рефераты бесплатно

МЕНЮ


Разработка алгоритмов контроля и диагностики системы управления ориентацией космического аппарата

Проведем моделирование СУО с различными наборами коэффициентов

фильтра Льюинбергера. Начальные условия модели КА возьмем из 2-ого варианта

табл. 5.1. Варианты коэффициентов фильтра Льюинбергера, представлены в

табл. 5.2.

Результаты моделирования представлены в приложении В. Как показали

результаты моделирования – минимальную погрешность оценивания показал 4-

ый вариант наборов коэффициентов фильтра Льюинбергера. Как видно из

результатов моделирование, наиболее длительный по времени переходной

процесс показал 1-ый набор коэффициентов табл. 5.2 (~40 сек.), последующие

наборы, показали тенденцию существенного снижения времени переходного

процесса, так 3-ий набор коэффициентов фильтра Льюинбергера, показал

(~8 сек.), вместе с тем, такая же тенденция наблюдается и с максимальной

погрешностью оценивания. Так для 1-ого набора коэффициентов она составила

(~0.01 1/с) , то для 4-ого набора коэффициентов максимальная погрешность

оценивания составила (~0.0005 1/c). Следует отметить, что все четыре набора

коэффициентов фильтра, были выбраны из области устойчивости рис. 4.2.1.

4-ый набор коэффициентов был найден методом интегральной квадратичной

оценки качества, и является наиболее оптимальным, как показали результаты

моделирования, для данных НУ взятых из табл. 5.1.

Таблица 5.2 - Коэффициенты фильтра Льюинбергера

|Вариант№ |Набор коэффициентов |

| |K1 |K2 |K3 |

|1 |0.9 |0.27 |0.027 |

|2 |3 |3 |1 |

|3 |6 |12 |8 |

|4 |20.516 |149.611 |0.042 |

.

5.1 Моделирование отказов ГИВУС

Рассмотрим модель гироскопического измерителя вектора угловой

скорости, описанной в разделе 3.3 с учетом углов установки и дрейфа нуля.

Рассмотрим пять типов отказов, описанных в табл. 5.3 и проведем

соответствующую диагностику отказов ГИВУС. Примем коэффициенты фильтра

Льюинбергера постоянными. K1= 6, K2=12, K3= 8. Начальные условия

моделируемой системы, представлены в табл. 5.4.

Таблица 5.3 - Описание отказов ГИВУС

|Тип отказа |Описание отказа |

|1 |Отсутствие выходной информации |

|2 |Максимальная информация постоянного знака |

|3 |Информация постоянного знака, кратная 750 импульсам |

|4 |Максимальная информация с релейным чередованием знака |

|5 |Увеличение (уменьшение) цены импульса в 4 раза |

Таблица 5.4 - НУ модели КА

|Вариант |Угловые |Угловые |Моменты инерции|Типы |Время |

| |скорости |ускорения | |отказов |отказа |

| | | | |ГИВУС | |

|1 |Wx = 0.5 c-1|Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |2 |700 сек |

| | | |Iy = 1500 Нмс2 | | |

| |Wy = 0 c-1 |Gy = 0 c-2|Iz = 2500 Нмс2 | | |

| |Wz = 0 c-1 | | | | |

| | |Gz = 0 c-2| | | |

|2 |Wx = 1 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |2 |700 сек |

| |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2 | | |

| |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2|Iz = 2500 Нмс2 | | |

| | | | | | |

| | |Gz = 0 c-2| | | |

|3 |Wx = 4 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |2 |700 сек |

| |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2 | | |

| |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2|Iz = 2500 Нмс2 | | |

| | | | | | |

| | |Gz = 0 c-2| | | |

|4 |Wx = 4 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |2 |100 сек |

| |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2 | | |

| |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2|Iz = 2500 Нмс2 | | |

| | | | | | |

| | |Gz = 0 c-2| | | |

|5 |Wx = 4 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |2 |400 сек |

| |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2 | | |

| |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2|Iz = 2500 Нмс2 | | |

| | | | | | |

| | |Gz = 0 c-2| | | |

Результаты моделирования представлены в приложении Г. Как показали

результаты моделирования, для контроля отказавшего ЧЭ требуется в среднем

(~3 сек.).

5.2 Моделирование отказов ДС

Рассмотрим КА с учетом отказов двигателей стабилизации. Введем в

рассмотрение отказы типа «не включения», отказы типа «не отключения» и

отказы двигателей с остаточной тягой.

Проведем моделирование с начальными условиями, приведенными в

табл.5.5. В таблице также представлено время выявления отказа для данного

набора НУ по результата проведенного моделирования.

