рефераты бесплатно
 
Главная | Карта сайта
рефераты бесплатно
РАЗДЕЛЫ

рефераты бесплатно
ПАРТНЕРЫ

рефераты бесплатно
АЛФАВИТ
... А Б В Г Д Е Ж З И К Л М Н О П Р С Т У Ф Х Ц Ч Ш Щ Э Ю Я

рефераты бесплатно
ПОИСК
Введите фамилию автора:


Разработка алгоритмов контроля и диагностики системы управления ориентацией космического аппарата

Разработка алгоритмов контроля и диагностики системы управления ориентацией космического аппарата

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ

НАЦІОНАЛЬНИЙ ТЕХНІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ

«ХАРКІВСЬКИЙ ПОЛІТЕХНІЧНИЙ ІНСТИТУТ»

Факультет І

Кафедра «Системи та процеси

управління»

Спеціальність 7.080202 «Прикладна математика»

ДИПЛОМНА РОБОТА

На одержання кваліфікації інженера-математика

Тема роботи: Розробка алгоритмів контролю та діагностики системи управління

орієнтацією космічного аппарату

Завідуючий кафедрою Голоскоков

Є.Г.

Керівник дипломної роботи Кузнецов Ю. О.

Консультанти:

Економічна частина

Чекалiна Е.П

Охорона праці та

навколишнього середовища Березуцький В.В.

Цивільна оборона Гуренко І.В.

Нормоконтроль Назаров А.С.

Студент-дипломник Уханов Є.В.

Номер академічної групи І-29

Харків 2005

НАЦІОНАЛЬНИЙ ТЕХНІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ

«ХАРКІВСЬКИЙ ПОЛІТЕХНІЧНИЙ ІНСТИТУТ»

Факультет І

Кафедра «Системи та процеси

управління»

Спеціальність 7.080202 «Прикладна математика»

ЗАВДАННЯ

На виконання дипломної роботи

Студенту групи І-29 Уханову Євгенію Валерійовичу

Тема роботи: Розробка алгоритмів контролю та діагностики системи управління

орієнтацією космічного аппарату

Затверджено наказом по НТУ «ХПІ» від «___» __________ 200__ р. №_______

Термін здачі студентом закінченої роботи «___» __________ 200__ р.

Вихідні дані до роботи: 1) ГОСТ 4401-73 Стандартная атмосфераю Параметры.

Издательство стандартов, 1973. 2) Киреев Н.Г. Аппроксимация и идентификация

в задачах динамики полета и управления – К.:НМК ВО, 1992.-196 с. 3)

Голоскоков Е.Г., Плаксий Ю.А., Фролов Ю.А. Вопросы приложения методов

дифференциальной аппроксимации. – Рук. деп в ВИНИТИ 21.08.81, №4085-81, 19

с.

Розробити документи:

1. Текстові а) аналітичний огляд існуючих моделей; б) обробка теоретичного

матеріалу з питань апроксимації; в) побудування моделей різного порядку;

г) аналіз побудованих моделей; д) надання рекомендацій щодо використання

побудованих моделей.

2. Графічні: плакати – 5 штук.

Консультанти

|Розділ |Консультанти |Підпис, дата |

| | |Завдання |Завдання |

| | |видав |прийняв |

|Економічна |Доц.. Чекаліна Е.П. | | |

|частина | | | |

|Охорона праці та |Доц. Березуцький В.В. | | |

|навколишнього середовища| | | |

|Цивільна оборона |Ас. Гуренко І.В. | | |

КАЛЕНДАРНИЙ ПЛАН

|Етап |Найменування |Термін виконання етапів |

| | |роьоти |

|1 |Підбір та проробка наукової лутератури |01.11.2004 |

|2 |Аналітичне дослідження проблеми |10.11.2004 |

|3 |Написання оглядової частини випускної |15.11.2004 |

| |роботи | |

|4 |Побудування математичної моделі |25.11.2004 |

|5 |Написання прикладної програми |10.12.2004 |

|6 |Відлагодження програми |12.12.2004 |

|7 |Проведення чисельного експерименту |15.12.2004 |

|8 |Аналіз результатів |12.01.2005 |

|9 |Написання тексту пояснювальної записки |31.01.2005 |

Студент-дипломник

Уханов Є.В.

