[go: up one dir, main page]

RU2114771C1 - Method of control of spacecraft turn and system for realization of this method - Google Patents

Method of control of spacecraft turn and system for realization of this method Download PDF

Info

Publication number
RU2114771C1
RU2114771C1 RU97110577A RU97110577A RU2114771C1 RU 2114771 C1 RU2114771 C1 RU 2114771C1 RU 97110577 A RU97110577 A RU 97110577A RU 97110577 A RU97110577 A RU 97110577A RU 2114771 C1 RU2114771 C1 RU 2114771C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
unit
input
moment
turn
output
Prior art date
Application number
RU97110577A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU97110577A (en
Inventor
М.В. Левский
Original Assignee
Акционерное общество открытого типа "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество открытого типа "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева filed Critical Акционерное общество открытого типа "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева
Priority to RU97110577A priority Critical patent/RU2114771C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2114771C1 publication Critical patent/RU2114771C1/en
Publication of RU97110577A publication Critical patent/RU97110577A/en

Links

Images

Landscapes

  • Feedback Control In General (AREA)

Abstract

FIELD: shift of spacecraft from any initial attitude to preset final attitude within preset period of time. SUBSTANCE: proposed method is used for realizing the turn of spacecraft over free motion trajectory. Direction of moment of momentum of spacecraft remains constant relative to absolute space during entire period of turn. High accuracy in position and time of completion of turn will be ensured due to estimation of expected time of completion of manoeuvre which is compared with preset time of turn; according to results of comparison, rated magnitude of vector of moment of momentum is corrected and is noted in inertial basis; upon completion of action of boosting impulse, control moment is formed and is applied according to measured parameters of angular motion of spacecraft to ensure motion of spacecraft at rated moment of momentum; deceleration of spacecraft is started from the moment when time required for corrective turn spacecraft till final attitude is equal to time for damping present moment of momentum. System used for realization of this method automatically determines parameters of trajectory. EFFECT: enhanced accuracy. 5 cl, 13 dwg

Description

Ожидаемое время разворота tk определяется путем математического моделирования свободного движения КА (при

Figure 00000002
, где
Figure 00000003
- главный момент всех внешних сил, действующих на КА) при начальных условиях
Figure 00000004
(
Figure 00000005
найдено из решения краевой задачи Λ(0) = Λн,Λ(tк) = Λк). В общем случае может получиться tk ≠ Tзад. Поэтому и необходима корректировка расчетного значения кинетического момента
Figure 00000006
. Величина кинетического момента определяется управляющими возможностями системы исполнительных органов m0, моментом инерции относительно поперечной оси J, углом поворота ψ и заданным временем разворота Tзад:
Figure 00000007

где
Figure 00000008
- расчетное время разгона.The expected turnaround time t k is determined by mathematical modeling of the spacecraft free motion (for
Figure 00000002
where
Figure 00000003
- the main point of all external forces acting on the spacecraft) under initial conditions
Figure 00000004
(
Figure 00000005
found from the solution of the boundary value problem Λ (0) = Λ н , Λ (t к ) = Λ к ). In the general case, t k ≠ T ass . Therefore, it is necessary to adjust the calculated value of the kinetic moment
Figure 00000006
. The magnitude of the kinetic moment is determined by the control capabilities of the system of executive bodies m 0 , the moment of inertia relative to the transverse axis J, the rotation angle ψ and the given turn time T back :
Figure 00000007

Where
Figure 00000008
- estimated acceleration time.

Таким образом, управление программным разворотом в предлагаемом способе сводится к следующему:
1) прогнозу ожидаемого времени окончания маневра tk путем математического моделирования свободного движения КА при известной величине кинетического момента: K0= Jψ/Tзад ;
2) если tk ≠ Tзад, то корректируем величину K0 умножением ее на коэффициент tk/Tзад, расчетное значение кинетического момента станет равно

Figure 00000009

3) разгону КА с максимальным управляющим моментом
Figure 00000010
до кинетического момента
Figure 00000011
, т.к. mо>>Mвн, то
Figure 00000012
;
4) движению КА с постоянным в абсолютном пространстве кинетическим моментом
Figure 00000013
до момента времени, когда τд= τг , при этом
Figure 00000014
,
где τг - время гашения текущего кинетического момента; τд - время на доворот КА до конечного положения Λк , производимого при торможении, времена τг и τд определяются по выражениям
Figure 00000015

5) торможению КА с максимальным управляющим моментом
Figure 00000016
до момента, когда
Figure 00000017
.Thus, the management of the software spread in the proposed method boils down to the following:
1) prediction of the expected end time of the maneuver t k by mathematical modeling of the spacecraft free movement with a known value of the kinetic moment: K 0 = Jψ / T ass ;
2) if t k ≠ T ass , then we adjust the value of K 0 by multiplying it by the coefficient t k / T ass , the calculated value of the kinetic moment becomes
Figure 00000009

3) AC acceleration with maximum control torque
Figure 00000010
until the kinetic moment
Figure 00000011
because m about >> M int , then
Figure 00000012
;
4) the motion of a spacecraft with a kinetic moment constant in absolute space
Figure 00000013
up to the point in time when τ d = τ g , while
Figure 00000014
,
where τ g is the quenching time of the current kinetic moment; τ d - time to turn the spacecraft to the final position Λ k produced during braking, times τ g and τ d are determined by the expressions
Figure 00000015

5) spacecraft braking with maximum control torque
Figure 00000016
until the moment when
Figure 00000017
.

Временные диаграммы приведены на фиг. 2. Timing diagrams are shown in FIG. 2.

Отличительной особенностью предложенных технических решений являются непрерывный контроль фактического движителя КА в процессе разворота и управление им на всем интервале времени. При этом вращение КА происходит по траектории свободного движения, что обеспечивает разворот с минимальными энергозатратами. Расчет требуемого кинетического момента

Figure 00000018
носит итерационный характер и описывается алгоритмом
Figure 00000019
, где μ(tк) - прогнозируемое угловое положение КА на момент времени tk, полученное моделированием движения КА. Отличием являются определение прогнозируемого времени окончания маневра tk, полученное моделированием движения КА, запоминание значения tk и дальнейшее его использование с целью более точного, чем в прототипе, определения времени разгона КА τ и расчетного значения кинетического момента
Figure 00000020
.A distinctive feature of the proposed technical solutions is the continuous monitoring of the actual propulsion of the spacecraft in the process of turning and controlling it over the entire time interval. In this case, the rotation of the spacecraft occurs along the trajectory of free motion, which ensures a turn with minimal energy consumption. Calculation of the required kinetic moment
Figure 00000018
is iterative in nature and is described by an algorithm
Figure 00000019
where μ (t k ) is the predicted angular position of the spacecraft at time t k obtained by simulating the motion of the spacecraft. The difference is the determination of the predicted end time of the maneuver t k obtained by simulating the spacecraft motion, storing the value of t k and its further use with the aim of more accurately than in the prototype, determining the spacecraft acceleration time τ and the calculated value of the kinetic moment
Figure 00000020
.