Таблица 5.5 - НУ модели КА и время выявления отказа

|Вари-а|Угловые |Угловые |Моменты |Остаточ-на|Время |Время |

|нт |скорости |ускорен-ия|инерции |я тяга ДС |отказа |выявле-н|

| | | | | | |ия |

| | | | | | |отказа |

|1 |Wx = 0.1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |100% |700 сек|704.3 |

| |c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек |

| |Wy = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | |

| |Wz = 0 c-1 | |Iz = 2500 Нмс2| | | |

| | |Gz = 0 c-2| | | | |

|2 |Wx = 0.1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |50% |700 сек|706.8 |

| |c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек |

| |Wy = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | |

| |Wz = 0 c-1 | |Iz = 2500 Нмс2| | | |

| | |Gz = 0 c-2| | | | |

|3 |Wx = 0.1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |15% |700 сек|715.2 |

| |c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек |

| |Wy = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | |

| |Wz = 0 c-1 | |Iz = 2500 Нмс2| | | |

| | |Gz = 0 c-2| | | | |

|4 |Wx = 1 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |100% |700 сек|702.1 |

| |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек |

| |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | |

| | | |Iz = 2500 Нмс2| | | |

| | |Gz = 0 c-2| | | | |

|5 |Wx = 1 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |50% |700 сек|705.3 |

| |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек |

| |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | |

| | | |Iz = 2500 Нмс2| | | |

| | |Gz = 0 c-2| | | | |

|6 |Wx = 1 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |15% |700 сек|708.9 |

| |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек |

| |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | |

| | | |Iz = 2500 Нмс2| | | |

| | |Gz = 0 c-2| | | | |

|7 |Wx = 3 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |100% |700 сек|701.2 |

| |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | | |

| |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | |

| | | |Iz = 2500 Нмс2| | | |

| | |Gz = 0 c-2| | | | |

|8 |Wx = 3 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |50% |700 сек|704.6 |

| |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек |

| |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | |

| | | |Iz = 2500 Нмс2| | | |

| | |Gz = 0 c-2| | | | |

|9 |Wx = 3 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |15% |700 сек|705.9 |

| |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек |

| |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | |

| | | |Iz = 2500 Нмс2| | | |

| | |Gz = 0 c-2| | | | |

|10 |Wx = 0 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |100% |700 сек|709.2 |

| |Wy = 1 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек |

| |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | |

| | | |Iz = 2500 Нмс2| | | |

| | |Gz = 0 c-2| | | | |

|11 |Wx = 0 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |50% |700 сек|714.3. |

| |Wy = 1 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек |

| |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | |

| | | |Iz = 2500 Нмс2| | | |

| | |Gz = 0 c-2| | | | |

|12 |Wx = 0 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |15% |700 сек|721.1 |

| |Wy = 1 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек |

| |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | |

| | | |Iz = 2500 Нмс2| | | |

| | |Gz = 0 c-2| | | | |

|13 |Wx = 0 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |100% |700 сек|707.5 |

| |Wy = 1 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек |

| |Wz = 1 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | |

| | | |Iz = 2500 Нмс2| | | |

| | |Gz = 1 c-2| | | | |

|14 |Wx = 0 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |50% |700 сек|711.3 |

| |Wy = 1 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек |

| |Wz = 1 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | |

| | | |Iz = 2500 Нмс2| | | |

| | |Gz = 1 c-2| | | | |

|15 |Wx = 0 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |15% |700 сек|717.4 |

| |Wy = 1 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек |

| |Wz = 1 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | |

| | | |Iz = 2500 Нмс2| | | |

| | |Gz = 1 c-2| | | | |

Результаты моделирования представлены в приложении Д. Как показали

результаты моделирования, понижение неполной тяги при отказе ДС приводит к

увеличению времени идентификации отказов. Моделирование показало также, что

существенное повышение уровня шумов измерений не приводит к значительному

снижению чувствительности системы к выявлению отказов типа "неотключение" с

малой остаточной тягой.

