Спосіб активного відмовостійкого управління орієнтацією космічного апарата

Спосіб активного відмовостійкого управління орієнтацією космічного апарата, що включає вимірювання кутового відхилення орієнтованої осі космічного апарата від потрібного напряму, визна 3 11671 екстремальні значення; змінювання моменту інерції космічного апарату в моменти часу, що відповідають відповідним екстремальним значенням кутового відхилення та значенням кутового відхилення, що знаходяться в зоні допустимих значень відхилень від потрібного напряму, згідно з корисною моделлю при наявності елементів системи орієнтації в стані відмови по даним вимірювання кутового відхилення осі, що орієнтується, космічного апарату від потрібного направлення визначають характеристики відмови та формують додатковий момент інерції космічного апарату для парування наслідків дії відмови. Сутність корисної моделі пояснюється наступним. Рівняння руху об'єкту, що орієнтується відносно однієї осі, має вигляд:  Ap Ap M (1) де A - момент інерції, p - кутова швидкість обертання навколо осі управління, M - управляючий момент. З (1) видно, що демпфування, що створюється  членом Ap , буде ефективним при великих швидкостях p, а при p=0 весь член обертається в нуль і в цей момент направлення зміни А не грає суттєвої ролі, його можна зменшити до мінімального значення, а у подальшому знову збільшити для введення додатного демпфування. Момент часу р=0 без прямого вимірювання кутової швидкості р датчиком кутової швидкості, наприклад, гіроскопічного типу, визначається по досягненню кутової координати (р, що вимірюється, екстремуму (максимуму або мінімуму). Нехай в момент часу, коли становиться більше установленого значення y, кутова швид кість об'єкту становиться рівною р1. В цей момент збільшуємо момент інерції А на А. При цьому по закону збереження кінетичного моменту відбувається зменшення швидкості. Àp1 p2 (2) À À Під дією управляючого моменту М буде відбуватися гальмування об'єкту. В момент, коли вихідна координата 1 достигне екстремуму (максимуму), вертають момент інерції в початкове положення А. Подальший рух буде відбувається під дією управляючого моменту М в напрямку допустимого значення у при моменті інерції А, що відповідає прискоренню M (3 ) A Кут повороту 2 буде рівним куту 1, але протилежне за напрямком. Кутова швидкість р2 буде менше р1 p3 2 1a p1 A , ( 4) A A таким чином відбулося демпфування коливань. 4 При вході в зону нечутливості знову y можна збільшити момент інерції на величину А, а потім, при досягненні екстремуму, знову повернути його в початковий стан. При виникненні відмов в виконавчих елементах або вимірювальній системі для забезпечення найбільш оптимального демпфування коливань з урахуванням виникнення відмов в елементах системи орієнтації необхідно вирішити задачу діагностування. Для виявлення відмов треба застосовувати показники якості у формі наступних функціоналів: I0= ; I1= p (5) Класифікаційна обробка поточного значення Л(р та Лр має вигляд: 1, якщо 1 , 2 ; f 0 0, якщо 1 , 2 ; (6) 1, якщо 1p , 2p ; f p(k ) 0 0, якщо 1p , 2p ; Пошук місця відмови. Дійсні функції, що характеризують множину елементів структури діагностичних ознак у термінах булевої змінної, мають вигляд: 1, якщо C ; f 0 1 0, якщо C ; (7 ) 1, якщо Cp ; f pi 0 0, якщо Cp ; де С - множина функцій, що характеризують ознаку місця відмови. Визначення місця відмови можна здійснювати з використанням принципів рівнобіжного чи послідовного пошуку. Встановлення класу відмови. Основна задача встановлення класу відмови зводиться до одержання оцінних значень прямих ознак відмов i, на підставі доступних для виміру сигналів системи (кутової координати та кутової швидкості р). Зв'язок між ознаками, заданий за допомогою відповідних типів цілком діагностуємих ДМ, у загальному вигляді для основної задачі - встановлення класу - може бути представлений такими рівняннями: i i та p p i i, (8) де i(k) - векторна функція чутливості діагностичної моделі, що використовується для і-тої ознаки відмови. На підставі цього співвідношення за допомогою метода найменших квадратів можна обчислити величину ознаки класу i i та i pi i p i Встановивши характеристики відмови Да; формування додаткового моменту інерції космічного апарату для парування наслідків дії відмови слід (k ) 0 I виконувати таким чином, щоб Lim 0 та Lim 0 p(k ) 0. 5 11671 Множину можливих значень додаткового моменту інерції А визначають шляхом побудови областей стійкості в площині додаткового моменту і прямої ознаки відмови. При цьому розглядаємо лише ту частину кривих D-розбивки, що відповідає Комп’ютерна верстка А. Попік 6 межі стійкості. Таким чином, запропонований спосіб забезпечує найбільш оптимальне демпфування коливань з урахуванням виникнення відмов в елементах системи орієнтації. Підписне Тираж 26 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601