В предлагаемых способе и системе управляющие моменты формируются не только при разгоне и торможении объекта, но и в процессе вращения его по траектории свободного движения. В системе автоматически определяется такой требуемый импульс кинетического момента

Figure 00000021
, сообщение которого корпусу КА гарантирует достижение через заданное время требуемого углового положения с любыми наперед заданными точностями как по положению, так и по времени окончания маневра. С момента окончания действия разгонного импульса (когда аппарату сообщили расчетное значение кинетического момента) к КА прикладывают управляющий момент, обеспечивающий движение аппарата с расчетным кинетическим моментом
Figure 00000022
. При этом управляющий момент формируется комбинацией программного управления с управлением по отклонению
Figure 00000023
. Программное управление (прогнозируемый момент
Figure 00000024
) строится исходя из того, что КА движется по номинальной (рассчитанной заранее) траектории и определяется решением обратной задачи динамики. Однако одной этой составляющей управляющего момента недостаточно, т.к. она не обеспечивает возвращение на номинальный режим вращения при наличии возможных отклонений
Figure 00000025
и внешних возмущающих факторов. Поэтому необходима составляющая управляющего момента, формируемая по отклонению фактического кинетического момента от расчетного значения (компенсационный момент
Figure 00000026
), которая компенсирует возникающее рассогласование
Figure 00000027
. Компенсация
Figure 00000028
зависит только от отклонения
Figure 00000029
и является некоторым его оператором
Figure 00000030
. Простейшим является линейный оператор F, а главной его частью служит пропорциональная компенсация
Figure 00000031
(k>0 - коэффициент усиления). Вид оператора F определяет такие важнейшие характеристики контура управления, как устойчивость, время затухания переходных процессов, качество регулирования, порядок астатизма, чувствительность к случайным воздействиям, помехам и ошибкам измерений. Наличие компенсационной составляющей приводит к тому, что при малейшем отклонении
Figure 00000032
от расчетного
Figure 00000033
возникает управляющий момент, возвращающий КА в номинальный режим движения.In the proposed method and system, control moments are formed not only during acceleration and deceleration of the object, but also in the process of its rotation along the trajectory of free movement. The required momentum of the kinetic moment is automatically determined in the system
Figure 00000021
whose communication to the spacecraft hull guarantees the achievement in a given time of the required angular position with any predetermined accuracy both in position and in the time of the end of the maneuver. From the moment the acceleration pulse ends (when the calculated value of the kinetic moment is reported to the device), a control torque is applied to the spacecraft, which ensures the movement of the device with the estimated kinetic moment
Figure 00000022
. In this case, the control moment is formed by a combination of program control with deviation control
Figure 00000023
. Program Management (Predicted Moment
Figure 00000024
) is based on the fact that the spacecraft moves along the nominal (calculated in advance) trajectory and is determined by solving the inverse dynamic problem. However, this component of the control moment alone is not enough, because it does not provide a return to the nominal mode of rotation in the presence of possible deviations
Figure 00000025
and external disturbing factors. Therefore, a component of the control moment is necessary, which is formed by the deviation of the actual kinetic moment from the calculated value (compensation moment
Figure 00000026
), which compensates for the resulting mismatch
Figure 00000027
. Compensation
Figure 00000028
depends only on deviation
Figure 00000029
and is some of its operator
Figure 00000030
. The simplest is the linear operator F, and its main part is proportional compensation
Figure 00000031
(k> 0 is the gain). The form of the operator F determines such important characteristics of the control loop as stability, transient decay time, control quality, astatism order, sensitivity to random influences, noise and measurement errors. The presence of the compensation component leads to the fact that at the slightest deviation
Figure 00000032
from estimated
Figure 00000033
there is a control moment that returns the spacecraft to the nominal mode of motion.

Повышенные требования к управлению кинетическим моментом

Figure 00000034
в процессе разворота приводит к необходимости расчета
Figure 00000035
по фактическим параметрам углового движения КА:
Figure 00000036

При наличии отклонения фактического кинетического момента
Figure 00000037
от расчетного значения
Figure 00000038
желаемое движение задаем дифференциальным уравнением
Figure 00000039
, где κ > 0 - коэффициент апериодичности. Тогда расчетное изменение кинетического момента определяется выражением
Figure 00000040
Управляющие моменты формируем алгоритмически согласно уравнению
Figure 00000041

где
χ > 0 - коэффициент усиления.Increased kinetic torque management requirements
Figure 00000034
in the process of reversal leads to the need for calculation
Figure 00000035
according to the actual parameters of the angular motion of the spacecraft:
Figure 00000036

If there is a deviation in the actual kinetic moment
Figure 00000037
from the calculated value
Figure 00000038
the desired motion is given by the differential equation
Figure 00000039
, where κ> 0 is the aperiodicity coefficient. Then the calculated change in the kinetic moment is determined by the expression
Figure 00000040
We form control moments algorithmically according to the equation
Figure 00000041

Where
χ> 0 is the gain.

Подставляя

Figure 00000042
и интегрируя, получим общий вид закона управления:
Figure 00000043

Интегрирование производится с момента окончания участка разгона. Коэффициент κ определяет быстродействие, а χ - степень приближения
Figure 00000044
. Чем больше κ , тем быстрее
Figure 00000045
сходится к заданному значению
Figure 00000046
. Чем больше χ , тем ближе реальное движение
Figure 00000047
к расчетному. Отдельной компенсации в этом случае не требуется, т.к. управляющий момент формируется по принципу обратной связи, т.е. реализуется управление по отклонению, учитывающее фактическое движение КА.Substituting
Figure 00000042
and integrating, we obtain the general form of the control law:
Figure 00000043

Integration is performed from the moment the acceleration section ends. Coefficient κ determines the speed, and χ - the degree of approximation
Figure 00000044
. The larger κ, the faster
Figure 00000045
converges to a given value
Figure 00000046
. The larger χ, the closer the real movement
Figure 00000047
to estimated. Separate compensation in this case is not required, because the control moment is formed according to the feedback principle, i.e. deviation control is implemented taking into account the actual spacecraft motion.

Для улучшения качества переходных процессов необходимо учитывать начальные условия на начало регулирования, для чего в выражение для

Figure 00000048
вводим значение
Figure 00000049
. В результате получаем
Figure 00000050
.To improve the quality of transients, it is necessary to take into account the initial conditions at the beginning of regulation, for which, in the expression for
Figure 00000048
enter the value
Figure 00000049
. As a result, we get
Figure 00000050
.

