Спосіб формування керуючого сигналу на реактивні двигуни орієнтації літального апарата при його просторовій переорієнтації

Спосіб формування керуючого сигналу на реактивні двигуни орієнтації літального апарата (ЛА) при його просторовій переорієнтації, що включає вимірювання поточної орієнтації і кутової швидкості в проекціях на зв'язані осі літального апарата, визначення відхилень обмірюваних кутових параметрів від програмних, формування сигналу керування по відхиленнях шляхом додавання кутових відхилень і складових кутової швидкості C2 1 3 1974, с.196, см. Кузовков Н.Т. "Системы стабилизации летательных аппаратов (баллистических и зенитных ракет)" М, "Высшая школа", 1976, с.188). Недоліком цього способу с невисока точність виконання переорієнтації, велика витрата робочого тіла, а також необхідність тривалого часу заспокоєння об'єкта керування після закінчення кутового маневру, пов'язаного з гасінням кутових швидкостей, обумовлених збурюваннями через несиметрію літального апарата. Причому, чим більше несиметрія ЛА, тим сильніше виявляються перераховані вище недоліки. Метою пропонованого винаходу є підвищення точності переорієнтації, зменшення витрати робочого тіла і зменшення часу заспокоєння після розвороту за рахунок обрахування програмних збурювань, обумовлених несиметрією виробу. Поставлена мета досягається тим, що в способі, що включає вимірювання поточної орієнтації і кутової швидкості в проекціях на зв'язані осі літального апарата, визначення відхилень обмірюваних кутових параметрів від програмних, формування сигналу керування по відхиленнях шляхом додавання кутових відхилень і складових кутової швидкості обертання, узятих з відповідними коефіцієнтами пропорційності, вироблення керуючого сигналу по відхиленнях на включення реактивних двигунів відносно зв'язаних осей літального апарата, якщо сигнал керування перевищує граничне значення, додатково обчислюється програмна кутова швидкість розвороту ЛА по куту неузгодженості і часу розвороту, на кожному такті обчислюється програмне кутове прискорення по зміні програмної кутової швидкості за такт часу, потім за обчисленим значенням програмної кутової швидкості розвороту і програмного кутового прискорення формується поточний програмний момент, розраховується максимальний момент у кожному каналі стабілізації при включенні відповідних двигунів на один такт, формується керуючий сигнал по збурюваннях по величині відношення програмного моменту до максимального, формується результуючий керуючий сигнал включення реактивних двигунів шляхом логічного підсумовування сигналів, вироблених по відхиленнях і по збурюваннях. Нижче приведено математичне обґрунтування працездатності запропонованого способу. Існуючий спосіб формування керування по відхиленнях (або замкнута схема регулювання) відомий як пропорційно-диференціальний закон керування (запишемо для одного каналу - обертання): & e j = k j × dj + k j × dj, & де k j, k j - коефіцієнти пропорційності; dj & & відхилення по кутовій координаті; dj - відхилення по кутовій швидкості. Керуючий сигнал замкнутою схемою реалізується наступним алгоритмом (Фіг.2): ì1 якщо ej e* j ï 0, інакше. ï î 89451 4 В основу винаходу поставлена задача удосконалення способу формування керування на РД шляхом додавання розімкнутої схеми регулювання (або регулювання по збурюваннях). Формування керуючого сигналу за розімкнутою схемою реалізується наступною послідовністю дій. 1. Розраховується програмний момент: & М = J wnp + wnp ´ J wnp , np & де wnp , wnp - програмне кутове прискорення і програмна кутова швидкість ЛА у проекціях на зв'язані осі, задаються як функції часу відповідно до обраної моделі програмного руху; J - тензор інерції. Програмний рух може формуватися не єдиним способом. Вибір тієї чи іншої моделі програмного руху може залежати від крайових умов задачі переорієнтації, вимог по точності, швидкодії, що пред'являються до ЛА, його динамічних характеристик (керуючих моментів, тензора інерції), обмежень на величини керуючих моментів або кутових швидкостей. Наприклад, початкова орієнтація ЛА задана кватерніоном Lн ; кінцева орієнтація задана ква терніоном Lк , час розвороту об'єкта керування Тр. Обчислюється постійна функція: L - Lн & Lnp [n0T0 ] = к , (1) Тр де Т0 - такт рахунку алгоритмів, n0 - лічильник тактів. Програмний кватерніон орієнтації визначається інтегруванням функції (1) методом прямокутників: & Lnp [n0T0 ] = Lnp [(n0 - 1)T0 ] + Lnp [n0T0 ]× T0 . Далі, визначаємо програмну кутову швидкість по формулі: ~ & wnp [n0T0 ] = 2L np [n0T0 ] o Lnp [n0T0 ], (2) де знак "~" означає, що кватерніон сполучений, а знак "◦" означає кватернионне множення. Тоді програмне кутове прискорення можна визначити чисельним диференціюванням функції (2): wnp [n0T0 ] - wnp [(n0 - 1)T0 ] & wnp [n0T0 ] = . T0 Надалі будемо опускати функціональну залежність програмних функцій від часу. 2. Розраховується на кожному такті відношення програмного моменту Mпp і розрахункового керуючого моменту Mp , який створюється РД при включенні на один такт: Mпp N= ; (N