Керівник проекту

Кузнецов Ю.О.

РЕФЕРАТ

Объем записки 169 с, иллюстраций 71, таблиц 18, ссылок 37.

Рассматривается задача построение ориентации упругого космического

аппарата с учетом моментов внешних сил, возможности отказов командных

приборов, таких как гироскопический измеритель вектора угловой скорости и

исполнительных органов, таких как двигатели стабилизации большой и малой

тяги.

Цель работы: разработка алгоритмов контроля и диагностики системы

управления ориентацией космического аппарата.

Разработаны алгоритмы построения ориентации упругого космического

аппарата, алгоритм стабилизации реактивных двигателей системы управления

космического аппарата, алгоритм идентификации отказов двигателей

стабилизации. Разработана модель упругого космического аппарата с учетом

аэродинамического и гравитационного момента. В законе управления введена

возможность гашения шумов, с использованием гистерезиса или паузы по

времени, как для двигателей большой тяги, так и для двигателей малой тяги.

Для моделирования отказов одного из двигателей стабилизации разработан и

внедрен в алгоритм контроля – алгоритм неполной тяги. Разработана

математическая модель гироскопического измерителя вектора угловой скорости

и алгоритм контроля чувствительных элементов датчика.

На базе разработанных алгоритмов и принятой модели космического

аппарата, разработан программный комплекс, с применением среды визуального

программирования DELPHI 7 и CAD системы визуального моделирования VisSim 5,

позволяющие в полной мере моделировать сложные физические процессы с учетом

всех параметров как для упругой модели, так и для абсолютно твердого тела.

Проведенное моделирование показало высокую эффективность

разработанных алгоритмов, что позволяет их применять на практике.

Список ключевых слов: СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ, КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ, ЗАКОН

УПРАВЛЕНИЯ, АЛГОРИТМ КОНТРОЛЯ.

РЕФЕРАТ

Об’єм записки 169 с, ілюстрацій 71, таблиць 18, посилань 37.

Розглядається задача побудови орієнтації пружного космічного апарату

х урахуванням моментів зовнішніх сил, можливості відмови командних

приборів, таких я к гироскопічни1й вимірювач вектору кутової швидкості та

виконавчих органів, таких як двигуни стабілізації великої та малої потуги.

Мета роботи: розробка алгоритмів діагностики та контролю системи

управління орієнтацією космічного апарату.

Розроблені алгоритми побудови орієнтації пружного космічного апарату,

алгоритм стабілізації реактивних двигунів системи управління космічного

апарату, алгоритм ідентифікації відмов двигунів стабілізації. Розроблена

модель пружного космічного апарату з урахуванням аеродинамічного та

гравітаційного моментів. У законі управління введена можливість гасіння

шумів, з використанням гістерезиса або паузи по часу, як для двигунів

великої потуги, так і для двигунів малої потуги. Для моделювання відмов

одного з двигунів стабілізації розроблено та впроваджено в алгоритм

контролю – алгоритм неповної потуги. Розроблена математична модель

гіроскопічного вимірювача вектора кутової швидкості та алгоритм контролю

чутливих елементів датчика.

На базі розроблених алгоритмів та прийнятої моделі космічного

апарату, розроблено програмний комплекс з використанням середовища

візуального програмування DELPHI 7 та CAD системи візуального моделювання

VisSim 5, які дозволяють у повному обсязі моделювати складні фізичні

процеси з урахуванням усіх параметрів як для пружної моделі так і для

абсолютно твердого тіла.

Проведене модулювання показало високу ефективність розроблених

алгоритмів, що дозволяє їх використовувати на практиці.

Список ключових слів: СИСТЕМА УПРАВЛІННЯ, КОСМІЧНИЙ АПАРАТ, ЗАКОН

УПРАВЛІННЯ, АЛГОРИТМ КОНТРОЛЮ.

THE ABSTRACT

Volume 169 pages, case histories 71, tables 18, references 37.