Рассмотрим случай, когда управляющий момент на этапе между разгоном и торможением формируется по отклонению кинетического момента от расчетного значения

Figure 00000051
. Задача управления состоит в стабилизации вектора кинетического момента
Figure 00000052
в инерциальном пространстве в окрестности зафиксированного значения
Figure 00000053
. Направление кинетического момента в процессе разворота представим в инерциальной системе координат (ИСК)
Figure 00000054
, где
Figure 00000055
- вектор разворота в связанной системе координат (ССК) на начало разворота. Тогда имеем
Figure 00000056
- зафиксированный в ИСК вектор кинетического момента. Расчетное значение кинетического момента в ИСК постоянно и известно:
Figure 00000057
(индекс "и" означает, что вектор представлен в ИСК). Фактический кинематический момент КА
Figure 00000058
измеряется в ССК. Тогда
Figure 00000059
. Пусть
Figure 00000060
, где k>0 - коэффициент усиления, определяющий скорость компенсации.Consider the case when the control moment at the stage between acceleration and deceleration is formed by the deviation of the kinetic moment from the calculated value
Figure 00000051
. The control task is to stabilize the kinetic moment vector
Figure 00000052
in inertial space in the vicinity of a fixed value
Figure 00000053
. The direction of the kinetic moment in the course of a turn is represented in an inertial coordinate system (ISC)
Figure 00000054
where
Figure 00000055
- vector of the turn in the associated coordinate system (SSC) at the beginning of the turn. Then we have
Figure 00000056
- the kinetic moment vector recorded in the ISK. The calculated value of the kinetic moment in the ISK is constant and known:
Figure 00000057
(the index "and" means that the vector is presented in the SUIT). The actual kinematic moment of the spacecraft
Figure 00000058
measured in SSK. Then
Figure 00000059
. Let be
Figure 00000060
where k> 0 is the gain determining the compensation rate.

В итоге

Figure 00000061

где
Figure 00000062
- расчетное значение кинетического момента.Eventually
Figure 00000061

Where
Figure 00000062
is the calculated value of the kinetic moment.

Выражение для управляющего момента с учетом интегральной компенсации принимает вид

Figure 00000063
,
где
k, r - коэффициенты усиления (k = const, r = const).The expression for the control moment taking into account integral compensation takes the form
Figure 00000063
,
Where
k, r are the gain (k = const, r = const).

Принимаем

Figure 00000064

(в предположении, что за малое время
Figure 00000065
повернется незначительно).Accept
Figure 00000064

(assuming that in a short time
Figure 00000065
will turn slightly).

Момент управления может быть сформирован по принципам инвариантного управления, сочетающего программное управление с управлением по отклонению:

Figure 00000066

Та часть управляющего момента, которая пропорциональна отклонению
Figure 00000067
, является основной в компенсационном моменте
Figure 00000068
. Интегральная компенсация, с одной стороны, улучшает качество регулирования (повышает быстроту и точность отработки
Figure 00000069
) и повышает астатизм контура управления, а с другой - позволяет компенсировать внешние возмущения и случайные факторы. Интегральная составляющая управляющего момента позволяет обеспечить
Figure 00000070
при
Figure 00000071
в случае медленно меняющихся внешних воздействий. Здесь
Figure 00000072
- момент всех сил, действующих на КА,
Figure 00000073
- внешний возмущающий момент. Значения коэффициентов усиления k, r выбираются из условий обеспечения устойчивости, точности поддержания
Figure 00000074
и помехозащищенности. Чем больше k, тем больше быстродействие контура стабилизации, тем меньше возможная ошибка управления
Figure 00000075
но, с другой стороны, повышается чувствительность к ошибкам измерения. Отношение k/r определяет запас устойчивости (чем оно больше, тем более устойчива система). Конкретные величины коэффициентов зависят только от технических данных элементов системы управления.The control moment can be formed according to the principles of invariant control, combining program control with deviation control:
Figure 00000066

The part of the control moment that is proportional to the deviation
Figure 00000067
is the main thing in the compensation moment
Figure 00000068
. Integral compensation, on the one hand, improves the quality of regulation (increases the speed and accuracy of mining
Figure 00000069
) and increases the astatism of the control loop, and on the other hand, it allows you to compensate for external disturbances and random factors. The integral component of the control torque allows
Figure 00000070
at
Figure 00000071
in case of slowly changing external influences. Here
Figure 00000072
- the moment of all forces acting on the spacecraft,
Figure 00000073
- external disturbing moment. The values of the amplification factors k, r are selected from the conditions for ensuring stability and maintaining accuracy
Figure 00000074
and noise immunity. The greater k, the greater the speed of the stabilization circuit, the less the possible control error
Figure 00000075
but, on the other hand, sensitivity to measurement errors increases. The ratio k / r determines the margin of stability (the larger it is, the more stable the system). The specific values of the coefficients depend only on the technical data of the elements of the control system.

Введение в

Figure 00000076
расчетного значения возмущающего момента
Figure 00000077
существенно снижают ошибку
Figure 00000078
. Так, в частном случае, когда на КА действуют внешние моменты расчетной величины, обеспечивается движение с
Figure 00000079
. Статическая составляющая разности
Figure 00000080
полностью парируется интегральной компенсацией и ошибка
Figure 00000081
при этом сводится к нулю.Introduction to
Figure 00000076
calculated value of the disturbing moment
Figure 00000077
significantly reduce error
Figure 00000078
. So, in the particular case, when the external moments of the calculated value act on the spacecraft, a motion with
Figure 00000079
. Static difference component
Figure 00000080
fully parried by integral compensation and error
Figure 00000081
it reduces to zero.

Повышение точности разворота обеспечивается и тем, что момент начала торможения определяется исходя из фактических параметров движения КА

Figure 00000082
путем сравнения времени τд c τг .Improving the accuracy of the turn is also ensured by the fact that the moment of the start of braking is determined based on the actual parameters of the spacecraft
Figure 00000082
by comparing the time τ d c τ g .

На фиг. 1 представлена функциональная схема системы-аналога; на фиг. 2 показаны временные диаграммы для способа и системы-прототипа и предлагаемых способа и системы; на фиг. 3 изображена функциональная схема предлагаемой системы; на фиг. 4 - функциональная схема БОПрР (22); на фиг. 5 - схема реализации БОПрР (22); на фиг. 6 - схема реализации БОВР (14); на фиг. 7 - схема выполнения БФКСВ (18); на фиг. 8 - схема выполнения БФКТ (20); на фиг. 9 - схема реализации БКОПР (21); на фиг. 10 - схема реализации БСПР (23); на фиг. 11 - схема реализации БФКМ (29); на фиг. 12 - схема реализации БФВД (32); на фиг. 13 - схема реализации БФВГКМ (33). In FIG. 1 shows a functional diagram of an analog system; in FIG. 2 shows timing diagrams for the method and prototype system and the proposed method and system; in FIG. 3 shows a functional diagram of the proposed system; in FIG. 4 is a functional diagram of BOPrR (22); in FIG. 5 is a diagram of the implementation of BOPrR (22); in FIG. 6 is a diagram of the implementation of BOWR (14); in FIG. 7 is a diagram of the implementation of BFKSV (18); in FIG. 8 is a diagram of the performance of BFKT (20); in FIG. 9 is a diagram of the implementation of BKOPR (21); in FIG. 10 is a diagram of the implementation of BSPR (23); in FIG. 11 is a diagram of the implementation of BFKM (29); in FIG. 12 is a diagram of the implementation of BFVD (32); in FIG. 13 is a diagram of the implementation of BFVGKM (33).

