов с помощью РД (применение поворотных камер сгорания или поворотных РД) аналогичен используемому на РН и, как правило, реализуется на АУП. К достоинствам УРД следует отнести их конструктивную простоту, возможность создания больших моментов, сравнительно высокую надёжность, к недостаткам – большой вес системы, связанный с необходимостью иметь на борту запасы рабочего тела. б) Использование реактивных моментов двигателей-маховиков Двигатели-маховики (ДМ) создают управляющий момент за счёт перераспределения момента количества движения между корпусом КА и ДМ в системе «КА+ДМ» (рис.3.8). При вращении маховика М с угловой скоростью возникает реактивный момент МДМ , где IМ –момент инерции ДМ. Он приложен к корпусу КА и может быть использован в качестве управляющего. Исполнительным устройством в этом случае является сам электродвигатель ЭД (обычно это асинхронный двухфазный ЭД переменного тока, обладающий хорошей регулировочной характеристикой и постоянством момента в широком диапазоне скоростей). Поскольку МДМ возникает только при изменении скорости , а последняя может изменяться в ограниченных пределах (), управляющие возможности ДМ ограничены вхождением его в режим „насыщения“, когда достигает значения . По этой причине ДМ не может использоваться для гашения значительных начальных угловых скоростей КА и длительного парирования знакопостоянных возмущающих воздействий. В подтверждение сказанному рассмотрим два случая. 1) При Мв=0 уравнение КА с ДМ имеет вид: , (здесь I, –момент инерции и угловая скорость КА). Интегрируя его на интервале Δt, получим: I = IМ, или . Поскольку ограничена значением , ограниченным будет и значение приращения скорости КА . 2) Пусть на КА действует постоянный возмущающий момент Мв = const. В случае его идеальной компенсации двигателем-маховиком имеем: , откуда, интегрируя при нулевых начальных условиях, получим: Мвt = IМ. Из этого соотношения можно найти время tн, в течение которого ДМ в состоянии компенсировать Мв: . Вхождение в режим насыщения является недостатком ДМ как управляющих органов. Для преодоления этого недостатка необходима система сброса накопленного в процессе работы ДМ кинетического момента (система „разгрузки“ ДМ). Она, используя иные источники управляющего момента, например УРД, должна после вхождения ДМ в режим насыщения обеспечить уравновешивание возмущающего момента Мв и реактивного момента ДМ, возникающего при гашении его угловой скорости от до нуля. Для создания управляющих моментов относительно всех трёх связанных осей КА необходима установка на борту КА трёх ДМ, оси вращения которых должны быть параллельны этим осям. Достоинствами ДМ являются высокая точность, возможность восполнения расходуемой энергии. К недостаткам следует отнести наличие режима насыщения, а также перекрёстных гироскопических связей в трёхканальной системе. в) Использование гироскопических моментов силовых гироскопов (СГ) Пусть на КА установлен двухстепенной гироскоп с большим кинетическим моментом Н (H=I, где I, -момент инерции и угловая скорость ротора гироскопа). Предположим, что гироскоп установлен так, что ось подвеса рамы параллельна продольной оси КА ОX, а вектор кинетического момента ротора параллелен оси ОY КА (рис.3.9). Допустим, по оси ОZ на КА действует возмущающий момент . Он вызывает поворот КА с угловой скоростью . Вместе с КА вынужденно поворачивается и гироскоп, что вызывает появление гироскопического момента . Этот момент вызывает прецессию гироскопа вокруг оси рамы с угловой скоростью и, следовательно, поворот рамы на угол . Угловая скорость порождает гироскопический момент , (причём ), проекция которого на ось OZ уравновешивает внешний момент Мвz, обеспечивая, таким образом, силовую гироскопическую стабилизацию КА. При увеличении угла эффективность силового гироскопа падает, а при значении =900 теряется полностью (режим насыщения). В такой ситуации необходимо использовать систему разгрузки, как и в случае применения ДМ. Рассмотренный режим работы СГ называют режимом пассивной гироскопической стабилизации. Он может быть использован только для компенсации внешнего момента и неприемлем для управления угловым движением. Более эффективным является активный режим, для реализации которого СГ, как управляющий орган, включается в контур СУУД с помощью исполнительного устройства в виде прецессионного двигателя ПД (иногда его называют датчиком момента ДМ), устанавливаемого на оси рамы СГ (см. рис 3.9). ПД в соответствии с управляющим сигналом , формируемым УФСУ СУУД, создаёт момент МПД, под действием которого рама СГ поворачивается с угловой скоростью . Это вызывает появление гироскопического момента , разворачивающего КА относительно оси ОZ (важно отметить, что >> - свойство усиления момента гироскопом). Угловая скорость поворота КА определяется равенством , которое вытекает из условия компенсации МПД гироскопическим моментом: . Недостатком такой однороторной системы является наличие реактивного возмущающего момента, действующего на КА при раскрутке ротора, а также появление возмущающего момента в канале рысканья при . По этой причине на практике используются спарки СГ, представляющие из себя два СГ, рамы которых кинематически связаны между собой так, что могут поворачиваться только в противоположные стороны. Роторы этих гироскопов также вращаются в противоположные стороны, чем обеспечивается взаимная компенсация указанных возмущающих моментов и, кроме того, удвоение управляющего момента. Достоинства и недостатки СГ принципиально такие же, как у ДМ, но СГ обеспечивают более высокую точность и большие управляющие моменты, правда, при значительно большей сложности конструкции. г) Стабилизация КА вращением Этот способ основан на свойстве устойчивости гироскопа, в роли которого выступает корпус КА: одна из осей КА, вокруг которой ему сообщается некоторая угловая скорость (на рис. 3.10 это ось ОХ) сохраняет своё направление неизменным в пространстве. Как правило, в качестве такого направления выбирается направление нормали к плоскости орбиты, т.е. направление оси ОZо подвижной орбитальной системы координат. Коррекция этого направления осуществляется действием малых по величине внешних управляющих моментов (например, создаваемых с помощью микроУРД), заставляющих корпус КА прецессировать в нужную сторону. 3.2.3.2. Полуактивные способы создания управляющих моментов Из этих способов рассмотрим два, которые основаны на: • использовании взаимодействия катушки с электрическим током с магнитным полем Земли (МПЗ), • использовании взаимодействия КА с набегающим потоком воздуха. а) Использование взаимодействия катушки с током с МПЗ При пропускании через катушку индуктивности К (рис.3.11) электрического тока iу возникает магнитный момент Мк, направление которого перпендикулярно плоскости катушки, а величина определяется выражением: Мк = Sniу, где: S – площадь витка катушки, n – число витков. При взаимодействии поля катушки с МПЗ, характеризующимся индукцией В, возникает механический момент, который (если катушку жёстко связать с корпусом КА) можно использовать в качестве управляющего. Такое устройство получило название магнитопривода. Момент, создаваемый магнитоприводом, определяется следующим выражением: . Величину векторного произведения в выражении для Му можно записать так: Му = МкВsin, где –угол между векторами Мк и В. Отсюда следует важный вывод: Му зависит не только от управляющего тока iу, но и от положения КА на орбите, т.к. индукция МПЗ существенно изменяется вдоль орбиты (существуют зоны, где = 0 и, следовательно, Му =0 независимо от значения управляющего тока в катушке). Другой вывод состоит в следующем. Поскольку вектор Му всегда перпендикулярен вектору В, т.е. всегда лежит в плоскости, перпендикулярной вектору В, то значит с помощью магнитопривода нельзя создавать управляющие моменты любого направления. Эти недостатки ограничивают возможности использования магнитопривода как самостоятельного управляющего органа. Он находит практическое применение, главным образом, в комбинации с другими УО, например в качестве системы разгрузки ДМ. б) Использование взаимодействия КА с набегающим потоком воздуха Как известно при движении тела, в нашем случае КА, в воздушной среде за счёт взаимодействия его с этой средой возникает аэродинамическая сила R, приложенная к нему в точке, называемой центром давления. Если центр давления не совпадает с центром масс, то поперечные составляющие аэродинамической силы, т.е. подъёмная сила Y и боковая сила Z, создают относительно центра масс аэродинамические моменты, которые можно использовать как управляющие. Поскольку подъёмная и боковая силы возникают лишь при несовпадении продольной оси КА с направлением вектора скорости, т.е. при наличии углов атаки и скольжения , для получения аэродинамических моментов эти углы необходимо создавать. Для этой цели можно использовать УРД или специальные аэродинамические УО (аэродинамические рули), с помощью которых изменяется геометрическая форма КА. Понятно, что использование этого способа создания управляющих моментов возможно лишь на высотах, где влияние атмосферы достаточно ощутимо. 3.2.3.3. Пассивные способы создания управляющих моментов Эти способы основаны на использовании восстанавливающих моментов от действия сил различной физической природы: гравитационных, центробежных, аэродинамических, магнитных, сил светового давления и т.д. Наибольшее практическое применение получили способы, использующие моменты от гравитационных и центробежных сил, а также от сил аэродинамических. Рассмотрим кратко их суть. а) Использование восстанавливающих моментов гравитационных и центробежных сил Предположим для наглядности, что КА выполнен в форме идеальной гантели, т.е. в виде двух точечных масс m1 и m2, причём m1=m2, разнесённых относительно центра масс на равные расстояния (рис.3.12). Центр масс КА движется по круговой орбите с радиусом R с угловой скоростью , где –гравитационная постоянная Земли. Пусть ось гантели отклонена в плоскости орбиты от направления местной вертикали (т.е. от оси ОYо) на угол тангажа . На массы m1 и m2 действуют силы притяжения G1 и G2 и центробежные силы F1 и F2. Известно, что модуль силы притяжения G обратнопропорционален квадрату расстояния r до центра притяжения ОЗ, а модуль центробежной силы F – пропорционален радиусу вращения, в данном случае –r. Графики этих зависимостей представлены на рис 3.13 На массу m1 действует разностная сила G1-F1, направленная к центру Земли ОЗ (т.к.>), а на массу m2 – разностная сила G2F2, направленная от центра ОЗ ( т.к. <). Эта пара сил создаёт относительно центра масс КА момент, стремящийся совместить ось гантели с направлением местной вертикали ОYо. Такое её положение является устойчивым (в отличие от положения равновесия, когда ось гантели горизонтальна). Заметим, что если КА выполнен так, что моменты инерции его относительно связанных осей существенно различны, т.е. , то восстанавливающие моменты действуют по всем трём осям, обеспечивая пространственную ориентацию КА в подвижной орбитальной системе координат. При реальных размерах и формах КА восстанавливающие моменты весьма малы (~10-3 – 10-4 Н·м). Для их увеличения КА снабжается выдвижными штангами с закреплёнными на их концах массами. Существенным недостатком гравитационной стабилизации является очень длительное время успокоения (оно может составлять несколько суток), обусловленное малостью естественного демпфирования колебаний КА. Для его сокращения используют различные демпфирующие устройства (механические, жидкостные, магнитные), например, в виде подвешенного к КА на пружине груза. Демпфирующие устройства обеспечивают уменьшение энергии колебаний КА за счёт расходования её либо на деформацию пружины, либо на преодоление сил вязкого трения, либо на перемагничивание ферромагнитных устройств (в зависимости от типа демпфера), с последующим выделением этой энергии в пространство в виде тепла. Достоинствами гравитационных систем являются их безусловная экономичность, простота, высокая надёжность. К недостаткам следует отнести сравнительно низкую точность (3-5 град.), длительное время успокоения (1-3 сут.), практическую невозможность управлять угловым положением КА. б) Использование восстанавливающих моментов аэродинамических сил Аэродинамические восстанавливающие моменты возникают при взаимодействии статически устойчивого КА с атмосферой. Величина этих моментов тем больше, чем больше степень статической устойчивости КА. Для её увеличения, т.е. для удаления центра давления от центра масс КА, используются аэродинамические стабилизаторы (шаровые или крестообразные плоские, конические). Для пояснения принципа аэродинамической стабилизации рассмотрим случай шарового стабилизатора (рис.3.14). Шаровой стабилизатор (ШС) представляет из себя тонкоплёночную надувную сферу большого диаметра, по сравнению с которой КА имеет гораздо меньшие размеры. ШС связан с КА с помощью фала длиной l. Эти особенности конструкции позволяют с достаточной для практики точностью полагать, что центр масс системы «КА+ШС» совпадает с центром масс КА, центр давления находится в центре сферы, а полная аэродинамическая сила представляется только силой лобового сопротивления Q. Если продольная ось КА ОX не совпадает с направлением вектора его скорости V, т.е. угол атаки , то возникает восстанавливающий аэродинамический момент Ма: , где: сх – коэффициент силы лобового сопротивления шара, S  площадь диаметрального сечения шара, q  скоростной напор, , – плотность атмосферы. Под действием этого момента КА ориентируется по набегающему потоку, т.е. по вектору воздушной скорости. Поскольку естественное демпфирование колебаний системы ввиду разреженности атмосферы невелико, то здесь также возникает необходимость применения искусственных демпферов. Достоинства и недостатки аэродинамической стабилизации те же, что у гравитационных систем. Применение её возможно лишь на высотах, где плотность атмосферы достаточна. Выбор того или иного способа создания управляющих моментов определяется, главным образом, следующими факторами: • видами управляемого движения, которые необходимо реализовать (в первую очередь, необходимостью выполнения программных поворотов), • требованиями к качеству управления, и прежде всего, к точности, • сроком активного функционирования (САФ) КА. Необходимость выполнения программных поворотов (ПП) практически исключает возможность использования полуактивных и пассивных способов создания управляющих моментов. Такие способы могут применяться для КА с большим САФ, которые к тому же не должны изменять своего положения относительно БСК. Из подобных систем на практике получили наибольшее применение гравитационные системы и системы со стабилизацией вращением. Для КА с длительным САФ при необходимости выполнения ими ПП оказывается целесообразным использование ДМ и гиромаховиков (устройств, сочетающих в себе свойства ДМ и СГ) с системой разгрузки. В качестве примеров можно упомянуть КА типа «Метеор», где в качестве УО находит применение комбинация ДМ+магнитопривод+УРД, КА типа «Молния», где используется гиромаховик в сочетании с УРД. Для КА с повышенными требованиями к точности управления и необходимостью выполнения большого количества ПП удобным оказывается применение СГ (силовых гироскопических комплексов – СГК) совместно с УРД, как это сделано на КА типа «Янтарь». При тех же условиях, но при малом САФ вполне возможно ограничиться применением только УРД или газовых реактивных сопел (ГРС), примерами чему служат КА типа «Зенит», «Союз», «Буран» и др. 3.2.4. Виды базовых систем координат и основные типы измерительных устройств СУУД КА Для построения любой БСК на борту КА необходимо располагать измерительными устройствами (ИзмУ), которые либо непосредственно осуществляют физическое моделирование положения осей БСК, либо дают информацию, позволяющую осуществлять её математическое моделирование. Основной БСК, используемой практически на всех КА (наблюдения, связи, метеорологических, геодезических и т.