The problem constructing of attitude of an elastic space vehicle with

allowance for of moments of external forces, possibility of failures of

command instruments, such as a gyroscopic meter of angular-velocity vector

and cutting heads, such as motor engines of stabilizing large and low-

thrust is esteemed.

The purpose of operation: mining of check algorithms and diagnostic

of the attitude control system of a space vehicle.

The algorithms of constructing by attitude of an elastic space

vehicle, algorithm of stabilizing of jet engines of a management system of

a space vehicle, algorithm of identifying of failures of motor engines of

stabilizing are designed. The pattern of an elastic space vehicle with

allowance for of aerodynamic and gravitation moment is designed. In a

control law are injected a possibility of extinguishing of noises, with

usage of a hysteresis or space on time, both for motor engines of large

draught, and for verniers. For simulation of failures of one of motor

engines of stabilizing is designed and the algorithm of incomplete draught

is introduced into a check algorithm -. The mathematical model of a

gyroscopic meter of angular-velocity vector and check algorithm of

countermeasure feelers of the sensor is designed.

On the basis of designed algorithms and accepted pattern of a space

vehicle, the programmatic complex, with applying of environment of visual

programming DELPHI 7 and CAD of a system of visual simulation VisSim 5,

permitting to the full is designed to model difficult(complex) physical

processes with allowance for of all arguments both for the elastic pattern,

and for absolute solids.

The held simulation has shown high performance of designed

algorithms, that allows them to put into practice.

The agenda of keywords: a management SYSTEM, SPACE VEHICLE, CONTROL

LAW, CHECK ALGORITHM.

ПЕРЕЧЕНЬ УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

АНУ – алгоритм начальной установки;

БИНС – бесплатформенная инерциальная навигационная система;

БСК – базовая система координат;

БСО – бесплатформенная система ориентации;

БЦВМ – бортовая вычислительная машина;

БЦК – бортовой цифровой комплекс;

ВСК – визирная система координат;

ГИВУС – гироскопический измеритель вектора угловой скорости;

ГО – гражданская оборона;

ДБТ – двигатели большой тяги;

ДМТ – двигатели малой тяги;

ДС – двигатели стабилизации;

ДУС – датчик угловой скорости;

ИНС – инерциальная навигационная система;

ИО – исполнительные органы;

ИПП – индивидуальный противохимический пакет;

КА – космический аппарат;

ЛА – летательный аппарат;

ММ – математическая модель;

НИР – научно-исследовательская работа;

НКА – научный космический аппарат;

НТЭ - научно-технический эффект;

ОВ – отравляющие вещества;

ОП – опасная продолжительность;

ОУ – объект управления;

ПЗ – полетное задание;

ПО – признак отказа;

ПЗУ – постоянное запоминающее устройство;

ПСК – приборная система координат;

СБ – солнечные батареи;

СГК – силовой гироскопический комплекс;

ССК – связанная система координат;

СУО – система управления ориентацией;

УВВ – устройство ввода-вывода;

ФОВ – фосфороорганические отравляющие вещества;

ЦВМ – центральная вычислительная машина;

ЧЭ – чувствительный элемент;

ЭВМ – электронная вычислительная машина;

ЭМИ – электромагнитный импульс;

ЭЭ – экономический эффект.

СОДЕРЖАНИЕ

|ВВЕДЕНИЕ………………………………………………………................ |11 |

|ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ……………………………………………......... |12 |

|СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ КА НА БАЗЕ БИНС…... |15 |