Функциональная схема предлагаемой системы представлена на фиг. 3, 4, где 1 - блок задания начального и конечного положений аппарата (БЗНКП), 2 - блок задания моментов инерции (БЗМИ), 3 - задатчик времени разворота (ЗВР), 4 - бесплатформенная инерционная навигационная система (БИНС), 5 - блок датчиков угловых скоростей (БДУС), 6 - блок определения параметров разворота (БОПР), 9 - блок определения момента инерции вокруг поперечной оси (БОМИПО), 10 - блок прогноза вектора разворота (ВПВР), 11 - блок определения направления разгонного импульса (БОНРИ), 12 - блок формирования момента управления (БФМУ), 13 - блок определения кинетического момента (БОКМ), 14 - блок определения времени разгона (БОВР), 15 - блок определения отклонения кинетического момента от расчетного (БООКМ), 16 - блок формирования разгонного и тормозного импульсов (БФРТИ), 17 - блок формирования команды на разгон (БФКР), 18 - блок формирования команды на свободное вращение (БФКСВ), 19 - блок определения момента остановки аппарата (БОМО), 20 - блок формирования команды на торможение (БФКТ), 21 - блок коррекции и обновления параметров разворота (БКОПР), 22 - блок определения промаха разворота (БОПрР), 23 - блок сравнения промаха разворота с заданной величиной (БСПР), 24 - блок запоминания вектора разворота (БЗВР), 25 - блок определения направления тормозного импульса (БОНТИ), 26 - блок определения направления разворота (БОНР), 27 - задатчик команды на начало разворота (ЗНКР), 28 - задатчик максимальной величины управляющего момента (ЗМВУМ), 29 - блок формирования корректирующего момента (БФКМ), 30 - блок суммирования управляющего момента (БСУМ), 31 - блок определения параметров доворота (БОПД), 32 - блок формирования времени на доворот до конечного углового положения (БФВД), 33 - блок формирования времени гашения текущего кинетического момента (БФВГКМ). При этом выход задания начального положения БЗНКП связан с соответствующим входом БОПР, БОПрР и информационным входом БОНРИ. Выход задания конечного положения БЗНКП связан с соответствующим входом БОПР, БКОПР, БОПрР и БОПД. Первый, второй и третий выходы БЗМИ связаны соответственно с первым, вторым и третьим параметрическими входами БОКМ и первым, вторым и третьим входами задания моментов инерции БРПрР. Первый и второй входы БОМИПО связаны соответственно с первым и вторым выходами БЗМИ, третий выход которого связан с входом ввода момента инерции относительно продольной оси БПРВ, скалярный выход которого связан с входом ввода угла разворота БОПрР и со скалярным входом БЗВР. Выход связан с входами задания времени разворота БОВР и БОПрР. Выход БИНС связан с входами задания углового положения БФМУ, БОНТИ и входом ввода текущего углового положения БОПД, выход которого связан с информационным входом БФВД. Выход БДУС связан с входом БИНС и векторным входом БОКМ, выход которого связан с входом ввода кинетического момента БООКМ, входом БОМО, векторным входом БОНТИ и БФВГКМ, выход которого связан с входом ввода времени гашения угловой скорости БФКСВ. Выход ввода времени доворота БФКСВ связан с выходом БФВД, векторный вход которого связан с выходом БДУС. Выход БОПР связан с входом ввода исходных параметров разворота БКОПР. Выход БОМИПО связан с входами ввода моментов инерции вокруг поперечной оси БОВР, БОПрР и БПВР, векторный выход которого связан с входами ввода вектора разворота БОПрР и БЗВР. Выход БОНРИ связан с входом ввода направления разгонного импульса БОНР. Выход БФМУ связан с входом задания момента управления БООКМ и векторным входом БФРТИ. Вход ввода прогнозируемого времени разворота БОВР связан с одноименным выходом БОПрР. Логический выход БФКСВ связан с управляющим входом БФКР, выход которого связан с входами разрешения разгона БФРТИ, БФКТ и БОНР. Командный выход БФКСВ связан с входом разрешения свободного движения БФКТ. Выход БОМО связан с входом ввода сигнала на остановку аппарата БФКТ, выход которого связан с входами ввода команды на торможение БФРТИ, БОНР и БОНТИ, выход которого связан с входом ввода направления тормозного импульса БОНР, выход которого связан с векторным входом БФМУ. Выход БКОПР связан с входом задания параметров разворота БПВР. Выход прогнозируемого углового положения БОПрР связан с соответствующим входом БКОПР, информационный выход БОПрР связан с входом БСПР, выход которого связан с управляющими входами БКОПР и БЗВР, векторный выход которого связан с векторным входом БОНРИ. Скалярный выход БЗВР связан с входом задания угла разворота БОВР, выход которого связан с входом задания времени разгона БООКМ, выход которого связан с векторным входом БФКСВ и с информационным входом БФКМ, управляющий вход которого связан с выходом разрешения свободного движения БФКСВ. Выход ЗКНР связан с входом наличия разворота БФКР и БФКСВ. Выход ЗМВУМ связан с параметрическими входами БФМУ, БОВР и БФВГКМ. Первый вход БСУМ связан с выходом БФРТИ , второй вход БСУМ связан с выходом БФКМ, выход БСУМ является выходом системы. Functional diagram of the proposed system is presented in FIG. 3, 4, where 1 is the block for setting the initial and final positions of the apparatus (BZNKP), 2 is the block for setting the moments of inertia (BZMI), 3 is the turn time adjuster (ZVR), 4 is the strapdown inertial navigation system (BINS), 5 is the block angular velocity sensors (BDUS), 6 - block for determining the parameters of a turn (BOPR), 9 - block for determining the moment of inertia around the transverse axis (BOMIPO), 10 - block for forecasting a turn of the vector (VVPR), 11 - block for determining the direction of the accelerating pulse (BONRY) 12 - control moment formation unit (BFMU), 13 - kinetic determination unit moment (BOKM), 14 - unit for determining the acceleration time (BOVR), 15 - unit for determining the deviation of the kinetic moment from the calculated (BOOKM), 16 - unit for generating accelerating and braking pulses (BFRTI), 17 - unit for generating an acceleration command (BFKR) ), 18 - a unit for generating a command for free rotation (BFKSV), 19 - a unit for determining the moment the machine was stopped (BOMO), 20 - a unit for generating a command for braking (BFKT), 21 - a block for correcting and updating the parameters of a turn (BKOPR), 22 - U-turn miss block (BOPrR), 23 - miss comparison block and a U-turn with a predetermined value (BSPR), 24 - a block for storing a vector of a U-turn (BZVR), 25 - a block for determining the direction of the brake pulse (BONTI), 26 - a block for determining the direction of a U-turn (BONR), 27 - a command unit for starting a U-turn (ZNKR) , 28 - adjuster of the maximum value of the control torque (ZMVUM), 29 - block for the formation of the correcting moment (BFKM), 30 - block for the summation of the control moment (BSUM), 31 - block for determining the parameters of the turn-over (BODF), 32 - block for the formation of time for a turn to final angular position (BFVD), 33 - block ormirovaniya blanking time the current angular momentum (BFVGKM). At the same time, the output of the task of the initial position of the BZNKP is connected with the corresponding input of the BOPR, BOPrR and the information input of BONRI. The output of the task of the final position of the BZNKP is connected with the corresponding input of the BOPR, BKOPR, BOPrR and BOPD. The first, second, and third outputs of the BZMI are connected, respectively, with the first, second, and third parametric inputs of the BOKM and the first, second, and third inputs of the moment of inertia of BRPrR. The first and second inputs of BOMIPO are connected respectively to the first and second outputs of the BZMI, the third output of which is connected to the input of the moment of inertia input relative to the longitudinal axis of the BPRV, the scalar output of which is connected to the input of the input of the BOPrR rotation angle and to the scalar input of the BZVR. The output is connected to the inputs for setting the turn time of the BOVR and BOPrR. The output of the SINS is connected to the inputs for setting the angular position of the BFMU, BONTI and the input for entering the current angular position of the BFDS, the output of which is connected to the information input of the BFVD. The BDSM output is connected to the BINS input and the BOKM vector input, the output of which is connected to the BOOKM kinetic moment input input, the BOMO input, the BONTI and BFVGKM vector input, the output of which is connected to the BFKSV angular velocity damping time input. The output of the BFKSV add-in time is connected to the output of the BFVD, the vector input of which is connected to the output of the BFCC. The output of the BOPR is connected to the input input of the initial parameters of the BKOPR turn. The output of BOMIPO is connected to the inputs of the input of moments of inertia around the transverse axis of the BOVR, BOPrR and BVVR, the vector output of which is connected to the inputs of the input of the rotation vector BOPrR and BZVR. The output of BONRY is connected to the input of the direction input for the accelerating pulse of BONR. The output of the BFMU is connected with the input of the task of controlling the BOOKM moment and the vector input of the BFRTI. The input of the input of the predicted turnaround time of the BOWR is connected to the BOPrR output of the same name. The logical output of the BFKSV is connected to the control input of the BFKR, the output of which is connected to the inputs of the acceleration enable BFRTI, BFKT and BONR. The BFKSV command output is connected to the BFKT free movement enable input. The BOMO output is connected to the input signal input to stop the BFKT device, the output of which is connected to the inputs of the BFRTI, BONR and BONTI braking command inputs, the output of which is connected to the input of the BONR brake pulse direction input, the output of which is connected to the BFMU vector input. The output of the BKOPR is connected to the input of setting the parameters for turning the BWRV. The output of the predicted angular position of the BOPrR is connected to the corresponding BKOPR input, the information output of the BOPrR is connected to the BSPR input, the output of which is connected to the control inputs of the BKPR and BZVR, the vector output of which is connected to the BONRI vector input. The scalar BZVR output is connected to the input of the BOVR turning angle setting input, the output of which is connected to the BOOKM acceleration time setting input, the output of which is connected to the BFKSV vector input and the BFKM information input, the control input of which is connected with the BFKSV free movement permission output. The output of the ZKNR is connected to the input of the presence of the UFKR and BFKSV reversal. The ZMVUM output is connected with the parametric inputs of the BFMU, BOVR and BFVGKM. The first input of the BSUM is connected to the output of the BFRTI, the second input of the BSUM is connected to the output of the BFKM, the output of the BSUM is the output of the system.