д.) является подвижная орбитальная система координат – ОХоYоZо. Для её построения необходимо определять текущее направление местной вертикали (МВ), что даёт направление оси ОYо, и положение в пространстве плоскости орбиты, что дает направления осей ОZо или ОXо. В качестве построителей местной вертикали (ПМВ) находят применение ИзмУ следующих типов: - инфракрасная вертикаль (ИКВ), - радиовертикаль (или радиовертикаль-высотомер – РВВ). ИКВ строится на принципе сканирования видимого с КА теплового диска Земли, в результате чего определяются отклонения оси сканирования прибора, жёстко установленного на борту КА, от направления на центр этого диска, т.е. от направления МВ. Устранением этих отклонений (за счёт угловых поворотов КА, выполняемых с помощью СУУД) обеспечивается построение МВ и её отслеживание в дальнейшем. РВВ строится на основе использования разностно-дальномерного принципа, при котором радиолокационным методом измеряются дальности до земной поверхности в четырёх симметричных относительно оси антенны РВВ направлениях, и по разности дальностей, измеренных в каждой из двух взаимно перпендикулярных плоскостей, определяются угловые отклонения оси антенны, жёстко связанной с корпусом КА, от направления МВ. Одновременно с этим вычисляется и высота полёта КА. Для работы РВВ (в отличие от ИКВ) требуется предварительная грубая ориентация КА относительно МВ. Построение плоскости орбиты осуществляется с помощью корректируемых от ПМВ трёхстепенных гироскопов, называемых гироорбитантами (ГО). Определение всех трёх углов () ориентации связанной системы координат относительно подвижной орбитальной системы возможно только при совместной работе ГО и ПМВ. Одновременно с построением подвижной орбитальной системы координат обычно решается и задача начальной ориентации КА в этой системе. Для построения инерциальных систем координат, необходимых для реализации АУП, (например, при выполнении манёвров КА), для выполнения ПП и т.п., используются приборы, выполненные на базе свободных трёхстепенных гироскопов (это блоки свободных гироскопов – БСГ, запоминающие гироскопы – ЗГ), а также трёхосные гиростабилизаторы – ТГС. Если ТГС корректировать относительно направления МВ или в зависимости от орбитальной угловой скорости , он обретает способность строить и в течение длительного времени отслеживать положение осей подвижной орбитальной системы координат. Такие ТГС получили название построителя орбитальной системы координат – ПОСК. Для устойчивого управления угловым движением КА необходима информация о его угловой скорости . Для измерения составляющих широко используются датчики угловой скорости (ДУС), выполненные на основе двухстепенных гироскопов. В последнее время получают применение ДУС, построенные и на иных физических принципах: динамически настраиваемые гироскопы – ДНГ, кольцевые лазерные гироскопы – КЛГ, волоконно-оптические гироскопы – ВОГ. Ряд задач полёта КА требуют ориентации его относительно небесных тел (Солнца, Луны, звёзд, планет). Для определения направления на эти светила используются различные оптические датчики: солнечные датчики – СД, звёздные датчики – ЗД, датчики наличия Земли – ДНЗ и т.п. Для измерения вектора индукции МПЗ (с целью использования магнитопривода, например) применяются магнитометры, и в частности, феррозондовые датчики – ФЗД. При выполнении сближения КА требуется управлять угловым положением КА относительно линии визирования (линии, связывающей центры масс сближаемых КА). Для построения такой визирной системы координат и измерения углов ориентации КА в ней используются следящие гиростабилизированные головки самонаведения (ГСН). При движении в атмосфере, например, при снижении, требуется определять угловое положение КА в скоростной (или поточной) системе координат, т.е. измерять углы атаки и скольжения . Непосредственное измерение этих углов при движении в плотных слоях атмосферы чрезвычайно затруднено и в настоящее время таких измерителей нет. При движении в разреженной атмосфере для этой цели используются ионные датчики (ИД). Приведённый краткий обзор ИзмУ, используемых в СУУД КА, показывает, тем не менее, большое многообразие их типов. Поэтому, не рассматривая подробно принципы построения ИзмУ, отметим следующее. Сложность измерителей различных типов различна. Некоторые из них, такие как СД, ДНЗ, ИД и т.п., достаточно просты, другие, как например, ИКВ, ПОСК, ТГС, ГСН, представляют собой сложные электронные или электромеханические системы. В любом случае динамические характеристики этих устройств выбираются при их проектировании так, что на частотах изменения измеряемых параметров эти устройства можно рассматривать как идеальные, т.е. безинерционные, звенья. В таком случае основной их характеристикой является статическая характеристика, показывающая зависимость выходного сигнала от измеряемого угла или угловой скорости. В качестве примеров можно привести наиболее типичные характеристики ИзмУ (рис.3.15): На рис 3.15 приняты обозначения: u1 –номинальное напряжение на выходе датчика, –зона нечувствительности датчика, –граница линейного участка характеристики. Аналогичный вид имеют и характеристики ДУС. Величина зоны нечувствительности может составлять для датчиков углов (2) от десятых долей градуса до десятков градусов, для ДУС () – от 0,002 град/с до 0,015 град./с. 3.2.5. Алгоритмы управления в СУУД Выбор структуры и параметров алгоритмов управления во многом зависит от принятого способа создания управляющих моментов, типа используемых ИзмУ, требований к качеству управления (прежде всего, по точности и экономичности) и возможностей его аппаратурной реализации. Вследствие многовариантности решения этой задачи и, соответственно, многообразия существующих систем, остановимся на рассмотрении наиболее характерных случаев. 3.2.5.1. Алгоритмы управления в СУУД с УРД Поскольку УРД имеют релейные статические характеристики, то управляющие сигналы в СУУД с УРД наиболее просто формировать с помощью логических устройств, реализующих алгоритмы управления вида: , (3.4) где: – управляющий сигнал в канале управления по углу , - управляющая логическая функция, которая может принимать дискретные значения +1, 0, 1 в зависимости от значений , uср - постоянное напряжение, обеспечивающее надёжное срабатывание ЭПК. Связь сигнала с управляющим моментом определяется статической характеристикой системы «ЭПК+УРД» (см. рис. 3.6б), при этом обеспечивается выполнение условия: < uср. (3.5) Общая структура канала управления по углу может быть представлена в виде, изображённом на рис. 3.16. Управляющие моменты по углу разных знаков создаются разными ЭПК+УРД, обозначенными на рисунке индексами „+“ и „“. Для выбора структуры и параметров алгоритмов управления, т.е. управляющей функции необходимо исследовать динамику замкнутого контура управления, которая описывается системой дифференциальных уравнений. Решение этой системы при заданных начальных условиях и возмущениях определяет соответствующие переходные и установившиеся процессы, которые могут быть представлены либо в функции времени, либо в виде фазовых траекторий (в данном случае – в виде зависимостей или ). Система уравнений движения контура СУУД складывается из уравнения углового движения КА и уравнения регулятора. Запишем её так: уравнение КА: , уравнение регулятора: . При записи уравнения регулятора использовано уравнение (3.4) и учтено неравенство (3.5), позволяющее пренебречь зоной нечувствительности ЭПК. Уравнения (3.6) составляют систему нелинейных дифференциальных уравнений второго порядка. Для исследования такой системы удобно воспользоваться методом фазовой плоскости ввиду его простоты, наглядности и точности. Получим для этого уравнение фазовой траектории . Объединяя уравнения (3.6), получим уравнение замкнутого контура: , или , где:  номинальное управляющее угловое ускорение, создаваемое УРД,  возмущающее угловое ускорение. Домножим левую и правую части этого уравнения соответственно на левую и правую части очевидного равенства: и, учитывая что , получим дифференциальное уравнение фазовой траектории: . (3.7) Имея в виду, что функция может принимать только постоянные значения, и полагая = const, проинтегрируем это уравнение. В результате получим уравнение фазовой траектории в виде: , или окончательно: . (3.8) Поскольку обычно >>, возмущающим ускорением во многих случаях можно пренебречь, и уравнение фазовой траектории тогда принимает вид: . (3.9) Видно, что при Ф = ±1 это уравнение является уравнением параболы с вершиной, расположенной на оси абсцисс, и ветвями, направленными влево, если Ф = -1, и вправо, если Ф = +1. При Ф = 0 фазовая траектория является прямой, описываемой уравнением . Обратимся теперь к обоснованию алгоритмов управления. а) СУУД с релейными датчиками угла и угловой скорости Простейшая логика управления может быть сформирована при использовании ДУг и ДУС с релейными характеристиками вида (рис. 3.17): Нанесём на фазовую плоскость (рис. 3.18) линии , (3.10) которые разбивают её на девять областей, и пронумеруем эти области так, как показано на рисунке цифрами в кружках. Каждой области однозначно соответствует определённая комбинация сигналов ДУг и ДУС. Выбор логики управления состоит в том, чтобы каждой комбинации сигналов ДУг и ДУС (т.е. каждой области 1 – 9) поставить в соответствие определённое значение функции Ф, т.е. в конечном счёте определить на фазовой плоскости линии переключения управляющего воздействия. В основу выбора структуры управляющей функции могут быть положены следующие естественные соображения: • если знаки и одинаковы (), т.е. КА, имея отклонение по углу , увеличивает это отклонение, то необходимо приложить к КА управляющий момент , направленный на уменьшение угловой скорости , т.е. в этом случае следует принять: , (а следовательно: ). Таким образом, области 1 соответствует Ф= 1, а области 5 – Ф= +1; • если знаки и противоположны, т.е. КА движется в сторону уменьшения угла по инерции, то управляющий момент в целях экономии рабочего тела можно не прикладывать. Таким образом, в областях 3 и 7 следует положить Ф=0; • в областях 2 и 6, ограничиваемых шириной зоны нечувствительности ДУС, для обеспечения устойчивости углового движения КА необходимо сохранить значения функции , принятые для областей 1 и 5 соответственно; • в областях 4, 8, и 9, где отсутствует информация о значении угла , целесообразно положить =0. Объединим области с одинаковыми значениями управляющей функции . Границы между ними (показаны на рис 3.18 штриховкой) являются искомыми линиями переключения, представляющими собой графическую интерпретацию алгоритма управления. Для анализа динамики системы построим фазовую траекторию, задавшись некоторыми начальными условиями (например, соответствующими т.0 на рисунке) и положив = 0. Фазовая траектория строится методом припасовывания. Координаты точек перехода с участка на участок легко определяются из уравнений фазовой траектории (3.9) и линий переключения (3.10). Под участком здесь и далее будем понимать отрезок фазовой траектории движения при постоянном значении управляющей функции Ф или, что то же самое, при постоянном значении управляющего момента. Фазовая траектория показана на рис.3.18 жирными линиями. Следует обратить внимание на транспонирование т.2 в т.2', что происходит при больших начальных условиях по угловой скорости, когда КА не в состоянии её погасить в пределах полуоборота, и сигнал с ДУг при достижении углом значения меняет знак на противоположный. Как видно из рис. 3.18, процесс стабилизации КА включает в себя два режима: 1. переходный режим (т.), 2. установившийся режим – режим автоколебаний (5→6→7→8→5 и т.д.). Основными характеристиками переходного режима являются его продолжительность (tпер) и расход рабочего тела (Gпер). Эти характеристики легко могут быть вычислены для конкретных начальных условий. Действительно: , где tуi – длительность i-го участка, а n – их число. Длительность участков легко рассчитывается с использованием следующих соотношений: - для участка с работающими УРД: , - для участка с выключенными УРД: . В выражениях (3.11) индексами «у0» и «ук» обозначены значения угла и угловой скорости в начале и в конце участка соответственно. Расход рабочего тела может быть рассчитан по следующей формуле: , где: -полное время работы УРД за tпер. Эти характеристики не позволяют сделать сколько-нибудь общих выводов, кроме одного: характеристики переходного режима сильно зависят от начальных условий, особенно по угловой скорости. Принятая логика управления вынуждает КА при больших значениях угловой скорости (если она на может быть погашена в пределах полуоборота) длительное время совершать вращение по инерции. Именно поэтому часто предусматривается режим успокоения КА, при котором УРД включаются по сигналу ДУС и работают, пока угловая скорость не будет уменьшена до величины его зоны нечувствительности (т.е. пока не исчезнет сигнал ДУС). Основным режимом работы СУУД является установившийся режим. Его характеризуют следующие показатели. Точность. Её принято характеризовать амплитудой автоколебаний по углу . Как следует из рис.3.18 и уравнения фазовой траектории, амплитуда автоколебаний определяется выражением: . Очевидно, для повышения точности угловой стабилизации следует уменьшать зоны нечувствительности датчиков, особенно датчика угла, поскольку первое слагаемое в выражении для является доминирующим. Время цикла (период автоколебаний) – tц. Период автоколебаний определяется суммой длительностей участков, составляющих цикл, т.е.: tц = t5-6 + t6-7 + t7-8 + t8-5. При вычислении этой суммы полезно учесть, что цикл автоколебаний складывается из четырёх одинаковых отрезков, каждый из которых включает в себя участок движения со скоростью в пределах угла и участок движения с постоянным ускорением при изменении скорости в пределах . Тогда, воспользовавшись формулами (3.10), можем записать: . Второе слагаемое в сумме, стоящей в скобках, многократно превышает первое, что позволяет с достаточной для практики точностью пользоваться упрощённым выражением: . Расход рабочего тела за цикл - Gц. Его можно определить как произведение секундного весового расхода на время работы УРД на цикле, т.е.: . Средний секундный расход рабочего тела за цикл - Он определяется как отношение расхода за цикл на время цикла: . Подставляя сюда выражения для и tц получим: . Учитывая, что , окончательно можем записать: . Из анализа характеристик следует важный вывод: повышение точности стабилизации за счёт уменьшения зоны нечувствительности ДУг φ1 неизбежно приводит к увеличению расхода рабочего тела, и наоборот – загрубление системы увеличением делает её более экономичной. В этом находит проявление объективное противоречие между точностью и экономичностью. Рассмотренный нелинейный закон управления является простейшим, однако он нашёл применение в реальной СУУД (в автономной системе ориентации КА типа «Зенит», где в качестве ИзмУ используются релейные солнечные датчики и релейные ДУС, а в качестве управляющих органов – ГРС). Логика управления может быть усложнена с целью улучшения того или иного показателя качества управления. Широкие возможности для этого даёт использование импульсных режимов работы УРД с постоянной или переменной скважностью, использование датчиков с более сложными характеристиками и т.п. б) СУУД с линейными датчиками угла и угловой скорости Пусть СУУД имеет ту же структуру, что в рассмотренном выше случае, но ДУг и ДУС обладают линейными характеристиками (рис.3.19): УРД с ЭПК имеют как и в предыдущем случае релейную характеристику с зоной нечувствительности (см. рис. 3.6б), т.е. система остаётся существенно нелинейной. Если в системе с релейными датчиками зона нечувствительности не играла какой-либо роли (при условии, что обеспечено условие uср > ), то в данной системе величина существенно определяет логику управления. Пусть управляющий сигнал формируется как сумма сигналов ДУг и ДУС: . Примем следующую логику управления: –1, при > , Ф() = 0, при , (3.12) +1, при < – . Уравнения линий переключения в этом случае можно записать так: , . Наклон линий переключения определяется соотношением и : . Наклон фазовой траектории при может быть получен из дифференциального уравнения фазовой траектории (3.7) в виде: , и, как видно, является переменным, т.