|2.1 Бесплатформенные инерциальные навигационные системы……... |23 |

|2.2 Гироскопический измеритель вектора угловой скорости………… |28 |

|МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ………………….……………………... |35 |

|Математическая модель упругого космического аппарата………... |35 |

|Моменты, действующие на космический аппарат………...……….. |39 |

|Аэродинамический момент……………………………………. |39 |

|Аппроксимация стандартной атмосферы……………. |45 |

|Построение аппроксимирующего полинома для плотности земной | |

|атмосферы………………………… |47 |

|Гравитационный момент………………………………………. |48 |

|Математическая модель ГИВУС…………………………………….. |56 |

|АЛГОРИТМЫ ОБРАБОТКИ ИНФОРМАЦИИ И КОНТРОЛЯ СУО И СТАБИЛИЗАЦИИ | |

|КА…………………………………………………….. |62 |

|Синтез наблюдателя Льюинбергера………………………………… |62 |

|Алгоритм оценки угловой скорости………………………………… |64 |

|Алгоритм обработки и контроля информации ГИВУС……………. |72 |

|Алгоритм стабилизации……………………………………………… |80 |

|Решение задачи идентификации отказов…………………………… |86 |

|Метод статистически гипотез………………………………………... |89 |

|Алгоритм контроля отказов ДС при неполной тяге………………... |93 |

|РЕЗУЛЬТАТЫ ЧИСЛЕННОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ………………….. |96 |

|5.1 Моделирование отказов ГИВУС…………………………………….. |99 |

|5.2 Моделирование отказов ДС………………………………………….. |101 |

|ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ……………………..………………………. |103 |

|Обзор существующих методов……………………………….......... |104 |

|Смета затрат на НИР………………………………………………... |106 |

|6.3 Расчет научно-технического эффекта……………………………... |108 |

|6.4 Расчет экономического эффекта…………………………………... |109 |

|6.5 Заключение………………………………………………………….. |113 |

|7 ГРАЖДАНСКАЯ ОБОРОНА………………...…………………………… |114 |

|8 ОХРАНА ТРУДА И ОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДЫ …….……………….….. |123 |

|8.1 Общие вопросы охраны труда………………………………………… |123 |

|8.2 Производственная санитария…………………………………………. |127 |

|8.3 Техника безопасности…………………………………………………. |1311|

|8.4 Пожарная безопасность………………………………………………... |3713|

|8.5 Охрана окружающей среды…………………………………………… |9141|

|ЗАКЛЮЧЕНИЕ………………….…………………………………………. |142 |

|Список источников информации……………………………………......... |145 |

|Приложение А……………………………………………………………… |147 |

|Приложение Б……………………………………………………………… |156 |

|Приложение В……………………………………………………………… |158 |

|Приложение Г……………………………………………………………… |161 |

|Приложение Д……………………………………………………………… | |

ВВЕДЕНИЕ

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.

Отказ реактивных двигателей стабилизации системы управления

ориентацией космического аппарата, может приводить к не выполнению целевой

задачи, а отказ типа «неотключение» двигателя, кроме того, может приводить

к большим потерям рабочего тела и раскрутке космического аппарата до

недопустимых угловых скоростей.

Отказы чувствительных элементов гироскопического измерителя вектора

угловой скорости, могут приводить к не выполнению задачи системы управления

ориентацией космического аппарата.

Существующие методы контроля работоспособности ДС являются достаточно

грубыми, чтобы выявлять отказ типа "неотключение" при наличии остаточной

неполной тяги двигателя на фоне действия внешних возмущающих моментов

(гравитационных, аэродинамических и др.). Поэтому разработка алгоритмов

идентификации отказов двигателей стабилизации, особенно отказов с неполной

тягой при наличии шумов измерений и действии внешних возмущающих

воздействий, является актуальной задачей.

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.

1 ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ

Возьмем для рассмотрения космический аппарат, как абсолютно твердое

тело, не содержащих каких-либо движущих масс [1] (см. рис. 1.1).

[pic]

Рис. 1.1 - Модель КА

Если триэдр жестко связанных с телом осей Oxyz, с началом координат

в центре масс КА (связанная система координат - ССК) направить так, чтобы

они совпали с главными центральными осями инерции, то центробежные моменты

инерции обратятся в нуль и система уравнений Эйлера [1, 2], описывающая

динамику вращения КА вокруг центра масс, примет вид (1.1):

[pic] (1.1)

Наряду с динамическими уравнениями рассматриваются кинематические

уравнения, связывающие угловые скорости (j с углами поворота триэдра осей

Oxyz относительно триэдра осей некоторой базовой системы координат (БСК),

начало которой совпадает с началом координат ССК, а оси определенным

образом ориентированы в инерциальном пространстве и движутся поступательно

[1, 3, 4] . Пусть углы ориентации (углы Эйлера-Крылова) [pic] – полностью

определяют угловое положение ССК относительно БСК [1, 4]. Понятие углов

ориентации [2] становится однозначным лишь после того, как введена

последовательность поворотов [3, 4, 5, 6] твердого тела вокруг осей Ox, Oy,

Oz. Для последовательности поворотов: [pic]система кинематических уравнений

имеет вид (1.2):

[pic]

(1.2)

Системы (1.1) и (1.2) описывают угловое движение твердого тела

относительно БСК. Будем предполагать, что углы Эйлера-Крылова (j малы [5].