Реализация отдельных блоков и элементов предлагаемой системы выполнена на интегральных схемах и стандартных аналоговых модулях и представлена фиг. 5-13. The implementation of the individual blocks and elements of the proposed system is performed on integrated circuits and standard analog modules and is presented in FIG. 5-13.

БОПР 6 вычисляет кватернион разворота по формуле

Figure 00000083
и состоит из блока взятия сопряженного кватерниона и блока перемножения кватернионов.BOPR 6 calculates the quaternion of a U-turn according to the formula
Figure 00000083
and consists of a unit for taking the conjugated quaternion and a block for multiplying quaternions.

БОМИПО 9 усредняет моменты инерции вокруг поперечных осей Jx и Jy по выражению J = (Jx + Jy)/2.BOMIPO 9 averages the moments of inertia around the transverse axes J x and J y by the expression J = (J x + J y ) / 2.

БПВР 10 как и в прототипе определяет вектор разворота

Figure 00000084
и угол поворота КА вокруг него ψ (угол прецессии), соответствующие развороту динамически симметричного тела с моментами инерции J, Jz на кватернион Λр .BVVR 10 as in the prototype determines the U-turn vector
Figure 00000084
and the angle of rotation of the spacecraft around it ψ (angle of precession), corresponding to the rotation of a dynamically symmetric body with moments of inertia J, J z on the quaternion Λ p .

БОНРИ 11 реализует соотношение

Figure 00000085
.BONRY 11 implements the ratio
Figure 00000085
.