к. явно зависит от . На линии переключения наклоны равны в точках с ординатами . Нанесём линии переключения на фазовую плоскость и, учтя логику управления (3.12), построим фазовую траекторию для некоторых начальных условий (т.0) при =0 (рис.3.20). До т.2 вид фазовой траектории очевиден. В т.2, если < , то наклон фазовой траектории больше наклона линии переключения, в результате чего наступает скользящий режим, приводящий изображающую точку в т. 3. Если в т.2 окажется, что > , то изображающая точка по параболе перейдёт в верхнюю полуплоскость и далее по прямой на правую линию переключения, где возникнет ситуация, подобная т.2, и т.д. В установившемся состоянии (в т.3 или ей противоположной) , автоколебания отсутствуют и точность выбором и может быть обеспечена достаточно высокой. Но это в идеальной системе. В действительности из-за запаздывания с включением ()и выключением () УРД, как правило, наступает режим двухсторонних автоколебаний при малом значении , т.е. при достаточно большом периоде цикла, а следовательно, при малом расходе рабочего тела . Поясним это графически на примере, допустим, правой линии переключения (рис.3.21). При движении изображающей точки к линии переключения слева с угловой скоростью угол, при котором включаются УРД, из-за запаздывания получает приращение , а после появления сигнала на выключение УРД угловая скорость из-за запаздывания получает приращение . Эти приращения определяются выражениями: и . Условием автоколебательного режима является выполнение равенства: . Такое состояние устанавливается автоматически за счёт изменения и в ходе переходного процесса. Заметим, что наличие зоны нечувствительности и насыщения статической характеристики датчиков приводит к появлению изломов линий переключения, однако общие закономерности остаются такими же. Наличие линейных датчиков угла и угловой скорости даёт возможность использования линейных алгоритмов управления, что, в свою очередь, позволяет повысить точность стабилизации ввиду отсутствия в этом случае автоколебаний. Реализовать такие алгоритмы в СУУД с УРД можно только путём линеаризации существенно нелинейной зависимости управляющего момента от сигнала . Для этой цели наиболее удобно использовать широтно-импульсную модуляцию (ШИМ) управляющего сигнала, а следовательно, и управляющего момента. 3.2.5.2. Алгоритмы управления программными поворотами В системах с логическими алгоритмами управления программные повороты (ПП) могут выполняться простым смещением нуля датчика угла на заданную величину. Фазовая траектория в этом случае имеет вид, аналогичный фазовой траектории при стабилизации с начальными условиями (t0) = –, .Такие алгоритмы просто реализуются, однако не отвечают требованиям максимального быстродействия при заданных ограничениях. При отсутствии ограничений оптимальная по быстродействию фазовая траектория, как известно, включает в себя два участка: участок разгона и участок торможения (рис. 3.22). Граница между участками (угол начала торможения ) определяется из равенства . Обычно вводится ограничение по угловой скорости , что необходимо из-за ограничений по расходу рабочего тела, по диапазону измерений ДУС и т.д. В этом случае фазовая траектория при больших углах кроме участков разгона и торможения содержит участок движения по инерции (при малых углах он может отсутствовать). Условием наличия участка движения по инерции является неравенство: . С учётом того, что максимальные приращения угла на участках разгона и торможения одинаковы и определяются выражением: , это условие принимает вид: > . При наличии участка движения по инерции его начало определяется условием , а окончание - углом начала торможения , который может быть определён из условий: = –, при > 0, = + , при <0. Рассмотренные алгоритмы нетрудно реализовать с помощью БЦВМ. В реальных алгоритмах вычисляется в зависимости от и осуществляется стабилизация на участке движения по инерции. Кроме того, с целью избежать упругих колебаний элементов конструкции, в частности, панелей солнечных батарей, участок торможения выполняют по частям (рис.3.23) в соответствии с заданными значениями и , причём последние рассчитываются в зависимости от значений и . При осуществляется переход на алгоритм стабилизации. 3.2.5.3. СУУД с силовым гироскопическим комплексом Принцип действия силового гироскопа (или спарки двух силовых гироскопов) рассмотрен в п.3.2.3.1в. Совокупность силовых гироскопов, обеспечивающих создание управляющих моментов относительно всех трёх осей КА, называют силовым гироскопическим комплексом (СГК). Структура канала управления по углу СУУД с СГК может быть представлена в виде, показанном на рис 3.24. В отличие от СУУД с УРД динамику КА в этом случае уже нельзя рассматривать отдельно от динамики управляющего органа (СГК). Динамика единой системы «КА+СГК» описывается системой нелинейных дифференциальных уравнений 12-го порядка (6 – по углам ориентации КА и 6 – по углам прецессии СГ), причём все движения взаимосвязаны. В предположении малости углов отклонения КА и углов прецессии СГК исходную систему уравнений динамики можно линеаризовать. При этом система уравнений разбивается на три независимых подсистемы, описывающих динамику каналов управления по каждому из углов. Для канала тангажа, который мы возьмём в качестве примера, линеаризованная система уравнений описывает динамику системы «КА+СГК» (СГК в виде спарки СГ) следующим образом: , -уравнение КА -уравнение СГ, где: IГ – момент инерции рамы СГ относительно оси подвеса. В уравнениях (3.13) вторые слагаемые в левых частях представляют собой гироскопические моменты, причём 2Н =, Н = Мгх (см. п.3.2.3.1в). Исследуя эту систему, рассмотрим три случая. 1). МПД = 0. По уравнениям (3.13) составим структурно-динамическую схему системы (рис. 3.25, обведённое пунктиром и обозначенное цифрой 1). Найдём операторную передаточную функцию системы по возмущению: . Видно, что система «КА+СГК» характеризуется передаточной функцией консервативного звена, и следовательно в ней при наличии возмущающего момента будут наблюдаться незатухающие колебания, амплитуда которых пропорциональна Мв, а частота определяется выражением .Эти колебания обусловлены инерционностью гироузла и для их подавления необходимо охватить гироузел отрицательной обратной связью по угловой скорости (см. на рис.3.25 обведённое пунктиром и обозначенное цифрой 2). Такая обратная связь может быть реализована, например, использованием механического демпфера Д, связанного с рамой СГ. 2) СГК с демпфером В случае идеального демпфера можно считать, что создаваемый им момент равен . Запишем передаточную функцию гирорамы с демпфером: , и найдём передаточную функцию системы по возмущению: . Как следует из передаточной функции, характеристическое уравнение системы имеет нулевой корень, и следовательно, по регулируемой величине, т.е. по углу , система будет апериодически неустойчивой. По угловой скорости при Мв=const будет иметь место статическая ошибка , и таким образом, с течением времени угол будет нарастать: . Если принять за допустимое отклонение по углу от заданного положения величину , то при действии Мв=const система обеспечит стабилизацию КА в течение времени . Если учесть, что Мв достаточно мал, то время стабилизации tстаб может быть значительным. Видно также, что следует выбирать как можно меньшим при условии обеспечения заданного качества переходного процесса. Таким образом, установка демпфера переводит систему из консервативной в колебательную, но управлять угловым положением КА ещё нельзя. Для этого необходимо создать замкнутую систему, реализующую отрицательную обратную связь по регулируемым параметрам. 3) На оси гирорамы устанавливается прецессионный двигатель (ПД), на который от усилителя-преобразователя (УП) подаётся управляющий сигнал, формируемый по показаниям ДУг и ДУС в соответствии с принятым законом управления. ПД создаёт момент МПД, приложенный к раме СГ, под действием которого рама поворачивается с угловой скоростью , что вызывает появление гироскопического момента , приложенного к КА. Учитывая динамические свойства объекта управления – КА, закон управления можно принять в следующем виде: , где: , (см. рис.3.25). Запишем передаточную функцию замкнутой системы (на рис. 3.25 эта система обозначена цифрой 3): . (3.14) Необходимые условия устойчивости удовлетворяются выбором: >0, > – Н. Запишем выражение для статической ошибки по углу: . Из него следует, что для повышения точности управления, т.е. для уменьшения , необходимо уменьшать и увеличивать Н и . Оценим возможности выбора этих параметров построением областей устойчивости. Воспользовавшись передаточной функцией (3.14), запишем характеристическое уравнение системы: . В соответствии с критерием Гурвица уравнения границ области устойчивости получим в виде: для апериодической границы: , для колебательной границы: . Построим области устойчивости на плоскости параметров (рис. 3.26). На рисунке принято: Н2 > Н1, > . Как следует из уравнения колебательной границы, угол её наклона определяется выражением: . Анализируя последнее выражение и графики на рис.3.26, сделаем некоторые выводы: - увеличение расширяет область устойчивости. При не выполняются необходимые условия устойчивости. Значит, при данном законе управления демпфер принципиально необходим. Но с другой стороны, увеличение увеличивает ошибку . Таким образом, требования к противоречивы. Этот параметр следует выбирать минимально возможным из допускаемых условиями устойчивости. • увеличение Н также расширяет область устойчивости и способствует к тому же повышению точности управления. Кинетический момент Н следует выбирать максимально возможным. • увеличение IГ уменьшает область устойчивости, однако уменьшение IГ ограничивается требованиями необходимой жёсткости конструкции СГ. Разгрузка СГК с помощью УРД осуществляется следующим образом. При углах прецессии включается канал стабилизации на УРД, а на ПД СГК подаются управляющие сигналы, обеспечивающие прецессию гироблоков с постоянной угловой скоростью к исходному положению. Возникающие при этом гироскопические моменты являются возмущающими и компенсируются с помощью УРД. При достижении < сброс кинетического момента прекращается. 3.3. Системы управления движением центра масс КА 3.3.1Системы управления манёвром КА 3.3.1.1 Виды манёвров. Программы управления. Программные уставки Манёвром называют управляемое движение центра масс КА, в процессе которого целенаправленно изменяются параметры орбиты КА, т.е. выполняется переход КА с одной орбиты на другую или осуществляется поддержание параметров орбиты близкими к заданным. Необходимость манёвров определяется назначением КА. Так, например, для связных КА требуется поддержание периода обращения и наклонения орбиты, для КА наблюдения – уменьшение высоты полёта над представляющим интерес районом с последующим возвратом на исходную орбиту, для возвращаемых КА – сход с орбиты с целью снижения и посадки, и т.д. Для выполнения манёвра к КА необходимо приложить силу, создать которую в условиях космического полёта можно только с помощью двигательной установки (ДУ). В зависимости от характера приложения этой силы различают манёвры, выполняемые: • кратковременным включением достаточно мощной ДУ (т.н. импульсные манёвры), • длительным действием ДУ малой тяги (т.н. непрерывные манёвры). Импульсные манёвры проще в реализации и потому находят преимущественное применение. Остановимся на их рассмотрении. Различают одноимпульсные и многоимпульсные манёвры. Характерным для одноимпульсных манёвров является наличие общей точки у начальной и конечной орбит, каковой является точка приложения импульса тяги. Это обстоятельство ограничивает область их применения, которая тем не менее достаточно обширна (поворот плоскости орбиты, коррекция периода обращения, коррекция межпланетной траектории, сход с орбиты для снижения и посадки или, наоборот, для перехода на межпланетную траекторию и т.д.). Для перехода КА на орбиту, не имеющую общих точек с исходной, требуется создание не менее двух импульсов тяги. В любом случае для выполнения манёвра должна быть рассчитана программа управления. Её содержанием для импульсных манёвров является величина и направление требуемого приращения скорости ΔV и момент его создания t0. Расчёт программ управления, состоящий в решении краевой задачи, как правило, оптимизационной, весьма сложен. Он облегчается использованием т.н. импульсного подхода, в соответствии с которым тяга ДУ принимается бесконечно большой, а продолжительность его работы, следовательно, –бесконечно малой. Это позволяет считать, что изменение скорости происходит мгновенно при неизменных координатах центра масс КА. В этом случае программный вектор ΔVп и момент приложения импульса t0 могут быть определены с помощью соотношений кеплеровской теории в аналитическом виде, либо в результате несложного итерационного процесса. В качестве критерия оптимальности при расчёте программ обычно принимается , а параметрами оптимизации являются момент t0 и направление ΔVп. Известны расчётные формулы для целого ряда одноимпульсных манёвров (изменения высот апогея НА и перигея НП, аргумента перигея ωП, периода обращения Т, поворота плоскости орбиты и др.), а также для некоторых двух- и трёхимпульсных манёвров (например, для хомановского перехода между компланарными круговыми орбитами). Программы управления задаются на борту в виде уставок. При известных ΔVп и t0 программные уставки могут быть приближённо определены следующим образом. Если ориентацию вектора тяги ДУ, направленного вдоль продольной оси КА, принять совпадающей с направлением вектора ΔVп, то вектор направляющих косинусов положения продольной оси КА находится как . Отсюда нетрудно определить программные углы , требуемой ориентации продольной оси КА в инерциальной или какой-либо иной системе координат. Программная продолжительность АУП Тп = tвык.п - tвкл.п определяется из условия . При величина этого интеграла определяется по формуле Циолковского: , где mн - масса КА в начале манёвра. Отсюда находим . Время начала АУП (момент включения ДУ) tвкл.п рассчитывается из условия: , которое определяет момент tвкл.п так., чтобы приращение скорости от работающего двигателя до момента t0 («») было равно приращению скорости после этого момента («+»,см. рис3.27). Выключение ДУ можно было бы производить по времени его работы в момент tвык.п = tвкл.п +Тп, однако такое управление привело бы к значительным ошибкам из-за разброса тяги ДУ. Поэтому момент выключения tвык определяют как момент набора необходимой величины решением уравнения: . Итак, программа манёвра задаётся следующими уставками: • tвкл.п - время включения ДУ, • - углы ориентации вектора тяги, • - приращение кажущейся скорости. Для многоимпульсных манёвров такой набор уставок рассчитывается для каждого импульса. В большинстве практических случаев программные уставки рассчитываются на земле, в НКУ, и затем передаются по командной радиолинии на борт КА. С появлением БЦВМ открылась возможность решать эту задачу на борту, что безусловно делает управление КА более оперативным и гибким. 3.3.1.2. Система отработки программных уставок Система отработки программных уставок представляет собой собственно систему управления манёвром (СУМ). Система управления манёвром включает в себя две подсистемы: • систему управления импульсом (СУИ), • систему стабилизации (СС). СУИ служит для включения ДУ в заданный момент и выключения её по достижении требуемого приращения скорости. СС предназначена для стабилизации вектора тяги Р, жёстко связанного с продольной осью КА, в заданном направлении. Типовая структурная схема СУМ представлена на рис.3.28. На рисунке, кроме уже известных, приняты следующие обозначения: ПВУ – программно-временное устройство, БА - блок автоматики, РД - рулевые двигатели. Рассмотрим кратко состав и работу СУИ и СС. Система управления импульсом. Включение ДУ осуществляется по сигналу ПВУ tвкл.п через БА. Из ПВУ в ИзмУСУИ передаётся уставка . В процессе работы ДУ ИзмУСУИ измеряет текущее приращение кажущейся скорости ΔVs, сравнивает его с программным значением ΔVsп и в момент их равенства формирует сигнал tвык на выключение ДУ. Этот сигнал отрабатывается БА, выключающим ДУ. В качестве ИзмУСУИ широко применяются гироинтеграторы линейных ускорений (ГИЛУ) с установленным на оси прецессии (оси наружной рамы) контактно- кулачковым устройством (рис.3.29). Уставка ΔVsп реализуется в виде угла разворота контактной группы КГ относительно кулачка К, причём = kГИΔVsп (здесь kГИ - коэффициент передачи ГИЛУ). После включения ДУ ГИЛУ начинает прецессировать с угловой скоростью = kГИ и после поворота его на угол (т.