6 ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ

Достижения научно-технического прогресса в последние десятилетия

позволили человечеству решить многие неразрешимые ранее технические и

теоретические вопросы. Так, сегодня повседневным явлением стали запуски

искусственных спутников Земли, космических аппаратов с человеком на борту,

беспилотные межорбитальные аппараты, полёты автоматических станций. Одной

из неотъемлемых составляющих космического аппарата – является система

управления, включающая в себя командные приборы, исполнительные органы,

БЦВМ и программный комплекс. Системы управления, относятся к разряду

сложных систем с большим количеством элементов, которые подвержены

отказам. Одним из основных требований, предъявляемых к системе управления,

является ее высокая надежность. Управление космическим аппаратом с помощью

БИНС рассматривается как взаимодействие двух процессов: решение

навигационной задачи и решение задачи стабилизации. Первая задача

заключается в определение требуемой траектории космического аппарата и в

вычислении фактической, вторая – в управлении аппаратом для поддержания

требуемого курса с заданной точностью. В БИНС инерциальный координатный

базис строится не с помощью гироплатформы, а на основе математических

расчетов проводимых в БЦВМ непосредственно в полете. Отказ реактивных

двигателей стабилизации системы управления ориентацией космического

аппарата, может приводить к не выполнению целевой задачи, а отказ типа «не

отключение» двигателя, может приводить к большим потерям рабочего тела и

раскрутке космического аппарата до недопустимых угловых скоростей. Таким

образом разработка алгоритмов контроля и диагностики системы управления

ориентацией космического аппарата – является актуальной задачей. В

настоящей работе решается задача построения алгоритмов контроля и

идентификации отказов командных приборов и исполнительных органов.

6.1 Обзор существующих методов

Отказ от использования гиростабилзированной платформы и перехода к

бесплатформенным инерциальным навигационным системам связан с повышением

точности командных приборов и интенсивным развитием цифровой вычислительной

техникой, что позволяет решать задачу построения базовой ориентации

математическими методами с использованием БЦВМ [1-5]. Наряду с этим

значительно повышается сложность математической модели НКА и алгоритмов для

системы управления ориентацией. Одной из важных задач, является

идентификация отказов исполнительных органов СУО. Отказ ДС типа «не

отключение» может привести к большим потерям рабочего тела и невыполнению

целевой задачи СУО. Существующий метод идентификации отказов ДС как большой

тяги так и малой, основан на контроль опасной продолжительности работы

двигателей и подсчете времени базы [pic]. Опасная продолжительность

формируется в зависимости от значения управляющего момента [25]. При этом

рассматривается два типа отказов – отказ типа «не включение» и отказ типа

«не отключения». При этом на всех базах выбирается максимальный ОП и

находится с помощью метода статистических гипотез критическая точка,

позволяющая принять решение – есть отказ или нет. Максимальная точность

выявлений отказа ДС с остаточной тягой, при использовании данного метода –

51% [25]. При превышении этого порога, алгоритм контроля двигателей

стабилизации системы управления ориентацией космического аппарат не

выявляет отказ. Это приводит к большим потерям рабочего тела, а

следовательно и к значительным экономическим затратам, а также к

невыполнению целевой задачи СУ, и как следствие срыву полетного задания, а

иногда и полной потери управления КА [25, 26].

Предлагаемый в данной дипломной работе алгоритм контроля СУО основан

на использовании субоптимального дискретного фильтра Калмана-Бьюси. Анализ

величины оцениваемого в фильтре Калмана возмущающего момента позволяет

вычислить математической ожидание оценки возмущения. Если математическое

ожидание оценки возмущающего момента, вычисленного на некоторой временной

базе, где управление равно нулю, превосходит допустимый порог, то

принимается решение об отказе ДС и переходе на резерв. Как показало

моделирование понижение остаточной тяги при отказе ДС в пять раз меньше,

чем у существующих алгоритмов контроля, и составляет 10%. Это значительно

повышает надежность СУО. А процент не выявления (10%) составляет процент

внешних возмущающих воздействий, таких как аэродинамические и

гравитационные. Это говорит о высокой эффективности разработанного

алгоритма [25, 26].

Также в данной дипломной работе, разработан алгоритм контроля

командных приборов ГИВУС и ДУП [21]. Отказ командным приборов может

приводить к невыполнению целевой задачи СУ. Существующие алгоритмы имеют

высокую погрешность при выявлении отказов чувствительных элементов. В

основу существующих алгоритмов положен либо фильтр первого порядка, либо

наблюдатель Люинбергера. Для повышения точности выявления отказавшего

чувствительного элемента, в данной дипломной работе разработаны алгоритмы

контроля командных приборов СУО, на основе субоптимального дискретного

фильтра Калмана-Бьюси. Проведенное моделирование, показало высокую

эффективность разработанного алгоритма по сравнению с существующими. В

результате было повышено время выявления отказа чувствительный элемент,

более точно выявляется отказавший чувствительный элемент [21, 25].

Разработанные алгоритмы контроля командных приборов и исполнительных

органов в значительной мере повышают надежность системы управления

ориентацией космического аппарата, и позволяют избежать потерь рабочего

тела, и способствуют выполнению целевой задачи СУ. Это позволит снизить

Страницы: 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10


Copyright © 2012 г.
При использовании материалов - ссылка на сайт обязательна.