БФМУ 12 вычисляет потребный момент управления

Figure 00000086
исходя из фактического углового положения Λ и вектора разворота
Figure 00000087
и реализует функцию
Figure 00000088

БОКМ 13 осуществляет умножение вектора на диагональную матрицу по выражению
Figure 00000089

БОВР 14 представлен на фиг. 6 и вычисляет время разгона τ по формуле
Figure 00000090
BFMU 12 calculates the required control moment
Figure 00000086
based on the actual angular position Λ and the rotation vector
Figure 00000087
and implements the function
Figure 00000088

BOKM 13 multiplies the vector by the diagonal matrix by the expression
Figure 00000089

BOWR 14 is shown in FIG. 6 and calculates the acceleration time τ by the formula
Figure 00000090

Claims (3)

1. Способ управления разворотом космического аппарата, включающий формирование и с заданного момента времени приложение разгонного импульса, измерения параметров углового движения аппарата, определение фактического кинетического момента аппарата и сравнение его с расчетным значением, требуемым для приведения аппарата в заданное конечное угловое положение, формирование и приложение тормозного импульса, отличающийся тем, что определяют прогнозируемое время окончания маневра, сравнивают его с заданным временем разворота, по результатам сравнения корректируют расчетное значение вектора кинетического момента и фиксируют его в инерциальном базисе, по окончанию действия разгонного импульса по измеренным параметрам углового движения аппарата формируют и прикладывают к аппарату управляющий момент, определяемый по выражению
Figure 00000091

где
Figure 00000092
компенсационный момент;
Figure 00000093
прогнозируемый момент,
до тех пор, пока время на доворот аппарата до конечного углового положения τд не станет равным времени гашения текущего кинетического момента τг.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что управляющий момент, прикладываемый к аппарату на этапе между разгоном и торможением, определяют по выражению
Figure 00000094

где
Figure 00000095
фактический кинетический момент аппарата;
Figure 00000096
расчетное значение кинетического момента;
t - время с момента окончания участка разгона;
χ - коэффициент усиления;
κ - коэффициент апериодичности (1 ≤ κ ≤ 1000 c-1, χ > 4κ).
3. Способ по п.1 и 2, отличающийся тем, что управляющий момент, прикладываемый к аппарату на этапе между разгоном и торможением, определяют по выражению
Figure 00000097

где
Figure 00000098
значение кинетического момента аппарата на момент окончания участка разгона.1. A method of controlling the rotation of a spacecraft, including the formation and application of an accelerating pulse from a given moment in time, measuring the parameters of the angular motion of the spacecraft, determining the actual kinetic moment of the spacecraft and comparing it with the calculated value required to bring the spacecraft into a given final angular position, formation and application a braking pulse, characterized in that they determine the predicted end time of the maneuver, compare it with a given turn time, according to the result Comparisons correct the calculated value of the vector of kinetic momentum and fix it in the inertial basis, at the end of the acceleration pulse using the measured parameters of the angular movement of the apparatus, form and apply to the apparatus a control moment, determined by the expression
Figure 00000091

Where
Figure 00000092
compensation moment;
Figure 00000093
predicted moment
until the time to turn the apparatus to the final angular position τ d becomes equal to the damping time of the current kinetic moment τ g .
2. The method according to claim 1, characterized in that the control moment applied to the device at the stage between acceleration and braking is determined by the expression
Figure 00000094

Where
Figure 00000095
the actual kinetic moment of the apparatus;
Figure 00000096
the calculated value of the kinetic moment;
t is the time since the end of the acceleration section;
χ is the gain;
κ is the aperiodicity coefficient (1 ≤ κ ≤ 1000 s -1 , χ> 4κ).
3. The method according to claim 1 and 2, characterized in that the control moment applied to the device at the stage between acceleration and braking is determined by the expression
Figure 00000097

Where
Figure 00000098
the value of the kinetic moment of the apparatus at the end of the acceleration section. 4. Способ по п.1, отличающийся тем, что управляющий момент, прикладываемый к аппарату, на этапе между разгоном и торможением определяют по выражению
Figure 00000099

где
Figure 00000100
фактический кинетический момент аппарата;
Figure 00000101
расчетное значение кинетического момента;
k, r - коэффициенты усиления;
t - время с момента окончания участка разгона;
Figure 00000102
расчетное значение возмущающего момента, (0,01 ≤ k ≤ 1000 c-1, 0 ≤ r/k < 2c-1).4. The method according to claim 1, characterized in that the control moment applied to the apparatus at the stage between acceleration and braking is determined by the expression
Figure 00000099