е. после достижения ΔVsп) кулачок замкнёт контакты КГ, которые сформируют команду tвык и БА выключит ДУ. Реализация СУИ возможна и с помощью других средств. Вместо ГИЛУ, например, можно использовать струнные акселерометры, а вычисление текущего приращения скорости и сравнение его с программным значением осуществлять с помощью БЦВМ. Система стабилизации. Она во многом аналогична СС ракетной ступени, содержит три канала стабилизации (по тангажу, рысканью и крену) и включает в свой состав ИзмУСС, усилитель-преобразователь УП и рулевые машины РМ. В качестве ИзмУСС часто используют блок свободных гироскопов (БСГ). Он представляет из себя совокупность двух трёхстепенных астатических гироскопов, помещённых в общий корпус так, что один из них измеряет углы тангажа и крена , а другой – угол рысканья . Прицеливание БСГ осуществляется разворотом КА с помощью СУУД ОП на программные углы и при заарретированных гироскопах БСГ. В момент включения ДУ они разарретируются и „запоминают“ требуемое положение осей КА. При отклонении КА от программного положения с датчиков углов БСГ снимаются сигналы, пропорциональные этим отклонениям. Функции и структура УП аналогичны УП РН. В СС обычно используются линейные алгоритмы управления вида: , . Их реализация обеспечивается преобразованием сигналов датчиков углов с помощью пассивных корректирующих цепей. В качестве РМ обычно применяются электрические РМ. Электронная часть рулевых приводов конструктивно включается в состав УП. Существенным для СС является вопрос обеспечения точности. На АУП на КА действуют значительные возмущающие силы и моменты, обусловленные перекосом и эксцентриситетом тяги, которые приводят к отклонению вектора ΔVs от требуемого направления. Для компенсации влияния возмущений могут быть использованы следующие способы: • введение интегралов от углов и Δψ в алгоритмы управления: , . При таком способе повышения точности действие возмущающей силы не компенсируется. • использование каналов НС и БС. Алгоритмы управления при этом принимают вид: , . Такое управление обеспечивает компенсацию как возмущающего момента, так и возмущающей силы. Если требования к точности не слишком жёстки или невелико время АУП, можно принять kl = 0. Реализация системы НС,БС, конечно, усложняет СУМ, поэтому для управления орбитальными манёврами она, как правило, не применяется, и используется лишь там, где требования к точности высоки, например, при проведении коррекций межпланетных траекторий. 3.3.2. Системы управления сближением КА 3.3.2.1.Общие понятия. Методы сближения Сближение необходимо для решения целого ряда задач, таких как: • доставка на орбитальные станции (ОС) экипажей и грузов, • сборка тяжёлых ОС из отдельно доставляемых на орбиту блоков, • спасение экипажей в аварийных ситуациях, • инспекция или перехват КА. Ряд задач, которые принципиально могут быть решены без использования сближения, при его применении решаются более эффективно (например, посещение Луны). Требования к системе управления сближением (СУСб) определяются решаемой при этом задачей, например, спасение экипажей требует от СУСб максимального быстродействия, доставка на орбиту грузов – минимума расхода топлива и т.д. Один из участвующих в процессе сближения КА является маневрирующим, активным – будем называть его просто «КА», второй, с которым осуществляется встреча, обычно является пассивным, его будем называть космическим аппаратом –целью «КЦ». КА снабжается сближающе-корректирующей двигательной установкой (СКДУ), на нём размещается основная часть аппаратуры СУСб. Цель должна иметь СУУД и ответную часть радиотехнической измерительной системы (РТИС). В большинстве практических случаев КЦ движется по близкой к круговой орбите. Это существенно упрощает (по сравнению с общим случаем) описание и исследование относительного движения сближаемых КА. В дальнейшем будем предполагать именно этот случай. Операцию встречи делят обычно на четыре этапа: • выведение КА в зону „видимости“ КЦ. Оно осуществляется либо непосредственно РН, либо с промежуточной орбиты с помощью СУМ. Конечные условия этапа составляют: по дальности до цели –– десятки километров, по относительной скорости – Vотн – десятки м/с; • дальнее сближение. На этом этапе осуществляется основное сокращение расстояния до цели при одновременном уменьшении величины относительной скорости. Конечные условия этапа составляют по дальности – сотни метров, по относительной скорости – единицы м/с; • ближнее сближение (причаливание) имеет своей целью одновременное сведение к нулю дальности и относительной скорости Vотн; • стыковка, под которой понимают механическое, электрическое и иное соединение КА и КЦ в единую систему. Наибольший интерес в рамках данной темы представляют этапы дальнего и ближнего сближения. Они имеют много общего в принципах управления, но отличаются требованиями и приборной реализацией. При дальнем сближении обычно используется СКДУ большой мощности и основным требованием к системе является её экономичность. При ближнем сближении для управления движением центра масс КА используются неподвижно установленные на нём двигатели малой тяги (т.н. «координатные» двигатели, или двигатели причаливания и ориентации – ДПО). Основным требованием к системе на этом этапе является точность. Принцип действия СУСб, её структура и характеристики процессов управления зависят от принятого метода сближения. Существующие методы сближения можно объединить в две группы: • методы сближения по свободным траекториям (МССТ), • методы сближения по линии визирования (МСЛВ). Методы сближения по свободным траекториям основаны на рассмотрении сближения как манёвра перехода КА с орбиты на орбиту, согласованного по времени с движением цели. Такой переход может быть выполнен посредством импульсной коррекции орбиты. Методы сближения по линии визирования основаны на коррекции (импульсной или непрерывной) движения КА относительно и вдоль линии, связывающей центры масс КА и КЦ, т.е. линии визирования. МССТ характеризуются высокой экономичностью, но не могут обеспечить высокой точности сближения. МСЛВ, напротив, отличаются хорошей точностью (по существу они реализуют принцип самонаведения), но требуют более значительных затрат топлива. Вследствие этого МССТ целесообразно использовать на этапе дальнего сближения, в то время как МСЛВ оказываются предпочтительнее на этапе причаливания. 3.3.2.2. Управление на этапе дальнего сближения На участке дальнего сближения, когда дальность до КЦ значительна и составляет десятки километров, управление осуществляется приложением к КА нескольких импульсов тяги. Количество импульсов и точки их приложения определяют схему сближения. При выборе схемы сближения необходимо учитывать требование её энергетической оптимальности и ограничения на время сближения. Известно, что энергетически оптимальной при круговых компланарных орбитах КА и Ц является двухимпульсная схема хомановского перехода, показанная на рис.3.30. Для реализации этой схемы начальный фазовый угол должен быть вполне определённым. Требуемое его значение может быть достигнуто в результате „ожидания“ КА на своей орбите или путём перевода КА на специальную фазирующую орбиту приложением одного или двух импульсов тяги. Таким образом, возможны два основных варианта схемы сближения: - двухимпульсная без фазирования, - трёх- или четырёхимпульсная с фазированием. Выбор варианта может быть произведён путём вычисления и сравнения обобщённых показателей качества J1 –для первой схемы и J2 –для второй, учитывающих как суммарные затраты топлива, выраженные в виде характеристической скорости , так и время сближения Тсб. Схема без фазирования выбирается при выполнении условий: < , или < . В других случаях выбирается схема с фазированием. Примером такого решения задачи является СУСб КА «Союз-Т». Поскольку начальный фазовый угол φ0 может не соответствовать хомановскому переходу, то для двухимпульсной схемы и для завершающей части схемы с фазированием расчёт импульсов ΔV0 и ΔVт производится в соответствии с методом свободных траекторий. Задача расчёта импульсов решается в относительных координатах в подвижной орбитальной системе координат, связанной с целью. В этой системе относительное движение КА описывается линеаризованными уравнениями вида: где: –орбитальная угловая скорость цели, ax, ay, az –управляющие ускорения, создаваемые СКДУ или ДПО, x, y, z –относительные координаты КА (составляющие вектора ), -составляющие относительной скорости Vотн. Эта система имеет аналитическое решение, которое при ax=ay=az=0 в векторной форме можно представить в общем виде так (здесь и далее для упрощения формы записи индекс „отн“ в обозначении относительной скорости будем опускать): (t)= (, V0, t), V (t)= V (, V0, t). В точке встречи при заданном t = tт относительная дальность должна быть равна нулю. Это возможно, если начальная относительная скорость будет вполне определённой, требуемой V0тр. Используя первое из уравнений (3.13), запишем уравнение, которое позволяет её определить: (, V0тр, , tт)=0. Разрешая его относительно V0тр, получим: V0тр= V0тр(, tт). Теперь нетрудно определить импульс ΔV0: ΔV0= V0тр– V0, где V0- фактическая начальная относительная скорость. Если требуется обеспечить нулевую относительную скорость в точке встречи, то значение импульса ΔVT может быть определено из условия: ΔVт= –V(, V0тр, tт). Таким образом, импульс ΔV0 обеспечивает выравнивание координат, а импульс ΔVт - выравнивание скоростей КА и Ц (см. рис.3.31). Свободным параметром является время сближения Тсб=tт – t0. Выбор Тсб может быть произведён на основе решения оптимизационной задачи в одной из двух постановок: 1. , при Тсб Тсб.доп , или 2. minТсб , при . Оптимизационная задача решается обычно на этапе выбора схемы сближения. 3.3.2.3. Управление на этапе ближнего сближения Метод сближения по свободным траекториям, как уже отмечалось, не может обеспечить необходимой точности сближения при малых дальности и относительной скорости V. Поэтому в окрестности цели используют более точные методы сближения по линии визирования, близкие по сути к методам самонаведения. Из них практическое применение получил метод параллельного сближения. Рассмотрим его суть. В окрестности цели относительное движение КА можно представить как сумму двух движений: • вдоль линии визирования КА – КЦ, т.е. вдоль вектора ; • по нормали к линии визирования в плоскости, содержащей вектора и V. Эту плоскость будем называть плоскостью относительного движения (разные авторы её называют также плоскостью сближения, плоскостью наведения). Кинематика относительного движения КА в этой плоскости поясняется векторной диаграммой, представленной на рис.3.32. На рисунке приняты обозначения: V–относительная скорость; –радиальная (вдоль линии визирования) составляющая относительной скорости, =; Vn –нормальная к линии визирования составляющая относительной скорости. Уравнения относительного движения удобно представить в сферических координатах с началом в центре масс цели, или, при рассмотрении его в плоскости относительного движения, в полярных координатах: где: , аn –управляющие ускорения, создаваемые СКДУ или ДПО. –угловая скорость поворота линии визирования, = Vn / ρ. Суть метода параллельного сближения состоит в следующем. С помощью управляющего ускорения аn (т.е. с помощью тяги Р, направленной против Vn) обеспечивается сведение к нулю нормальной скорости Vn, а следовательно и угловой скорости . Задача управления в результате этого становится одномерной (второе уравнение вырождается) и сводится к выбору такого управляющего ускорения , которое обеспечило бы одновременное сведение к нулю и . При таком управлении линия визирования перемещается в пространстве, оставаясь параллельной самой себе (рис. 3.33) На точку встречи и время сближения в этом случае никаких ограничений не накладывается. При использовании этого метода для управления на этапе дальнего сближения (КА «Союз»), управляющие ускорения и аn создаются одним и тем же двигателем – СКДУ, установленным по продольной оси КА. Это усложняет реализацию метода по сравнению с этапом причаливания, где используются координатные двигатели (ДПО), поэтому рассмотрим именно этот более сложный случай. Управление на этапе дальнего сближения осуществляется следующим образом. 1) вначале КА ориентируется продольной осью вдоль линии визирования в направлении к КЦ и включением СКДУ создаётся определённая скорость < 0, т.е. осуществляется разгон КА в направлении цели; 2) затем КА разворачивается в плоскости относительного движения на 900, т.е. устанавливается продольной осью по нормали к линии визирования, и включением СКДУ обеспечивается гашение нормальной скорости (стабилизация линии визирования); 3) после этого КА вновь ориентируется продольной осью по линии визирования, но в направлении от цели и включением СКДУ осуществляется коррекция продольного движения, т.е. торможение с целью уменьшения ; 4) далее операции 2) и 3), чередуясь, повторяются до момента встречи КА и КЦ. Важным для организации чередования нормальных и продольных коррекций является вопрос определения их периодичности. Определяющим в этом является условие = 0, поэтому для определения периодичности коррекций необходимо проанализировать поведение в промежутках между нормальными коррекциями. После проведения нормальной коррекции можно положить = 0 и уравнение продольного движения рассматривать в виде: . Интегрируя его при начальных условиях , (так мы обозначим значения фазовых координат в момент t0 окончания нормальной коррекции) и принимая t0= 0, получим: или с учётом знака : . Поделим обе части равенства на и возведём в квадрат: (3.14) Из закона сохранения момента количества движения следует: . Перепишем это равенство в виде: . (3.15) Приравнивая правые части выражений (3.14) и (3.15) и разрешая относительно ωЛВ, получим: График этой зависимости показан на рис.3.34. Из анализа полученного выражения и графика (t) следует, что после проведения нормальной коррекции угловая скорость линии визирования нарастает, причём её направление совпадает с направлением угловой скорости , оставшейся после проведения нормальной коррекции. Поскольку тяга СКДУ не регулируется, для управления нормальными коррекциями целесообразно использовать релейный закон управления вида, показанного на рис.3.35а. Такой закон управления обеспечивает удержание величины ωЛВ в диапазоне между заданными предельными значениями . Процесс стабилизации ωЛВ можно представить в виде графиков, показанных на рис.3.35б, где приняты обозначения: Δtнк –интервал нормальной коррекции, Δtпк –интервал для выполнения продольной коррекции и программных поворотов, Тц=Δtнк+Δtпк –время цикла управления нормальным и продольным движениями. Частота нормальных коррекций по мере сближения возрастает. Чтобы избежать чрезмерного „сгущения“ нормальных коррекций, значения и изменяются в зависимости от оставшейся дальности до цели (система„загрубляется“), при этом учитываются требования минимизации расхода энергии, время программных поворотов, ошибки измерения . Задача управления продольным движением сводится к выполнению условия в точке встречи с целью. При 0 уравнение продольного движения записывается в виде . Для его анализа и выбора алгоритма управления удобно воспользоваться методом фазовой плоскости. Для обеспечения одновременного сведения к нулю и линия переключения должна проходить через начало координат фазовой плоскости . Простейшей является прямая , где k –постоянный коэффициент, (см. рис.3.36). Поскольку тяга ДУ не регулируется, то выше линии переключения следует принять , а ниже линии переключения – . Фазовая траектория строится в соответствии с известным уравнением (см. уравнение 3.9): . Левая полуплоскость из рассмотрения исключается, т.