Текущие значения (j оцениваются в системе по информации измерителя угловой

скорости, измеряющего интегралы от проекций вектора абсолютной угловой

скорости КА на оси чувствительности прибора.

В качестве модели измерителя используется модель ГИВУС [6]. Алгоритм

обработки данных в бесплатформенной инерциальной навигационной системе

строится с использованием субоптимального дискретного фильтра Калмана [7].

Теперь усложним задачу, рассматривая космический аппарат как упругое

тело, что максимально приближает имитационную модель к реальной [1, 8].

Рассмотрим уравнения осцилляторов для упругой модели (1.3):

[pic] (1.3)

где [pic]- коэффициент демпфирования для каждой отдельно взятой

гармоники;

[pic] - квадрат собственной частоты недемпфированных колебаний

для каждой гармоники;

[pic]- управляющий момент с учетом возможного отказа;

i = 1, 2, 3, 4.

Ставится задача разработать алгоритмы контроля функционирования

системы управления космического аппарата, для достижения которой

необходимо:

- разработать алгоритм контроля функционирования двигателей

стабилизации, построенный на основе субоптимального фильтра Калмана,

позволяющий по информации бесплатформенной инерциальной навигационной

системы идентифицировать отказы двигателей стабилизации, в том числе,

отказы с неполной тягой при наличии шумов измерений и действии внешних

возмущающих воздействий;

- разработать алгоритмы обработки и контроля информации ГИВУС НКА

серии «Спектр», состоящие из алгоритма оценки угловой скорости на основе

фильтра Льюинбергера и алгоритмы контроля чувствительных элементов ГИВУС с

учетом уходов.

2 СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ КА НА БАЗЕ БИНС

Управление космическим аппаратом с помощью любой инерциальной

системы, в том числе и бесплатформенной, может рассматриваться как

взаимодействие двух процессов: решения навигационной задачи и решения

задачи стабилизации [1, 4]. Первая задача заключается в определении

требуемой траектории летательного аппарата и в вычислении фактической

траектории, вторая — в управлении аппаратом для поддержания требуемого

курса с заданной точностью [9].

Инерция является наиболее универсальным фактором, позволяющим создать

приборы для регистрации изменения скорости тел в пространстве. Такие

приборы называются акселерометрами или датчиками ускорений. Акселерометр

измеряет проекцию на свою ось чувствительности ускорения той точки

космического аппарата, где он установлен. Акселерометр реагирует только на

силы, прикладываемые через посредство космического аппарата [1, 2]. Если

одна из составляющих общей силы, определяющей ускоренное движение аппарата,

обусловлена действием тяготения, то соответствующая ей составляющая

ускорения не может быть измерена акселерометром. Силы же тяготения

действуют одинаково как на прибор, так и на аппарат и поэтому при

отсутствии других сил с помощью акселерометра не могут быть обнаружены [1,

3].

Таким образом, при движении космического аппарата в поле тяготения

измеряемое акселерометром ускорение отличается от действительного, и

Страницы: 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8


рефераты бесплатно
НОВОСТИ рефераты бесплатно
рефераты бесплатно
ВХОД рефераты бесплатно
Логин:
Пароль:
регистрация
забыли пароль?

рефераты бесплатно    
рефераты бесплатно
ТЕГИ рефераты бесплатно

Рефераты бесплатно, реферат бесплатно, сочинения, курсовые работы, реферат, доклады, рефераты, рефераты скачать, рефераты на тему, курсовые, дипломы, научные работы и многое другое.


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