Чтение онлайн

«Необъяснимое» изменение ориентации используется для уточнения расчетов угловой скорости и углового ускорения аппарата. Но вначале логика используется, чтобы исключить измеренный квантованный шум. Вследствие того, что вероятное распределение этого шума не гауссовское, а прямоугольное, в каждой из осей (Р, Q, R) блока расчета ориентации шум может быть исключен нелинейным логическим фильтром.

Для каждой из осей Р, Q, R, если компонент «необъяснимого» изменения ориентации меньше, чем пороговая величина ?max=0,14 град, в этом случае коррекции смещения? ?? и ?? для расчетов угловой скорости и углового ускорения считаются нулевыми.

«Необъяснимое» изменение ориентации не обнуляется и когда «необъяснимое» изменение ориентации превышает пороговую величину, вводится коррекция. Нулевые коррекции ?? и ?? рассчитываются по уравнениям

После введения коррекции «необъяснимое» изменение ориентации для этой оси вновь устанавливается равным нулю.

Расчет угловой скорости и смещения углового ускорения теперь производятся по уравнениям

Заметим, что смещение углового ускорения вокруг оси Р принимается равным нулю и на последнем интервале управления не учитывается изменение угловой скорости вследствие отклонения кардана ЖРД.

На пассивных участках траектории полета аппарата считается, что компоненты смещения углового ускорения по осям Q и R равны нулю.

Динамические характеристики блока расчета ориентации сильно зависят от выбора коэффициентов усиления цепей фильтра К? и К?. Выбор этих коэффициентов основывается на компромиссе между быстротой расчета и исключением колебаний из-за плескания топлива.

Учитываемые алгоритмом расчета ориентации динамические эффекты: плескание топлива, изгибные колебания, силовое взаимодействие выхлопных струй ЖРД РСУ с конструкцией корабля, запаздывание тяги ЖРД РСУ по отношению к командам, эксцентриситет тяги ЖРД РСУ, ускорение выхлопных струй ЖРД РСУ при перемещениях по У и Z, не обнаруженные неисправности ЖРД РСУ, запаздывание сервомотора кардана ЖРД, разброс моментов инерции, упругие деформации сервопривода, точность модели измерения количества топлива в баках.

Быстрейшая скорость повторения расчетов для ЦАП, возможная в пределах расчетной нагрузки бортовой ЭЦВМ лунного корабля, составляет 10 цикл/сек. Однако для легкой взлетной ступени 2 ЖРД РСУ могут создать угловое ускорение 50 град/сек?.

Простейшим законом управления мог бы быть циклический закон, ЖРД РСУ включено – выключено. Но в этом случае точность управления угловой скоростью взлетной ступени была бы только 5 град/сек.

Для осуществления управления с необходимой точностью с помощью фактора эффективности управления точно определяется продолжительность включения ЖРД РСУ, потребная для необходимого изменения угловой скорости.

Порядок расчета времени работы ЖРД РСУ для случая автоматического управления одним лунным кораблем, запрограммирован для одной оси как функция:

1) ошибки ориентации ?е и ошибки угловой скорости ?е

2) параметров, рассчитываемых в цепи настройки, которые определяют кривизну и положение парабол фазовой плоскости;

3) оценки выгоды получения с одного или двух ЖРД требуемого импульса момента.

Обращаясь к этой программе и вводя на входе соответствующую информацию, определяют время работы ЖРД РСУ для каждой из осей.

Рис. 24.5. Закон управления ЖРД реактивной системы лунного корабля на пассивных участках траектории полета

Логика управления в пассивном полете иллюстрируется диаграммой в фазовой плоскости рис. 24.5. Фазовая плоскость выше оси ?е делится на 5 зон, ограниченных параболами.

В логике управления в фазовой плоскости ?е – ?е используется также угловое ускорение, складывающееся из углового ускорения от ЖРД РСУ и возмущающего углового ускорения. Крутизна парабол, ограничивающих зону 2 на фазовой плоскости, соответствует условию, когда на траектории работают ЖРД РСУ. Значения ускорений от ЖРД РСУ, которые определяют эту параболу, подсчитываются в контуре настройки. Парабола, разделяющая зоны 4 и 5, не траекторная. Это пологая кривая, поддерживающая управление с малой угловой скоростью, однако не настолько, чтобы существовали большие ?е.

Форма кривой сохранена параболической, чтобы логика границ была общей и удобной для компактности кодирования. Выбранная пологость соответствует угловому ускорению 1,4 град/сек?.

Пересечение парабол с осью ?е является функцией зоны

нечувствительности ?db, выбираемой астронавтом или программой, выполняющей автоматический маневр. Допустимые ошибки ориентации области зоны нечувствительности могут быть 0,3, 1 и 5°.

Фазовая плоскость сконструирована таким образом, что управляющее действие из любых начальных условии с помощью двух главных импульсов приводит к заданной ориентации. На рис. 24.8 это показано сегментом AВС.

После перехода в зону нечувствительности состояние аппарата определяется минимальным предельным импульсным циклом DEFG с единичным зажиганием одного ЖРД РСУ каждый раз при пересечении зоны 3.

Рис. 24.6. Закон управления ЖРД реактивной системы лунного корабля на активных участках траектории полета

На активных участках траектории полета используется логика управления, показанная на рис. 24.6. Точки пересечения парабол с осью ?e передвигаются в. зависимости от величины расчетного смещающего углового ускорения. Точки пересечения (1°, -2°, 0,75°), показанные на рисунке, типичны для активного участка взлета, когда вектор тяги ЖРД взлетной ступени смещен. Крутизна четырех парабол устанавливается по четырем разностям угловых ускорений. Верхняя левая парабола определяется минимальным ускорением ?min=1,4 град/сек?, как и в случае пассивного полета. Верхняя правая парабола определяется располагаемой разностью ускорений между ускорением от смещающего момента и противоположным по знаку ускорением от ЖРД РСУ.

Нижняя правая парабола определяется только смещающим угловым ускорением (ЖРД РСУ не работают).

Фазовая плоскость спроектирована так, что аппарат управляется низкочастотным предельным циклом, в котором один раз за цикл дается команда на зажигание ЖРД РСУ и отрабатывается единичный управляющий импульс, противоположный по знаку смещающему моменту.

Хотя ЦАП должен выполнять одни и те же функции управления аппаратом, когда лунный корабль состыкован с основным блоком и если он летит один, однако для состыкованной компоновки режим ЦАП разрабатывался отдельно.

Особенность проблемы заключалась в том, что в состыкованном виде корабль Apollo имеет 3 формы низкочастотных изгибных колебаний и слабый по прочности переходник, стыкующий основной блок и лунный корабль. Поэтому была разработана специальная логика торможения, исключающая, возможность зажигания ЖРД РСУ с частотой собственных изгибных колебаний корабля Apollo.

Кроме законов автоматического управления ориентацией аппарата с помощью ЖРД РСУ были разработаны специальные законы, обеспечивающие ручное управление. По законам ручного управления в зависимости от отклонения рукояток управления ориентацией вырабатываются сигналы на вход. в ЦАП.