к. не может быть отрицательным. Попадание изображающей точки в область ниже линии переключения крайне нежелательно: если в этом случае наклон фазовой траектории окажется меньше наклона линии переключения, возникнет аварийная ситуация, когда скорость сближения не сможет быть сведена к нулю к моменту встречи (см. пунктирную траекторию от т.2 на рисунке). Таким образом, задачей выведения КА является попадание изображающей точки в область, расположенную выше линии переключения. Построим фазовую траекторию для некоторых начальных условий, например, соответствующих т.0. Вначале это будет отрезок параболы от т.0 до т.1 (участок разгона КА), после т.1, если наклон фазовой траектории оказывается больше, чем наклон линии переключения, в системе устанавливается скользящий режим, в процессе которого изображающая точка, двигаясь вдоль линии переключения, приходит в начало координат. Понятно, что реализовать такой процесс практически невозможно, особенно при использовании одной и той же СКДУ для проведения как продольных, так и нормальных коррекций, которые должны чередоваться с периодичностью Тц. С учётом этого обстоятельства оказывается целесообразным „расщепить“ линию переключения на две (рис.3.37): одна из которых, нижняя, соответствует включению СКДУ для торможения, а вторая, верхняя, - выключению СКДУ. Из построенной на рисунке фазовой траектории видно, что после участка разгона следует процесс, состоящий из чередующихся участков торможения и движения по инерции (с постоянной скоростью ), при этом изображающая точка удерживается внутри коридора, образованного линиями переключения, который и приводит её в начало координат. Угол между линиями включения и выключения выбирается из условия обеспечения требуемых значений Тц. Наклон линии выключения выбирается с учётом располагаемой тяги СКДУ, расхода топлива и общего времени сближения. Так как с уменьшением дальности уменьшается и скорость , то теоретически время сближения может быть бесконечным. С целью его ограничения продольные коррекции прекращаются при выполнении условия . При больших дальностях линии переключения принимаются горизонтальными с тем, чтобы ограничить , а следовательно, и расход топлива. Таким путём достигается компромисс между расходом топлива и продолжительностью сближения. Управление на этапе причаливания отличается от рассмотренного тем, что вместо СКДУ для создания управляющих ускорений и аn используются координатные двигатели (ДПО), что позволяет проводить нормальные и продольные коррекции независимо друг от друга и, следовательно, исключить необходимость угловых поворотов КА, оставляя его ориентированным вдоль линии визирования стыковочным узлом навстречу цели. 3.3.2.4. Аппаратурная реализация СУСб Структура аппаратных средств СУСб КА типа «Союз» представлена на рис.3.38. Основная часть аппаратуры СУСб размещается на активном КА, меньшая часть – на КЦ. Корректирующие импульсы тяги для управления продольным и нормальным движениями создаются на КА с помощью СКДУ, а на этапе причаливания – с помощью ДПО. ДПО используются также для выполнения программных поворотов и для стабилизации КА во время работы СКДУ. Для стабилизации КА при неработающей СКДУ используются менее мощные, чем ДПО, двигатели ориентации ДО. На КА-цели имеются только ДО, которые используются для управления её угловым положением. Параметры относительного движения измеряются с помощью радиотехнических комплексов РТК-1 и РТК-2, составляющих радиотехническую измерительную систему (РТИС). С помощью РТИС («Игла», «Курс»‚ «Мера») обеспечивается получение информации об относительной дальности (фазовым методом), относительной продольной скорости (доплеровским методом), составляющих угловой скорости линии визирования в нормальном и боковом направлениях , , углах рысканья и тангажа КА в визирной системе координат, связанной с целью, а также об угле относительного крена . Для измерения составляющих абсолютной угловой скорости КА используются блоки ДУС (БДУС). Формирование сигналов управления угловым движением КА осуществляется блоком управления угловым движением (БУУД) по сигналам РТК-1 и БДУС. Управляющие сигналы нормальных коррекций формируются блоком управления нормальным движением (БУНД), продольных коррекций – блоком управления дальностью (БУД). Управление угловым движением цели осуществляется с помощью БУУД, который формирует управляющие сигналы на ДО по информации РТК-2 и БДУС. В СУСб КА типа «Союз-Т» функции БУУД, БУНД, БУД выполняет БЦВМ. Визирная система координат строится в соответствии с алгоритмами бесплатформенных инерциальных систем по сигналам БДУС с коррекцией от РТК сигналами угловой скорости линии визирования и . 3.3.3.Системы управления снижением КА 3.3.3.1. Требования к траекториям снижения. Способы управления снижением Траекторию снижения после схода КА с орбиты ИСЗ можно разбить на три основных участка (рис.3.39): 1. внеатмосферный участок (1 – 2), 2. участок снижения в атмосфере (2 – 3), 3. участок посадки (3 – 4). Граница между первым и вторым участками является условной. Обычно её определяют по заданной величине продольной перегрузки nx, которую испытывает КА при входе в атмосферу: , где –баллистический коэффициент, . Эту величину обычно принимают равной nхвх = 0,02 – 0,04, что соответствует высоте входа в атмосферу Нвх = 100 – 80 км. Граница между вторым и третьим участками определяется заданной высотой Н. Траектория внеатмосферного участка и, следовательно, параметры движения КА при входе в атмосферу (угол наклона траектории и скорость Vвх) полностью определяются точкой приложения (т.1), величиной (ΔVт) и направлением () тормозного импульса. Зависимость некоторых характеристик участка снижения (дальности снижения L, отсчитываемой от следа точки входа в атмосферу до точки посадки, времени снижения tсн и максимальной перегрузки nxmax) от параметров тормозного импульса иллюстрируется графиками, показанными на рис.3.40. Как видно из рис.3.40б, если принять , то требования к точности системы управления снижением (СУСн) могут быть менее жёсткими. При снижении в атмосфере колоссальная кинетическая энергия КА гасится за счёт сопротивления атмосферы, что приводит к большим перегрузкам n, сильному нагреву конструкции , необходимости рассеивания больших теплопотоков . На эти параметры накладываются ограничения, обусловленные прочностью конструкции, возможностями аппаратуры и экипажа, качеством материала теплозащиты, её массой и т.д. Наиболее существенной является зависимость этих параметров от величины угла наклона траектории , показанная (качественно) на рис.3.41. Допустимый диапазон значений угла определяет т.н. „коридор входа“ по углу наклона траектории. Левая граница коридора, кроме величины интегрального теплопотока , определяется условием „захвата“ КА атмосферой, правая – допустимыми значениями температуры и перегрузки nxmax. Ширина коридора зависит от высоты исходной орбиты, скорости входа и аэродинамических характеристик КА. Обычно . На внеатмосферном участке снижения функции СУСн состоят в управлении лишь угловым движением КА для того, чтобы обеспечить ориентированный его вход в атмосферу с заданным углом атаки (так, например, для орбитального корабля типа «Буран» величина < 300 приводит к разрушению фонаря кабины, а при > 410 происходит обгорание кромки двигателя). Ограничение угла атаки необходимо и на атмосферном участке для минимизации массы теплозащиты, ограничения температуры и поперечных перегрузок q, q. Траектория КА в атмосфере, кроме начальных условий в точке входа, определяется, главным образом, действием аэродинамических сил. Это позволяет использовать их в качестве управляющих сил и, изменяя их величину и направление, формировать и корректировать нужным образом траекторию снижения с целью приведения КА к заданной точке посадки. Аэродинамические силы, в частности, подъёмная сила Y и сила лобового сопротивления Х, как известно, определяются следующими выражениями: где , , где , в которых: су, сх – коэффициенты подъёмной силы и силы лобового сопротивления, - производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки, зависящая от числа Маха М. Отношение подъёмной силы к силе лобового сопротивления определяет т.н. аэродинамическое качество К: =К(М,), которое играет важную роль в формировании траектории КА и зависит от компоновки КА, скорости и высоты полёта и угла атаки. В зависимости от величины качества К различают: • баллистический спуск, • аэродинамический спуск. Баллистический спуск характерен для КА сферической формы, у которых К 0. Траектория снижения в этом случае практически полностью определяется параметрами тормозного импульса. Управление возможно только за счёт изменения силы лобового сопротивления (т.е. баллистического коэффициента ) путём изменения площади миделя S и (или) коэффициента сх. На практике используется управление изменением только для гашения скорости КА с помощью парашютной системы на участке посадки. Баллистический спуск, хотя и не обеспечивает высокой точности, тем не менее используется достаточно часто (например, для КА типа «Зенит», «Восток»‚ «Янтарь» и др.) Аэродинамический спуск предполагает управление качеством К. Изменение величины качества требует изменения угла атаки в значительных пределах, что неприемлемо из-за ограничений. Поэтому угол атаки изменяют в соответствии с определённой программой , которая обеспечивается путём балансировки КА. Для объектов с малым качеством (например, для КА типа «Союз», у которого качество К 0,2-0,3) балансировочный угол атаки создаётся за счёт смещения центра масс относительно оси симметрии КА (рис.3.42). Как следует из рисунка, условие балансировки КА (т.е. условие, при котором линия действия полной аэродинамической силы R, приложенной в центре давления, проходит через центр масс КА), записывается в виде: , где lx , ly – плечо действия силы лобового сопротивления и подъёмной силы соответственно. Из этого соотношения нетрудно получить уравнение для определения балансировочного угла атаки: Для объектов самолётной схемы (типа ОК «Буран») программный (или балансировочный) угол атаки создаётся с помощью аэродинамических управляющих органов (балансировочных щитков, воздушного тормоза). Примерный вид зависимости показан на рис.3.43. Управление движением центра масс при = и К=Кбал осуществляется за счёт изменения угла крена (рис.3.44). При задании некоторого угла крена по оси ОYV скоростной системы координат действует эффективная подъёмная сила Yэф=Ycos, а по оси ОZV – эффективная боковая сила . Можно говорить и об эффективном аэродинамическом качестве Кэф, которое определяется как: . Управление дальностью L до расчётной точки посадки можно обеспечить за счёт изменения модуля угла крена , т.к. cos –функция чётная. Управление боковым отклонением при этом может быть только релейным, за счёт изменения знака угла крена sign. Изменение угла крена в соответствии с заданной программой обеспечивается с помощью СУУД. При этом для КА с малым аэродинамическим качеством (КА типа «Союз») используются УРД, для КА самолётной схемы (типа ОК «Буран») используются УРД совместно с аэродинамическими УО (элевонами, рулём направления). Для КА самолётной схемы с целью улучшения качества управления в области высоких скоростных напоров q дополнительно используется управление по углу атаки, который может изменяться в небольших пределах Δα относительно программного угла αп (). Программа по углу крена на атмосферном участке снижения должна обеспечивать приведение КА в область с заданными параметрами, соответствующими началу участка мягкой посадки. Для КА с малым качеством участок снижения заканчивается на высоте ввода в действие парашютной системы, точность посадки при этом, конечно, не может быть высокой. Для КА типа ОК участок снижения также заканчивается на заданной высоте (Н=20км), ниже которой осуществляется управление посадкой „по-самолётному“. 3.3.3.2. Алгоритмы и системы управления снижением Задача наведения при снижении в атмосфере состоит в формировании программного угла крена , обеспечивающего требуемую точность выведения КА в область начальных параметров траектории посадки при удовлетворении ограничениям по перегрузке nх, температуре и теплопотоку . Решение этой задачи может осуществляться в соответствии с одним из двух принципов: • программного наведения, • терминального наведения. Рассмотрим случай программного наведения, реализованный на КА типа «Союз». При программном наведении формируется в виде известной функции времени и параметров движения, т.е. используется параметрическая программа, т.к. использование более простой временной программы неэффективно из-за существенных разбросов параметров атмосферы и ошибок отработки тормозного импульса. Определяющей зависимостью параметров движения при снижении является профиль продольной перегрузки в функции скорости nx(V). Поэтому заданную заранее временную программу по углу крена целесообразно корректировать в функции рассогласования фактической продольной перегрузки nх относительно программной nхп(V): , где: - рассогласование перегрузки, , –временная программа по углу крена, а –коэффициент, значение которого определяется по формуле: , а0 –номинальное значение коэффициента. Очевидно, если знаки рассогласования перегрузки Δnх и производной от него совпадают (т.е. модуль нарастает), то а = а0 и, следовательно, управление (в виде корректирующей добавки к программному углу крена) вводится. Если же знаки Δnх и противоположны, то а = 0 и, следовательно, управление не вводится. Программа по углу крена корректируется, кроме того, в зависимости от „промаха“ при входе КА в атмосферу, возникающего из-за ошибок отработки тормозного импульса. Для прояснения этого вопроса рассмотрим более подробно траектории снижения КА (рис.3.45). На рис.3.45 фактическая траектория снижения обозначена цифрами 1-2-3-4-5-6. Т.1 соответствует моменту включения тормозного двигателя, т.2 – моменту его выключения. В т.3 происходит отделение спускаемого аппарата (СА) и начинается его программный поворот по тангажу для ориентированного входа в атмосферу. Перед входом в атмосферу осуществляется поворот СА по крену на программный угол . Т.4 соответствует моменту входа в атмосферу, который фиксируется как момент достижения продольной перегрузкой значения nх=0,04. В т.5 вводится в действие парашютная система и начинается участок мягкой посадки, заканчивающийся в момент приземления в т.6. Время движения до входа в атмосферу отсчитывается от т.3. Границы области допустимых траекторий снижения определяются траекториями, обозначенными на рисунке цифрами 1-2'-3'-4'-5-6 и 1-2"-3"-4"-5-6. Расстояние между точками т.4' и т.4" характеризует пространственный промах при входе в атмосферу (точнее, его максимальное значение). Пространственному промаху соответствует временной промах Δt, который определяется разностью Δt=tф – tр, где: tф –фактическое время движения СА до входа в атмосферу, tр –расчётное время, за которое принимается время движения на участке 3'-4'. Оно вычисляется согласно выражению tр=t0 +Δtп, в котором t0 есть время, рассчитанное для номинальной орбиты, а Δtп –это поправка, учитывающая фактические параметры орбиты (рассчитывается в НКУ и передаётся на борт КА по радиолинии). В зависимости от временного промаха программа корректируется следующим образом: , где: 0(t) –опорная программа по углу крена, причём 0(t) =600, Δ –постоянное число, Δ =250, -коэффициент поправки, учитывающий временной промах в следующей форме: , где Δtmax –максимальное значение временного промаха (Δtmax=50c.). Профиль перегрузки nxП(V), формируемый в функции путевой скорости V, также корректируется в зависимости от Δt: nxп(V) = n0xп(V)+Δnxп(Δt), где: n0xп(V) –расчётный профиль перегрузки, Δnxп(Δt) –поправка, учитывающая временной промах. Рассмотренные алгоритмы управления реализуются в СУСн, функциональная схема которой представлена на рис.3.46. СУСн включает в себя две подсистемы: систему наведения (СН) и систему стабилизации (СС). СН служит для формирования программного угла крена и работает следующим образом. С помощью акселерометра А, ось чувствительности которого ориентирована по продольной оси КА, измеряется продольное кажущееся ускорение , пропорциональное продольной перегрузке nx. Эта информация поступает на интегратор И, на индикатор входа ИВх, а также на суммирующее устройство СрУ1 для вычисления рассогласования перегрузки. Сигнал с выхода интегратора И, пропорциональный путевой скорости Vs, подаётся на вход блока формирования программной перегрузки БФПП, с выхода которого снимается информация о nxп(V), сформированная с учётом поправки на промах Δnхп(Δt), и поступающая затем на то же суммирующее устройство СрУ1. Последнее вычисляет рассогласование перегрузки Δnx и передаёт его на вход формирователя закона управления ФЗУ. ФЗУ осуществляет вычисление корректирующей добавки аΔnx к программному углу крена, которая передаётся в СС на вход суммирующего усилителя У. Фактическое время движения до входа в атмосферу tф измеряется с помощью временного механизма ВМ и индикатора входа ИВх. ВМ включается по команде разделения Кразд и отсчитывает время до прихода сигнала от ИВх. Этот сигнал формируется в ИВх в момент, когда nx достигает значения 0,04. Вычисленное таким образом фактическое время tф подаётся на вход сравнивающего устройства СрУ2, где сравнивается с расчётным временем tр, поступающим из программно-временного устройства ПВУ, в котором оно хранилось с момента поступления его по командной радиолинии из НКУ. Вычисленный СрУ2 сигнал временного промаха Δt передаётся в блок временного коэффициента БВК, где вычисляется учитывающая этот временной промах корректирующая поправка к программному углу крена. Эта поправка передаётся в СС на датчик угла крена ДУК. СС обеспечивает отработку программного угла крена, вычисленного СН. В её состав входят: датчик угла крена ДУК, датчик угловой скорости ДУС, усилитель У, исполнительные (ЭПК) и управляющие (УРД) органы. ДУК, в качестве которого используется свободный трёхстепенной гироскоп, измеряет фактический угол крена , суммирует его с опорным программным углом и с корректирующей поправкой , формируя таким образом сигнал рассогласования: Δ(t) = –1п(t) + . Этот сигнал поступает на вход усилителя У, где суммируется с сигналом ДУС, измеряющего скорость изменения угла крена , и с сигналом корректирующей добавки аΔnх, поступающей с выхода ФЗУ. Таким образом, усилитель У формирует полный сигнал управления следующего вида: , где: F –логическая управляющая функция от . Сигналы с выхода У поступают на ЭПК, которые управляют работой УРД, обеспечивающих программное изменение и стабилизацию угла крена КА. Для управления угловым движением КА по углам тангажа и рысканья на внеатмосферном участке полёта используются дополнительные устройства (свободные гироскопы тангажа и рысканья, ДУС, усилители, ЭПК и УРД, входящие в состав СС, но на рис.3.46 не показанные). 