Where
Figure 00000100
the actual kinetic moment of the apparatus;
Figure 00000101
the calculated value of the kinetic moment;
k, r - gain;
t is the time since the end of the acceleration section;
Figure 00000102
the calculated value of the disturbing moment, (0.01 ≤ k ≤ 1000 s -1 , 0 ≤ r / k <2c -1 ). 5. Система управления разворотом космического аппарата, включающая блок задания начального и конечного положений аппарата, включающая блок задания начального и конечного положений аппарата, блок задания моментов инерции, задатчик времени разворота, бесплатформенную инерциальную навигационную систему, блок датчиков угловых скоростей, блок определения параметров разворота, блок определения момента инерции вокруг поперечной оси связан с входами ввода момента инерции вокруг поперечной оси, блок прогноза вектора разворота, блок определения направления разгонного импульса, блок формирования момента управления, блок определения кинетического момента, блок определения времени разгона, блок определения отклонения кинетического момента от расчетного, блок формирования разгонного и тормозного импульсов, блок формирования команды на разгон, блок формирования команды на свободное вращение, блок определения момента остановки аппарата, блок формирования команды на торможение, блок коррекции и обновления параметров разворота, блок определения промаха разворота, блок сравнения промаха разворота с заданной величиной, блок запоминания вектора разворота, блок определения направления тормозного импульса, блок определения направления разворота, задатчик команды на начало разворота, задатчик максимальной величины управляющего момента, при этом выход задания начального положения блока задания начального и конечного положений аппарата связан с соответствующим входом блока определения параметров разворота, блока определения промаха разворота и блока определения направления разгонного импульса, выход задания конечного положения блока задания начального и конечного положений аппарата связан с соответствующим входом блока определения параметров разворота, блока коррекции и обновления параметров разворота и блока определения промаха разворота, первый, второй и третий выходы блока задания моментов инерции связаны соответственно с первым, вторым и третьим входами блока определения кинетического момента и первым, вторым и третьим входами задания моментов инерции блока определения промаха разворота, первый и второй входы блока определения момента инерции вокруг поперечной оси связаны соответственно с первым и вторым выходами блока задания моментов инерции, третий выход которого связан с входом ввода момента инерции относительно продольной оси блока прогноза вектора разворота, первый выход которого связан с входом ввода угла разворота блока определения промаха разворота и блока запоминания вектора разворота, выход задатчика времени разворота связан с входами задания времени разворота блока определения времени разгона и блока определения промаха разворота, выход бесплатформенной инерциальной навигационной системы связан с входами задания углового положения блока формирования момента управления и блока определения направления тормозного импульса, выход блока датчиков угловых скоростей связан с входом бесплатформенной инерциальной навигационной системы и входом ввода угловой скорости блока определения кинетического момента, выход которого связан с входом ввода кинетического момента блока определения отклонения кинетического момента от расчетного, блока определения момента остановки аппарата и блока определения направления тормозного импульса, выход блока определения параметров разворота связан с входом ввода исходных параметров разворота блока коррекции и обновления параметров разворота, выход блока определения момента инерции вокруг поперечной оси связан с входами ввода момента инерции вокруг поперечной оси блока определения времени, разгона, блока определения промаха разворота и блока прогноза вектора разворота, второй выход которого связан с входами ввода вектора разворота блока определения промаха разворота и блока запоминания вектора разворота, выход блока определения направления разгонного импульса связан с входом ввода направления разгонного импульса блока определения направления разворота, выход блока формирования момента управления связан с входом задания момента управления блока определения отклонения кинетического момента от расчетного и блока формирования разгонного и тормозного импульсов, первый выход блока формирования команды на свободное вращение связан с управляющим входом блока формирования команды на разгон, выход которого связан с входами разрешения разгона блока формирования разгонного и тормозного импульсов, блока формирования команды на торможение и блока определения направления разворота, второй выход блока формирования команды на свободное вращение связан с входом разрешения свободного движения блока формирования команды на торможение, выход блока определения момента остановки аппарата связан с входом ввода сигнала на остановку аппарата блока формирования команды на торможение, выход которого связан с входами ввода команды на торможение блока формирования разгонного и тормозного импульсов, блока определения направления разворота и блока определения направления тормозного импульса, выход которого связан с входом ввода направления тормозного импульса блока определения направления разворота, выход которого связан с входом ввода направления управляющего момента блока формирования момента управления, выход блока коррекции и обновления параметров разворота связан с входом задания параметров разворота блока прогноза вектора разворота, выход прогнозируемого углового положения блока определения промаха разворота связан с соответствующим входом блока коррекции и обновления параметров разворота, выход по ошибке положения блока определения промаха разворота связан с входом блока сравнения промаха разворота с заданной величиной, выход которого связан с управляющими входами блока коррекции и обновления параметров разворота и блока запоминания вектора разворота, первый выход которого связан с входом ввода вектора разворота блока определения направления разгонного импульса, второй выход блока запоминания вектора разворота связан со входом задания угла разворота блока определения времени разгона, выход которого связан с соответствующим входом блока определения отклонения кинетического момента от расчетного, выход которого связан с входом ввода ошибки управления блока формирования команды на свободное вращение, выход задатчика команды на начало разворота связан с входом наличия разворота блока формирования команды на разгон и блока формирования команды на свободное вращение, выход задатчика максимальной величины управляющего момента связан с соответствующими входами блока формирования момента управления и блока определения времени разгона, причем блок определения промаха разворота состоит из блока определения наличия вектора разворота, блока моделирования движения аппарата, блока формирования управляющего сигнала, блока фиксации прогнозируемого положения, при этом выход блока определения наличия вектора разворота связан с управляющим входом блока моделирования движения аппарата, выход которого связан с входами ввода углового положения блока формирования управляющего сигнала и блока фиксации прогнозируемого положения, вход задания начального положения блока моделирования движения аппарата является одноименным входом блока определения промаха разворота, первый, второй и третий входы задания моментов инерции блока моделирования движения аппарата являются соответствующими входами блока определения промаха разворота, вход ввода времени разворота блока моделирования движения аппарата является одноименным входом блока определения промаха разворота, вход задания конечного положения блока формирования управляющего сигнала является одноименным входом блока определения промаха разворота, управляющий выход блока формирования управляющего сигнала связан с управляющим входом блока фиксации прогнозируемого положения, выход промаха разворота блока формирования управляющего сигнала связан с одноименным входом блока фиксации прогнозируемого положения, выходы которого являются выходами блока определения промаха разворота, отличающаяся тем, что в нее введены блок формирования корректирующего момента, блок суммирования управляющего момента, блок определения параметров доворота, блок формирования времени на доворот аппарата до конечного положения и блок формирования времени гашения текущего кинетического момента, при этом вход ввода прогнозируемого времени разворота блока определения времени разгона связан с одноименным выходом блока определения промаха разворота, выход задания конечного положения блока задания начального и конечного положений аппарата связан с одноименным входом блока определения параметров доворота, выход бесплатформенной инерциальной навигационной системы связан с входом ввода текущего углового положения блока определения параметров доворота, выход которого связан с входом задания параметров доворота блока формирования времени на доворот аппарата до конечного положения, выход блока датчиков угловых скоростей связан с входом ввода угловой скорости блока формирования времени на доворот аппарата до конечного положения, выход которого связан с входом ввода времени доворота блока формирования команды на свободное вращение, выход блока определения кинетического момента связан с первым входом блока формирования времени гашения текущего кинетического момента, выход которого связан с входом ввода времени гашения угловой скорости блока формирования команды на свободное вращение, выход блока определения отклонения кинетического момента от расчетного связан с входом ввода ошибки управления блока формирования корректирующего момента, управляющий вход которого связан с выходом разрешения свободного движения блока формирования команды на свободное вращение, выход задатчика максимальной величины управляющего момента связан со вторым входом блока формирования времени гашения текущего кинетического момента, первый вход блока суммирования управляющего момента связан с выходом блока формирования разгонного и тормозного импульсов, второй вход блока суммирования управляющего момента связан с выходом блока формирования корректирующего момента, а в блок определения промаха разворота введен счетчик времени, причем вход запуска счетчика времени связан с выходом блока определения наличия вектора разворота, вход останова счетчика времени связан с управляющим выходом блока формирования управляющего сигнала, выход счетчика времени является выходом прогнозируемого времени разворота блока определения промаха разворота. 