4.БОРТОВЫЕ ЦИФРОВЫЕ УПРАВЛЯЮЩИЕ КОМПЛЕКСЫ РН И КА 4.1 Состав и назначение средств БЦУК Работа большинства бортовых систем ЛА связана с необходимостью выполнения большого количества вычислительных и логических операций по обработке информации. Для этой цели в каждой системе может применяться (что и было до недавнего времени) своё аналоговое или цифровое вычислительное устройство (ВУ). Такое использование вычислительных средств характеризуется низкой эффективностью по следующим причинам: - многие задачи решаются эпизодически или всего лишь один раз за время полёта, и необходимые для этого ВУ большую часть времени бездействуют, - характерная для этих ВУ структурная реализация алгоритмов влечёт увеличение их сложности при усложнении алгоритмов, - затруднена, а зачастую практически невозможна реализация алгоритмов, соответствующих современному развитию науки, и как следствие, невозможно достижение высокого качества управления, - такие ВУ характеризуются большими габаритами, массой, энергопотреблением. Возросшие требования к точности и оперативности управления, надёжности и эффективности обработки информации потребовали замены отдельных ВУ (назовём их специализированными ВУ – Спец.ВУ) единой вычислительной системой на базе бортовой ЦВМ. БЦВМ имеют структуру, близкую к структуре универсальных ЦВМ, и представляют из себя ВУ с программной реализацией алгоритмов. Этим объясняется малая зависимость их характеристик (веса, габаритов, энергопотребления) от объёма и сложности реализуемых алгоритмов, а следовательно , высокая эффективность их применения (на одних и тех же аппаратных средствах можно реализовать различные алгоритмы). Для сравнительной оценки Спец.ВУ и БЦВМ на рис 4.1 качественно показана зависимость сложности аппаратных средств тех и других (выраженная, например, количеством образующих их элементов) от сложности реализуемых алгоритмов (которую , к примеру, можно характеризовать количеством содержащихся в них элементарных операций). Обращает на себя внимание наличие пересечения графиков, которое говорит о том, что для решения сравнительно простых задач использование Спец.ВУ оказывается более предпочтительным (например, фильтрация помех и сигналов упругих колебаний корпуса РН с помощью пассивных корректирующих цепей), однако по мере усложнения алгоритмов преимущества БЦВМ становятся неоспоримыми. Системы управления (или БКУ), в которых в качестве основного средства реализации алгоритмов используется БЦВМ, принято называть бортовыми цифровыми управляющими комплексами (БЦУК). Таким образом: БЦУК - это комплекс аппаратных и программных средств, предназначенных для управления движением ЛА и работой его бортовых систем, а также для контроля функционирования бортовой аппаратуры в полёте и в наземных режимах подготовки ЛА к запуску. К аппаратным средствам, определяющим техническую структуру БЦУК, относятся БЦВМ, измерительные и исполнительные устройства, являющиеся по отношению к БЦВМ внешними абонентами (ВнАб), а также устройства сопряжения ВнАб с БЦВМ. Под программными средствами (или средствами программно-математического обеспечения - ПМО), в части своей определяющими алгоритмическую структуру БЦУК, понимают совокупность алгоритмов, программ, инструкций, описаний, обеспечивающих функционирование БЦУК во всех режимах, а также автоматизацию технологических процессов разработки управляющих алгоритмов и программ. Аппаратные и программные средства в процессе функционирования БЦУК представляют единое неразрывное целое. 4.1.1. Состав аппаратных средств БЦУК Структура БЦУК, в принципе, является достаточно универсальной и лишь в некоторой степени зависит от типа ЛА, объёма и сложности решаемых задач, особенностей ВнАб, характеристик и структуры используемой БЦВМ. Типовая структура аппаратных средств БЦУК представлена на рис.4.2. БЦВМ является центром обработки информации и формирования сигналов управления. Через устройства ввода (УВв) и вывода (УВыв) БЦВМ связана с большим числом ВнАб, к которым относятся ИзмУ и ИУ СУД и БС, датчики и ИУ СКД, датчики и накопители СТК, КПТРЛ, БСУ, и т.д. – общее количество ВнАб может достигать нескольких сотен. УВв и УВыв обычно объединяют в единое устройство ввода-вывода – УВВ, которое часто называют также устройством обмена (УО) С большинством ВнАб обмен информацией необходимо осуществлять в реальном масштабе времени. В наземных режимах функционирования БЦУК в качестве ВнАб выступают входные и выходные каналы цифровой наземной аппаратуры (ЦНА), построенной на основе наземного цифрового вычислительного комплекса (НЦВК). Часть ВнАб допускает непосредственную связь с БЦВМ (входные абоненты с цифровым выходом, выходные абоненты с цифровым входом), другая часть (соответственно абоненты с аналоговыми выходами и входами) требует применения специальных входных и выходных преобразователей (ВхП, ВыхП). Устройства ввода и вывода, показанные на рисунке, включают в себя: - устройства аналого-цифрового и цифро-аналогового преобразования информации, т.е. входные и выходные преобразователи (иногда они выполняются и в виде отдельных устройств); - согласующие устройства (СгУ), предназначенные для согласования сигналов по уровню (напряжения, тока, мощности), по форме, а также для повышения помехозащищённости линий связи с ВнАб; - устройства информационного обмена, осуществляющие управление процессами обмена (их часто называют собственно УВВ или УО). БЦВМ, как единый центр обработки информации, используется во всех бортовых системах ЛА и, следовательно, эти БС оказываются взаимосвязанными. Вместе с тем, для анализа функционирования отдельных систем или каналов и для организации их проверок эти системы и каналы требуется рассматривать раздельно. В связи с этим вводится понятие частного канала управления (ЧКУ). Частным каналом управления называют ИзмУ, ИУ, ВхП, ВыхП, СгУ, а также соответствующие алгоритмы и программы, предназначенные для решения отдельных, функционально завершённых задач. Используемые в ЧКУ алгоритмы соответственно называют частными алгоритмами управления (ЧАУ). Часто, кроме ЧКУ, используется понятие тракта, под которым подразумевается часть аппаратных и программных средств БЦУК, используемых для решения многократно повторяющихся задач (например, тракт съёма сигналов акселерометров, тракт выдачи сигналов на рулевые приводы и т.д.). Тракт может являться частью нескольких ЧКУ. Рассмотрим техническую структуру БЦВМ как центрального звена БЦУК. Возможны различные типы структур БЦВМ, хотя, в принципе, структура БЦВМ близка к структуре универсальной ЦВМ. Рассмотрим некоторые структуры. а) Простейшая однопроцессорная БЦВМ (рис.4.3). В состав БЦВМ входят следующие основные устройства: - арифметическое устройство (АУ), - запоминающее устройство (ЗУ), - управляющее устройство (УУ), - устройство обмена (УО). УУ совместно с АУ образуют процессор (ПРО). Процессор совместно с оперативным ЗУ часто называют бортовым цифровым вычислителем (БЦВ). Конструктивно БЦВМ выполняется в виде одного или нескольких блоков. Блоки могут быть либо герметизированы каждый в отдельности, либо помещены в общий герметичный контейнер. Чаще всего БЦВМ выполняется в виде трёх блоков: БЦВ, постоянное ЗУ (ПЗУ) и УО. Это удобно и целесообразно потому, что БЦВ является универсальным в отношении использования его в БЦУК различных объектов, УО и ПЗУ специфичны для разных СУ. Задачи в БЦВМ решаются путём выполнения определённой последовательности команд, называемой программой. Переход от решения одной задачи к решению другой требует лишь замены программ и необходимых исходных данных. Непосредственное выполнение вычислительных и логических операций над кодами осуществляется в АУ. АУ содержит сумматоры, регистры и ключи. Большинство используемых БЦВМ имеет АУ параллельного действия (в них операции совершаются одновременно над всеми разрядами кода). Такие АУ имеют, по сравнению с АУ последовательного действия, больший объём оборудования, но зато и существенно большую скорость вычислений. ЗУ (или память машины) служат для хранения программ, команд, исходных данных, результатов вычислений. С целью повышения быстродействия и надёжности работы в БЦВМ используются ЗУ двух основных типов: оперативные (ОЗУ) и постоянные (ПЗУ). ОЗУ позволяет производить как считывание хранящейся в нём информации, так и запись её, и служит для хранения чисел и различной оперативной информации (например, полётного задания). ПЗУ допускает только считывание информации, запись же её производится в процессе изготовления ПЗУ конструктивным способом, и следовательно, содержимое ПЗУ не может быть изменено в процессе эксплуатации. ПЗУ используется для хранения программ и констант и поэтому иногда подразделяется на ПЗУ команд (ПЗУК) и ПЗУ чисел (ПЗУЧ), которые могут отличаться разрядностью. Часто ПЗУЧ и ОЗУ объединяют в ЗУ чисел (ЗУЧ), при этом нумерация ячеек может быть сквозной или раздельной, с указанием признака ЗУ. Кроме ОЗУ и ПЗУ, в БЦВМ могут использоваться также сверхоперативные ЗУ (СОЗУ) и внешние ЗУ (ВЗУ). Применение СОЗУ, включаемых в состав процессора в виде регистров общего назначения (РОН), позволяет лучше согласовать высокое быстродействие ПРО с ограниченным быстродействием ОЗУ и ПЗУ. Использование ВЗУ большой ёмкости (в качестве ВЗУ применяются накопители на магнитной ленте - НМЛ, на магнитных барабанах - НМБ, на магнитных дисках - НМД и т.д.) оказывается целесообразным при большом объёме программ, реализуемых последовательно на различных участках полёта. Пакеты программ, используемых на этих участках, загружаются в ОЗУ по мере необходимости. В ПЗУ при этом размещаются только постоянно используемые (резидентные) программы и глобальные константы. УО, или собственно УВВ, обеспечивает приём и выдачу числовой и управляющей информации от ПРО к ВнАб и обратно и организует подключение абонентов к ПРО. Кроме того, на УО возлагаются следующие задачи: - формирование маркерных импульсов (МИ) и других меток времени, - прерывание вычислений, - обмен информацией с соседними каналами („гранями“) БЦВМ и их коммутация при возникновении неисправностей. С точки зрения процессора ВнАб отличаются друг от друга только присвоенными им кодовыми номерами. Команда работать с тем или иным ВнАб представляет собой для ПРО просто команду передачи информации и не отражает явным образом специфики ВнАб. Связь БЦВМ с ВнАб осуществляется по информационным и управляющим магистралям (шинам), причём информационные магистрали подразделяются на передающие (от ПРО к ВнАб) и приёмные (от ВнАб к ПРО). Управляющие магистрали предназначены для передачи управляющих сигналов (УС) как от ПРО к ВнАб, так и в обратном направлении. Все магистрали являются, как правило, общими для всех абонентов и монополизируются каким-либо из них на время его работы с ПРО. УУ осуществляет координацию работы всех устройств БЦВМ с помощью вырабатываемых им управляющих сигналов (УС). Цикл работы БЦВМ при выполнении команды состоит из нескольких тактов. В счётчике команд (СчК) УУ находится адрес команды (АК), которую необходимо выполнить. Он пересылается в ПЗУК, откуда в УУ на регистр команд (РгК) извлекается код команды (КК), хранящийся по этому адресу. Команда состоит из кода операции (КОП) и адресной части, содержащей 1, 2 или 3 адреса операндов. В зависимости от КОП, анализируемого дешифратором (или устройством микропрограммного управления операциями), УУ формирует ряд управляющих сигналов УС, которые обеспечивают выполнение команды. Адресная часть используется для выборки кода числа (КЧ) из ЗУЧ в АУ или пересылки числа из АУ по указанному адресу (в ОЗУ или в выходные каналы УО). После выполнения команды содержимое СчК команд увеличивается на единицу (при естественном порядке выборки команд) и выдаётся признак результата, в ином случае в СчК заносится адрес команды, на которую следует передать управление. Достоинством рассмотренной структуры БЦВМ является простота аппаратурной реализации, главный же недостаток её состоит в том, что управление обменом идёт через ПРО, а это приводит к непроизводительной его работе в течение длительного времени. б) Однопроцессорная БЦВМ с каналом ввода – вывода Канал ввода-вывода (КВВ) представляет из себя специализированное устройство (специализированный процессор), предназначенное для непосредственного управления обменом с ВнАб. Он включается между АУ и УО так, как это показано на упрощённой схеме, представленной на рис.4.4. Наличие КВВ позволяет совместить по времени операции по управлению обменом с работой ПРО по выполнению вычислений, т.е. более эффективно использовать ПРО. Степень такого совмещения определяется степенью развития аппаратных средств КВВ. В принципе, КВВ может самостоятельно управлять обменом, а ПРО лишь инициирует его начало. КВВ вводится в структуру последних образцов БЦВМ (примером является БЦВМ типа «Бисер»). 4.1.2 Состав средств программно-математического обеспечения БЦУК По характеру решаемых задач, способам и средствам их решения ПМО БЦУК разделяется на ряд частей (рис.4.5). По степени связи с конкретными функциональными задачами ПМО разделяется на общее (ОПМО) и специальное (СПМО). Общее ПМО – это программно-математические средства, которые практически не изменяются при изменении алгоритмов управления конкретными объектами. ОПМО включает в себя средства организации вычислительного процесса (ПМОВП) в полётных и наземных режимах (ПМОВППР, ПМОВПНР) и технологическое ПМО (ПМОТ). ПМОВППР включает в свой состав операционную систему (ОС) и систему функционального контроля (СФК). Программы ОС во взаимодействии с аппаратными средствами организации вычислительного процесса обеспечивают приведение БЦВМ в исходное состояние, переключение режимов её работы, управление очерёдностью решения задач и диспетчеризацию информационного обмена. СФК служит для контроля хода вычислительного процесса, обнаружения, локализации и нейтрализации сбоев и отказов БЦВМ и других приборов БЦУК. ПМОТ включает в себя систему автоматизации программирования (САП) и систему отладки (СОТ). САП содержит языки программирования, трансляторы, анализаторы структур программ, генераторы тестов, интерпретаторы, загрузчики памяти, библиотеки и т.д. СОТ включает в себя языки заданий на отладку и программы автоматизации выполнения этих заданий. Специальное ПМО содержит алгоритмы и программы, непосредственно предназначенные для решения функциональных задач управления и обработки информации в полётных и наземных режимах (СПМОПР, СПМОНР). СПМОПР и ПМОВППР образуют внутреннее (бортовое, штатное) ПМО, которое реализуется в БЦВК. Всё остальное ПМО называют внешним. Программы СПМОНР и ПМОВПНР размещаются в памяти НЦВК и реализуются им совместно с БЦВК при подготовке ЛА к запуску в тесном взаимодействии с внутренним ПМО. ПМОТ реализуется в специальных отладочно-испытательных комплексах (ОИК) и в универсальных ЭВМ, используемых при проектировании, отработке и испытаниях бортового и наземного штатного ПМО. Программы внутреннего ПМО оформляются в виде подпрограмм, или программных модулей (ПМ). Это облегчает разработку программ, организацию вычислительного процесса и его контроль. По способу исполнения ПМ делят на: - рабочие (основные), которые реализуют основной объём вычислений при решении функциональных задач, - стандартные, которые реализуют многократно используемые в различных алгоритмах операции (например, операции вычисления элементарных функций, интегрирования и т.д.), - вклинивающиеся, которые используются в особых случаях (при формировании разовых команд, при сбоях и т.д.) Объём ПМО современных БЦУК достигает сотен тысяч команд и констант (например, ПМО ОК «Буран» содержит до 700 тыс. слов), что при высоких требованиях к надёжности требует весьма совершенного ПМОТ и совершенной технологии разработки, отладки и испытаний программного обеспечения. По трудоёмкости и стоимости разработки средства ПМО превосходят аппаратные, причём эта тенденция постоянно усиливается. В настоящее время стоимость разработки ПМО составляет 60-70% стоимости разработки БЦУК. 4.2. Особенности логико-структурной организации БЦВК Общие принципы построения БЦВК как цифровых вычислителей практически не отличаются от принципов построения цифровых вычислительных систем. Однако требование работы в реальном масштабе времени в составе большого числа ЧКУ, требование высокой надёжности выделяют БЦВК в особый класс вычислительных систем со своей логико-структурной организацией (архитектурой). Задача выбора оптимальной архитектуры БЦВК обычно решается как задача получения максимальной производительности при выполнении ограничений по надёжности, массе, габаритам и т. д., либо она решается как задача получения максимальной надёжности при выполнении ограничений по производительности и другим характеристикам. Структуры БЦВК различаются, главным образом: - способами распределения вычислительных ресурсов между ЧКУ, - способами обеспечения требуемой надёжности. Рассмотрим эти вопросы несколько подробнее. Существуют три основные способа распределения вычислительных ресурсов БЦВК. 1) Временной способ, в соответствии с которым вычислительные ресурсы распределяются между ЧКУ по времени, т е. в соответствии с расписанием, которое может быть составлено заранее или может формироваться в процессе поступления заявок на обслуживание ЧКУ. Построенные в соответствии с этим принципом БЦВК называют централизованными. Такой БЦВК, по существу, может состоять из одного канала обработки информации, т.е. из одной БЦВМ (если не учитывать требований по надёжности). Поэтому централизованные структуры характеризуются минимальной производительностью, но и минимальными аппаратурными затратами. 2) Пространственный способ, в соответствии с которым каждый из ЧКУ обслуживается своими вычислительными средствами независимо от других ЧКУ. Соответствующая структура БЦВК называется децентрализованной, или распределённой. Если ЧКУ в распределённой структуре обслуживаются отдельными БЦВМ, то соответствующий БЦВК называется многомашинным, если для обслуживания отдельных ЧКУ предоставляются отдельные процессоры, то такой БЦВК называется мультипроцессорным. Распределённые структуры характеризуются максимальной производительностью (их производительность W определяется суммой производительностей входящих в их состав БЦВМ: , где i –номер ЧКУ, n –их общее число), но и значительными аппаратурными затратами. 3) Пространственно-временной способ, в соответствии с которым вычислительные ресурсы БЦВК могут распределяться между ЧКУ как во времени, так и в пространстве. Соответствующие структуры БЦВК называются смешанными. Как и в распределённых, в смешанных структурах могут использоваться многомашинные или мультипроцессорные БЦВК. Как правило, такие БЦВК снабжаются средствами перестройки структуры (реконфигурации), обеспечивающими их адаптивность к условиям функционирования, в частности, к отказам. Смешанные структуры, особенно адаптивные, способны обеспечить оптимальное соотношение между производительностью и надёжностью при ограничениях на аппаратурные затраты. Надёжность вычислительных средств обеспечивается, главным образом, за счёт использования различных видов избыточности: - аппаратурной, - временной, - информационной, - алгоритмической. Аппаратурная избыточность (резервирование аппаратуры) может вводиться на различных уровнях: на уровнях машин, устройств, узлов, элементов. На практике наиболее широкое распространение получило резервирование на уровне машин. Многомашинные резервированные БЦВК используются и в централизованных структурах, наиболее часто встречающихся на практике. В таких БЦВК в каждый момент времени в каждом канале (грани) выполняются одни и те же действия по обслуживанию одного и того же ЧКУ. Входная информация поступает во все каналы параллельно, а выходные сигналы мажоритируются. Мажоритирование позволяет существенно снизить последствия как сбоев (самоустраняющихся отказов), так и постоянных отказов каналов БЦВК. Временная избыточность состоит в создании резерва машинного времени относительно требуемого для решения основных задач обработки информации и формирования сигналов управления. Этот резерв может быть использован для самопроверок БЦВК, повторения решения с последующим сравнением результатов, сравнения результатов с допусками и т.п. Информационная избыточность используется для повышения надёжности хранения информации в ЗУ, её считывания и передачи. Реализуется применением специальных помехоустойчивых кодов, размещением одной и той же информации в нескольких ячейках памяти и т.д. Алгоритмическая избыточность состоит в использовании резервных алгоритмов для решения одних и тех же функциональных задач. Этот вид избыточности находит пока ограниченное применение. Рассмотрим примеры некоторых структур БЦВК Централизованная резервированная структура БЦВК Для обеспечения высокой надёжности наиболее широко используются трёхканальные структуры с применением принципа мажоритирования «2 из 3». Схема такой структуры приведена на рис.4.6. Входная информация через входные согласующие и преобразующие устройства поступает на входы трёх БЦВМ. Выходные сигналы БЦВМ подаются на входы мажоритарной схемы выбора (МСВ). МСВ реализует логическую функцию вида: , где: хi –выходные сигналы каналов, i=1, 2, 3 –номер канала БЦВМ, у –выходной сигнал МСВ, j –номер разряда в коде выходного слова. Таким образом, МСВ формирует выходной сигнал только при совпадении выходных сигналов БЦВМ в любых двух каналах из трёх. МСВ реализуется аппаратным или программным способами. Сформированные МСВ выходные сигналы через выходные согласующие и преобразующие устройства поступают на исполнительные устройства или иные потребители информации. Недостатком обычной мажоритарной структуры является потеря работоспособности в случае выхода из строя двух любых каналов, при том, что ещё остаётся один исправный. Чтобы исключить этот недостаток, в структуру БЦВК вводится логический коммутатор (ЛК), который воспринимает сигналы готовности каналов (Гот.1 – Гот.3) и осуществляет коммутацию выходных сигналов. Сигналы готовности формируются в каналах по результатам самопроверок. Работа ЛК состоит в следующем. Если все каналы исправны (Гот.1=Гот.2=Гот.3=1), то ЛК не работает. Если вышел из строя i-ый канал (Гот.i=0), то ЛК „навязывает“ на его выходные регистры сигналы нуля (Уст.0), исключая его таким образом из работы, а на выходные регистры одного из оставшихся исправных каналов – установку единицы (Уст.1), переводя его этим самым в горячий резерв. Структура становится одноканальной. Если же откажет ещё один канал, то ЛК навязывает Уст.1 на его выходы, сохранив Уст.0 на выходах первого отказавшего канала. ЛК обеспечивает возможность обратной перестройки структуры в случае восстановления готовности каналов. В последнее время находят применение четырёх- и пятиканальные структуры (например, на ОК «Буран» используется четырёхканальный БЦВК, на американском «Спэйс Шаттл» – пятиканальный). В четырёхканальной структуре один из каналов может находиться в горячем резерве и подключаться вместо вышедшего из строя канала, но возможна и иная логика. Перестройка структуры может осуществляться и без использования сигналов о готовности каналов, по заданному количеству „несравнений“ результатов вычислений в одном из каналов с другими. Централизованная резервированная структура характеризуется высокой надёжностью, но вычислительные ресурсы БЦВК используются в ней неэффективно. Децентрализованная (распределённая) структура БЦВК В этой структуре, как уже отмечалось, каждый ЧКУ располагает своими вычислительными средствами, работающими независимо друг от друга. Структура обеспечивает суммирование вычислительных ресурсов параллельно работающих вычислительных средств, но для повышения надёжности требуется большая аппаратурная избыточность. Правда, поскольку при отказе БЦВМ в одном ЧКУ, работа других не нарушается, в целом надёжность децентрализованной структуры может быть значительно выше, чем централизованной. Поэтому такие структуры являются целесообразными для КА с большим сроком активного существования. Смешанные структуры БЦВК Один из возможных вариантов смешанной структуры показан на рис.4.7. Существенная черта таких структур состоит в возможности межмашинного обмена, который может быть реализован либо через УВВ, либо через оперативную память. В такой структуре обеспечение взаимодействия БЦВМ между собой и с УВВ требует значительных аппаратных и программных средств и временных затрат. Сокращение этих затрат может быть достигнуто в БЦВК иерархической структуры (рис.4.8), в которой связь с ВнАб осуществляет одна из БЦВМ (ведущая), а две другие (ведомые) заняты только переработкой информации. Для повышения надёжности БЦВК функции ведущей может выполнять любая БЦВМ. Наиболее полно свойства смешанных структур можно реализовать при придании им свойств адаптивности или реконфигурации. Этому случаю наилучшим образом отвечают БЦВК модульной структуры, которые можно представить себе в виде набора модулей ограниченной номенклатуры, например, в виде набора L модулей согласующих и преобразующих устройств, M модулей запоминающих устройств и N модулей процессоров, которые связаны между собой с возможностью реконфигурации этих связей. Такая структура в различные периоды функционирования может обеспечить: - максимальную производительность (за счёт распараллеливания вычислений), - максимальную надёжность (за счёт повышения кратности резервирования), - максимальную точность вычислений (за счёт объединения разрядной сетки нескольких БЦВМ в единую разрядную сетку. 4.3. Основные характеристики БЦВМ Основные характеристики БЦВМ можно разделить на ряд групп. Рассмотрим их кратко. Информационные характеристики. а) Производительность - W. Она характеризуется количеством условных коротких операций, выполняемых в единицу времени при решении эталонной задачи: , где: Qэт – трудоёмкость эталонной задачи, выраженная в условных коротких операциях, Δtэт – время решения эталонной задачи. Частной характеристикой производительности является быстродействие С, характеризуемое количеством операций определённого типа (чаще всего коротких), выполняемых в единицу времени. Современные БЦВМ (находящиеся в эксплуатации) характеризуются производительностью W=(0,05 – 0,25)106 усл.кор.оп./с, или быстродействием С=(0,25 – 1,0)106 кор.оп./с. б) Ёмкость памяти - N. Её определяют количеством машинных слов, размещаемых одновременно в ЗУ различных типов. Для современных БЦВМ характерны следующие данные: NОЗУ=(0.5 –8) Кслов, NПЗУ=(8 – 64) Кслов (здесь К=210=1024), NВЗУ – несколько Мбайт, NСОЗУ – от единиц до нескольких десятков слов. в) Разрядность. Выбор разрядности определяется такими достаточно противоречивыми факторами, как: необходимая точность решения задач, характеристики входной информации, требуемая разрядность команд, требования по быстродействию, требования минимизации массы, габаритов, энергопотребления и т.д. Наибольшие требования к точности предъявляются навигационной задачей. Они удовлетворяются при числе разрядов n=27 – 32. В настоящее время наиболее часто используется разрядность n=16 или n=32 (стандартные полуслово или слово). г) Система команд, форматы команд и данных. Малое число команд (20-30), характерное для первых образцов БЦВМ, усложняет программирование. Поэтому современные машины имеют развитую систему команд, включающую в свой состав до 50–60 команд. Большинство БЦВМ являются одноадресными, т.к. такие машины проще, имеют меньший вес, габариты, чем двух- и трёхадресные. Для представления чисел в БЦВМ используется двоичная форма, для большинства БЦВМ – с фиксированной запятой. Это уменьшает объём и упрощает структуру аппаратных средств, но значительно удорожает программирование ( ~ 1/3 времени программирования тратится на масштабирование). В настоящее время уже имеются БЦВМ, в которых числа представляются кодами с плавающей запятой. д) Скорость передачи информации при обмене Си характеризуется количеством двоичных единиц информации (бит), передаваемых в единицу времени. Она составляет сейчас до нескольких десятков Кбод ( 1Бод = 1 бит/с). Надёжность. Надёжность БЦВМ, как и других технических устройств, характеризуют средним временем безотказной работы tср или вероятностью безотказной работы в течение заданного времени функционирования Р(tф). Для современных БЦВМ среднее время безотказной работы составляет от нескольких тысяч до десятков тысяч часов (например, для БЦВК КА «Аполлон» tср = 24·104 час.). Вероятность безотказной работы лежит в пределах Р(tф) = 0,990 – 0,999. Столь высокие надёжностные характеристики достигнуты как за счёт успехов в области микроэлектроники, так и за счёт использования различных видов избыточности. Массово-энергетические характеристики в значительной степени определяются элементной базой и технологией изготовления. Использование больших интегральных схем позволило довести потребляемую мощность до 70 – 300 Вт, массу – до 20 – 50 кг при объёме 20 – 30 литров. Эксплуатационные характеристики отражают степень автоматизации подготовки к пуску и пуска, удобства замены и ремонта приборов, а также приспособленности к условиям транспортировки, хранения, факторам космического полёта и поражающим факторам ядерного взрыва. Стоимость. Снижение стоимости БЦВМ достигается за счёт унификации и стандартизации аппаратных и программных средств, а также за счёт расширения возможностей многократного применения (например, по некоторым данным БЦВМ «Салют-3М» используется на КА до четырёх раз, при этом повторное её применение обходится в 15–20 раз дешевле, чем использование новой машины). 4.4. Средства связи БЦВК с внешними абонентами 4.4.1. Состав и характеристики внешних абонентов Внешними абонентами для БЦВК являются источники и потребители информации, с которыми он осуществляет обмен в различных режимах функционирования. ВнАб, с которыми обмен осуществляется непосредственно, называются первичными, ВнАб, связанные с БЦВК через преобразователи, - вторичными. Для БЦВК ЛА состав ВнАб очень широк, что объясняется большим количеством и разнообразием ИзмУ и ИУ. Кроме них в качестве ВнАб выступают: командная программно-траекторная радиолиния (КПТРЛ), пульт космонавта (ПК), обеспечивающие системы (например, система обеспечения теплового режима – СОТР, система обеспечения жизнедеятельности – СОЖ и др.), система ликвидации информации, система мягкой посадки, внешние накопители информации, СТК и др. Для БЦУК РН число ВнАб достигает 60 – 80, для БЦУК КА – нескольких сотен. Основными характеристиками ВнАб являются: - типы кодов, используемых для обмена, - скорость обмена информацией, - точность представления информации, - готовность к обмену. Для обмена с различными ВнАб используются следующие основные типы кодов: позиционные двоичные коды (в них вес единицы кода определяется её положением), циклические коды (код Грея), унитарные коды. Скорость обмена информацией, как уже отмечалось, характеризуется количеством двоичных единиц информации, передаваемых в единицу времени (Бод). Эта скорость зависит от вида информации и её источников и составляет от долей Бод (для релейно-кодовых датчиков) до единиц и даже десятков Кбод (для датчиков измерителей параметров движения). Точность представления информации характеризуется величиной шага квантования по уровню. Для входных физических переменных х величина кванта по уровню qx соответствует цене младшего разряда входного позиционного двоичного кода и определяет необходимое количество его разрядов. Действительно, при заданном диапазоне изменения х и заданном уровне квантования qx количество разрядов кода nx определится по формуле: . Для выходных переменных БЦВК у квант qy определяется количеством разрядов выходного кода, которые выдаются для преобразования с последующей передачей на ИУ и другие ВнАб. По степени готовности к обмену ВнАб разделяются на пассивные и активные. Пассивными называют абоненты, с которыми обмен может быть осуществлён в течение короткой машинной операции, т.е. это абоненты всегда готовые к обмену. Обмен с ними называют синхронным. Активные ВнАб требуют времени на подготовку к обмену. Обмен с ними осуществляется, как правило, с помощью двух коротких операций, из которых первая служит для установления связи с ВнАб и его запуска, а вторая – для непосредственной передачи информации после подготовки ВнАб. Обмен с такими ВнАб называют асинхронным. 4.4.2. Входные преобразователи Основную группу входных преобразователей (ВхП) составляют аналого-цифровые преобразователи (АЦП), обеспечивающие преобразование сигналов датчиков в двоичный код. Формирование сигналов датчиков осуществляется модуляцией одного из электрических (или другой природы) параметров, которые называются информационными (например, постоянный ток имеет один информационный параметр – напряжение или ток; переменный ток имеет уже три информационных параметра: амплитуду, фазу и частоту; импульсный ток имеет гораздо больше информационных параметров). Соответственно этому наиболее часто используются ВхП следующих видов: напряжение – код (ПНК), частота – код, фаза – код, временной интервал – код, угол – код и др. Преобразование аналоговой величины в цифровой код является по сути своей измерительным процессом и осуществляется путём выполнения ряда операций сравнения преобразуемой („измеряемой“) величины с набором эталонных дискретных величин той же физической природы. Окончанием преобразования является момент равенства набора эталонных величин и входной аналоговой величины. По принципу действия все АЦП делятся на три типа: - АЦП последовательного счёта, - АЦП поразрядного кодирования, - АЦП считывания. В АЦП последовательного счёта преобразование входной величины осуществляется уравновешиванием её суммой минимальных по весу приращений (эталонов, квантов). Число этих квантов является числовым эквивалентом преобразуемой величины. В АЦП поразрядного кодирования используются n эталонов, веса которых по двоичной системе счисления пропорциональны степеням числа 2: , где: –вес j-го разряда, , n –число разрядов кода, 2j –двоичный вес j-го разряда, xmax –максимальное значение входной величины, –число уровней квантования, =2n – 1. Уравновешивание входной аналоговой величины начинается с эталона, имеющего максимальный вес. Если эталон оказывается больше входной величины, то в старшем разряде кода появляется «0» и производится уравновешивание её следующим, меньшим по весу эталоном. Если эталон равен входной величине или меньше её, то в старшем разряде кода появляется «1» и в дальнейшем уравновешивается разность между входной величиной и первым эталоном. Аналогичные операции проводятся для всех остальных эталонов. В АЦП считывания входная аналоговая величина сопоставляется с заранее заготовленным набором всех возможных числовых эквивалентов, из которых считывается тот, который соответствует значению входной величины. На практике используются все три типа преобразователей. Схемные решения их весьма разнообразны. 4.4.3. Выходные преобразователи Наиболее значительную группу выходных преобразователей составляют цифро-аналоговые преобразователи (ЦАП). Среди них наиболее распространены преобразователи типа код – напряжение (ПКН), код – временной интервал (ПКВИ), код – перемещение, код – широтно-модулированный сигнал (код – ШИМ), код – число импульсов, и др. Практически используются два метода цифро-аналогового преобразования: - метод счёта единичных приращений (квантов) аналоговой величины, - метод суммирования с учётом весов разрядов. В первом случае при формировании выходной аналоговой величины используются эталоны только одного веса, а на вход ЦАП подаётся код с единичным основанием (унитарный, число-импульсный). Во втором случае при преобразовании используются эталоны с весами, кратными 2i, где i = , а на вход ЦАП поступает двоичный позиционный код. Таким образом, все эталоны имеют вес, соответствующий весу данного разряда, и в суммировании будут участвовать только те эталоны, для которых в соответствующих им разрядах выходного кода стоит единица. Возможно использование комбинированных методов, сочетающих на разных этапах преобразования свойства перечисленных выше методов. 4.5. Принципы планирования работы БЦУК и организации вычислительного процесса В БЦВК, обслуживающем большое число ЧКУ, заявки на включение программных модулей (ПМ) должны удовлетворяться в определённой очерёдности. При этом потерь заявок не допускается, а использование вычислительных ресурсов БЦВК должно быть близким к оптимальному. Это требует тщательного планирования работы БЦУК на всех участках полёта. Чтобы упростить планирование, определяются типовые режимы работы БЦУК в полёте (типовые полётные операции), заданная последовательность которых образует рабочую программу полёта (РП). Организация выполнения РП возлагается на общую планирующую программу (ОПП). ОПП включается в работу при закладке новой РП, а затем с заданной периодичностью с целью планирования работы на определённый временной интервал (так, например, для КА типа «Янтарь» включение РП происходит на каждом витке в районе нисходящего узла для планирования работы на виток, начинающийся с восходящего узла). ОПП может включаться и непериодически, например, после выполнения манёвра или после уточнения параметров движения центра масс. Каждому из режимов соответствует своя программа режима (ПР), которая по исходным данным, подготовленным ОПП, определяет состав необходимых для данного режима ПМ и условия их включения (время включения, периодичность и т.п.), а также производит необходимые переключения бортовых приборов. Обычно на ПР возлагается также реализация присущих только данному режиму функциональных задач. Например, для БЦУК КА типа «Янтарь» предусматриваются режимы: начальной ориентации (Р1), коррекции комплекса командных приборов от ПМВ (Р6), уточнения параметров движения центра масс (Р7), управления при работе СпА (Р8), отстрела спускаемых капсул (Р4), управления при манёвре (Р3), управления спуском СА (Р5) и т.д. Для повышения надёжности функционирования БЦУК предусмотрен режим управления при неисправностях бортовой аппаратуры (Р11), включение которого осуществляется рабочими ПМ или СФК. Планирование режимов, отличающихся высокой насыщенностью (Р11, Р8), осуществляется с помощью отдельных планирующих программ режимов (ППР). ППР (или ПР) задаёт временное расписание включения ПМ, непосредственное их включение осуществляется с помощью диспетчерских программ (ДП). Диспетчерские программы могут быть построены на основе следующих дисциплин обслуживания заявок: - бесприоритетной (обслуживание в порядке поступления заявок); - с относительными приоритетами (обслуживание в порядке приоритетов без прерывания обслуживания принятой заявки); - с абсолютными приоритетами (обслуживание в порядке приоритетов с прерыванием обслуживания при поступлении заявки более высокого приоритета). Бесприоритетная дисциплина реализуется путём включения ПМ в соответствии с заданным заранее расписанием. Так как большинство ПМ должно включаться периодически, то и расписание оказывается также периодическим. При этом оказывается удобной организация циклической работы БЦВК с постоянным временем цикла ТЦ (базовым тактом). Операционная система включается в работу в каждом цикле для определения состава и последовательности включения ПМ. Алгоритмическая структура БЦУК в этом случае может быть представлена в виде, показанном на рис.4.9. Базовый такт формируется с помощью генератора циклов (ГЦ) или счетчика реального времени (СРВ) в виде последовательности маркерных импульсов (МИ). МИ запускают ОПП, которая в зависимости от кода режима, признака, сигнала, полученного по командной радиолинии (КРЛ) или др. определяет состав необходимых на данном участке полёта режимов и организует последовательное включение соответствующих ПР и ППР. Последние определяют набор необходимых для реализации каждого режима ПМ и обеспечивают их выполнение. При выполнении ПМ организуется, если это необходимо, обращение к стандартным модулям (СМ). Типовая структура базового такта имеет вид, показанный на рис.4.10. В конце базового такта предусматривается резерв машинного времени для реализации случайных заявок. Если их нет, то резерв времени используется для тестового контроля (самопроверки БЦВМ). Базовый такт выбирается с учётом частоты изменения входных переменных, состава ЧКУ, располагаемого быстродействия и т.д. Для БЦВК РН он составляет Тц = 0,03 – 0,05 с, для БЦВК КА Тц = 0,5 – 1,0 с. Дисциплина с относительными приоритетами используется для обслуживания случайных заявок, допустимое время ожидания которых больше времени выполнения одного ПМ. Такая дисциплина реализуется с помощью ДП. Дисциплина с абсолютными приоритетами используется для обслуживания особо срочных случайных заявок. Она реализуется с помощью системы прерываний (СПр) программно-аппаратными средствами. Аппаратная часть СПр воспринимает заявки, осуществляет их анализ и определяет адрес входа в соответствующую заявке программу обслуживания прерываний (это вклинивающаяся программа). Для последующего восстановления вычислительного процесса перед передачей управления вклинивающейся программе осуществляется запоминание слова состояния программы (ССП), а после её выполнения – переход к прерванной программе по информации, содержащейся в ССП. Использование заранее составленного расписания оправдано тогда, когда поток заявок с детерминированными временными характеристиками является преобладающим и, кроме того, нет необходимости в частой смене расписания. При большом удельном весе случайных заявок и при необходимости частой смены расписания (т.е. режимов работы БЦУК) более удобной является приоритетная система обслуживания заявок (ПСОЗ) без организации циклической работы БЦВК. ПСОЗ организует очередь заявок и осуществляет их обслуживание в соответствии с видами и уровнями приоритетов. Основными типами заявок являются: -заявки по временным уставкам (уставкам текущего времени - УТВ, или уставкам временных интервалов – УВИ), которые формируются с помощью устройств отсчёта времени (УОВ); -заявки по внепрограммным запросам (по запросам СПр); -заявки по программным запросам (по запросам от ПМ). Наряду с диспетчеризацией вычислений должна осуществляться и диспетчеризация информационного обмена. Если управление обменом осуществляется от ПРО, то ПМ съёма и выдачи информации включаются так же, как и остальные ПМ (могут быть использованы стандартные ПМ обмена). Работа ПРО, ВнАб и УО при этом жёстко синхронизирована. Такой способ удобен при относительно небольшом количестве ВнАб. При управлении обменом с помощью специальных процессоров ввода-вывода или КВВ используются специальные канальные программы. ПРО и КВВ работают параллельно, т.е. реализуется асинхронный способ обмена. Настройку канальных программ осуществляет операционная система. ОГЛАВЛЕНИЕ СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ………………………………………………. 3 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О СИСТЕМАХ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТ- НОСИТЕЛЕЙ И КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…………………… 5 1.1.Назначение систем управления ракет-носителей и космических аппаратов……………………………………………….. 5 1.2.Основные принципы управления, используемые в системах управления ЛА………………………………………………………... 6 1.3 Требования к системам управления ЛА……………………..……… 10 2. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ……………...…….. 12 2.1. Общая структура систем управления ракет-носителей……….…… 12 2.2. Системы наведения…………………………………………………... 14 2.2.1 Назначение систем наведения. Методы наведения…….…….. 14 2.2.2 Формирование программ управления………………..….……. 16 2.2.3. Функционалы управления выведением РН…………..….…… 20 2.2.4. Аппаратурная реализация систем управления дальностью и выведением………………………….……………………...… 22 2.2.5. Ошибки управления выведением и пути их уменьшени...….. 23 2.3. Системы стабилизации РН, их назначение и структура…..………. 27 2.3.1. Назначение и структура систем стабилизации……..…..……. 27 2.3.2. Алгоритмы стабилизации ракет…………………………….... 33 2.3.3. Влияние некоторых неучтённых факторов на выбор параметров СУС.……………………………………………... 37 2.3.4. Аппаратурная реализация систем стабилизации.…..………... 42 3. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…… …. 46 3.1. Общая структура системы управления движением КА…………... 46 3.1.1. Место СУД в общей структуре управления КА……………... 46 3.1.2. Задачи и состав СУДН……………………………….……...… 48 3.2. Системы управления угловым движением КА…………………..… 50 3.2.1. Основные требования к СУУД………………………..……… 50 3.2.2. Уравнения углового движения КА. Типовая структура СУУД ОП…………………………………………………….... 51 3.2.3. Способы создания управляющих моментов………………… 53 3.2.3.1 Активные способы создания управляющих моментов.. 54 3.2.3.2 Полуактивные способы создания управляющих моментов………………………………………………... 59 3.2.3.3 Пассивные способы создания управляющих моментов 61 3.2.4. Виды базовых систем координат и основные типы измерительных устройств СУУД КА……..…..…………..…. 64 3.2.5. Алгоритмы управления в СУУД………………………….... 66 3.2.5.1. Алгоритмы управления в СУУД с УРД……………... 66 3.2.5.2. Алгоритмы управления программными поворотами поворотами…………………………………………..… 75 3.2.5.3. СУУД с силовым гироскопическим комплексом ….. 76 3.3. Системы управления движением центра масс КА…………..… 81 3.3.1Системы управления манёвром КА………..………………... 81 3.3.1.1 Виды манёвров. Программы управления. Программные уставки…………………………….…… 81 3.3.1.2. Система отработки программных уставок…………... 83 3.3.2. Системы управления сближением КА………………………. 86 3.3.2.1.Общие понятия. Методы сближения…………………. 86 3.3.2.2. Управление на этапе дальнего сближения………...… 87 3.3.2.3. Управление на этапе ближнего сближения……...….. 89 3.3.2.4. Аппаратурная реализация СУСб………...…………... 94 3.3.3.Системы управления снижением КА……………………...… 96 3.3.3.1. Требования к траекториям снижения. Способы управления снижением……………………………..…. 96 3.3.3.2. Алгоритмы и системы управления снижением…….. 100 4.БОРТОВЫЕ ЦИФРОВЫЕ УПРАВЛЯЮЩИЕ КОМПЛЕКСЫ РН И КА 105 4.1. Состав и назначение средств БЦУК……………………………… 105 4.1.1. Состав аппаратных средств БЦУК………………………….. 106 4.1.2 Состав средств программно-математического обеспечения БЦУК………………………………………………………….. 111 4.2. Особенности логико-структурной организации БЦВК…………. 112 4.3. Основные характеристики БЦВМ…………………………….….. 117 4.4. Средства связи БЦВК с внешними абонентами……………….… 119 4.4.1. Состав и характеристики внешних абонентов…..….………... 119 4.4.2. Входные преобразователи………………………………….… 120 4.4.3. Выходные преобразователи……………………………….….. 121 4.5. Принципы планирования работы БЦУК и организации вычислительного процесса……………………………………….. 122