5. The control system for the rotation of the spacecraft, including the unit for setting the initial and final positions of the device, including the unit for setting the initial and final positions of the device, the unit for setting the moments of inertia, the timing unit, the roll-over inertial navigation system, the block of angular velocity sensors, the unit for determining the parameters of the rotation, the unit of determination of the moment of inertia around the transverse axis is connected to the inputs of the input of the moment of inertia around the transverse axis, the block of forecasting the reversal vector, the block is determined the direction of the accelerating pulse, the unit for generating the control moment, the unit for determining the kinetic moment, the unit for determining the acceleration time, the unit for determining the deviation of the kinetic moment from the calculated one, the unit for generating the accelerating and braking pulses, the unit for generating the acceleration command, the unit for generating the free rotation command, the unit for determining moment of stopping the apparatus, block for generating a command for braking, block for correction and updating of parameters of a turn, block for determining a miss of a turn, block compared a miss of a u-turn with a predetermined value, a unit for storing a vector of a u-turn, a unit for determining the direction of a brake pulse, a unit for determining a direction of a u-turn, a command knob for starting a u-turn, a knob for setting the maximum value of the control moment, while the output of setting the initial position of the unit for setting the initial and final positions of the apparatus is associated with the corresponding input of the block for determining the parameters of the turn, the block for determining the miss of the turn and the block for determining the direction of the accelerating pulse, the output of the task the final position of the unit for setting the initial and final positions of the apparatus is associated with the corresponding input of the unit for determining the parameters of the turn, the block for correction and updating the parameters of the turn, and the block for determining the miss of the turn, the first, second and third outputs of the block for setting the moments of inertia are associated with the first, second and third inputs of the block determining the kinetic moment and the first, second and third inputs of the moment of inertia of the unit for determining the miss of the U-turn, the first and second inputs of the block for determining mo The moment of inertia around the transverse axis is associated, respectively, with the first and second outputs of the inertia moment specifying unit, the third output of which is connected to the input of the moment of inertia input relative to the longitudinal axis of the reversal vector prediction block, the first output of which is connected to the input of the rotation angle input of the reversal miss determination unit and the storage unit U-turn vector, U-turn time setter output is connected to the inputs of the U-time setting of the U-time block of the U-time and the U-gap detection block, the output is free The inertial navigation system is connected to the inputs for setting the angular position of the control moment formation unit and the brake pulse direction determination unit, the output of the angular velocity sensor unit is connected to the strapdown inertial navigation system input and the angular velocity input input of the kinetic moment determination unit, the output of which is connected to the kinetic input input moment of the unit for determining the deviation of the kinetic moment from the calculated, unit for determining the moment of stopping the apparatus and b lok of determining the direction of the brake pulse, the output of the unit for determining the parameters of the turn is connected to the input input of the initial parameters of the turn of the correction unit and updating the parameters of the turn, the output of the unit for determining the moment of inertia around the transverse axis is connected to the inputs of the input of the moment of inertia around the transverse axis of the unit for determining time, acceleration, and the determination unit a U-turn miss and a U-turn vector prediction block, the second output of which is connected to the inputs of a U-turn vector input of a U-turn and block miss definition block mentioning the reversal vector, the output of the acceleration pulse direction determination unit is connected to the input of the acceleration pulse direction input of the rotation direction determination unit, the output of the control moment formation unit is connected to the control moment input of the control unit for determining the kinetic moment deviation from the calculated and the acceleration and brake pulses generation unit, the first output the unit for forming a team for free rotation is connected with the control input of the unit for forming a team for acceleration, the output of which is it is connected with the inputs of the resolution of acceleration of the unit for generating acceleration and brake pulses, the unit for generating a command for braking and the unit for determining the direction of a turn, the second output of the unit for forming a command for free rotation is connected to the input for allowing free movement of the unit for forming a command for braking, the output of the unit for determining the moment the device stops with the input of the input signal to stop the apparatus of the unit for forming the braking command, the output of which is connected to the inputs of the input of the command for braking the ph of acceleration and brake pulses, a direction determining unit for a reversal direction, and a brake pulse direction determining unit, the output of which is connected to an input of a brake pulse direction input of a direction of rotation direction determination unit, the output of which is connected to an input of direction input of a control moment of a control torque generating unit, an output of a correction and updating unit U-turn parameters associated with the input of the U-turn parameter settings for the U-turn vector prediction block, the output of the predicted angular position the U-turn slip detection unit is connected to the corresponding input of the U-turn correction and update block; the error output of the U-turn detection block is connected to the input of the U-turn comparison comparison block with a predetermined value, the output of which is connected to the control inputs of the U-turn correction and update parameters and the vector storage unit a reversal, the first output of which is connected to the input of the input of the vector of the reversal of the block for determining the direction of the accelerating pulse, the second output of the block for memorizing the vects A pivot point is connected to the input of setting the pivot angle of the unit for determining the acceleration time, the output of which is connected to the corresponding input of the unit for determining the deviation of the kinetic moment from the calculated one, the output of which is connected to the input of the input of the control error of the command formation unit for free rotation, the output of the command initiator to the beginning of the turn is connected with the input of the presence of a reversal of the block for the formation of the team for acceleration and the block for the formation of the team for free rotation, the output of the master of the maximum value of the control torque occupied with the corresponding inputs of the unit for forming the control moment and the unit for determining the acceleration time, and the unit for determining the miss of the turn consists of a unit for determining the presence of a reversal vector, a block for simulating the movement of the apparatus, a block for generating a control signal, a block for fixing the predicted position, and the output of the block for determining the presence of a reversal vector connected to the control input of the apparatus motion simulation block, the output of which is connected to the inputs of the input of the angular position of the control formation block of the input signal and the block for fixing the predicted position, the input for setting the initial position of the unit for modeling the movement of the apparatus is the input of the unit for determining the miss of the turn, the first, second and third inputs of the moments of inertia for the block for modeling the movement of the apparatus are the corresponding inputs of the block for determining the miss of the turn, the input for entering the time of the turn of the block simulation of the movement of the apparatus is the input of the same unit determining the miss of the U-turn, the input of setting the final position of the block of the control signal generation is the same input of the U-turn detection unit, the control output of the control signal generation unit is connected to the control input of the predicted position fixation unit, the U-turn output of the control signal generation unit is connected to the same input of the predicted position fixation unit, the outputs of which are the outputs of the U-turn detection unit characterized in that a correction moment forming unit, a summing control unit current moment, the unit for determining the turnaround parameters, the block for generating the time to turn the apparatus to the end position and the block for generating the quenching time of the current kinetic moment, the input of the input of the predicted turnaround time of the acceleration time determination unit is connected with the same output of the turn miss detection unit, the output of the end position job the unit for setting the initial and final positions of the apparatus is associated with the same input of the unit for determining the parameters of the turn, the output is strapdown inertial of the navigation system is connected to the input input of the current angular position of the unit for determining the turnaround parameters, the output of which is connected to the input of the input parameters of the turnaround block of the time to turn the apparatus to the final position, the output of the block of angular velocity sensors is connected to the input of the input of the angular velocity of the block of time formation to turn the apparatus to the final position, the output of which is connected to the input of the input of the turn-in time of the unit for forming the team for free rotation, the output of the kinetic determination unit The moment is connected to the first input of the damping time generation unit of the current kinetic moment, the output of which is connected to the input of the damping time of the angular velocity extinguishing of the free formation team forming unit, the output of the kinetic moment deviation determining unit from the calculated one is connected to the input of the input of the control error of the correcting moment formation unit, controlling the input of which is connected with the output of the permit for free movement of the team formation unit for free rotation, the output of the setter of the maximum value control moment is connected to the second input of the damping time formation unit of the current kinetic moment, the first input of the control moment accumulation unit is connected to the output of the acceleration and brake pulse generation unit, the second input of the control moment accumulation unit is connected to the output of the correction moment formation unit, and to the reversal miss determination unit a time counter is introduced, and the input of the start of the time counter is connected to the output of the unit for determining the presence of a reversal vector, the stop input of the counter Meni connected to the control output of the unit generating the control signal, the time counter output is the output predicted time reversal determination unit slip reversal.
RU97110577A 1997-06-24 1997-06-24 Method of control of spacecraft turn and system for realization of this method RU2114771C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU97110577A RU2114771C1 (en) 1997-06-24 1997-06-24 Method of control of spacecraft turn and system for realization of this method

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU97110577A RU2114771C1 (en) 1997-06-24 1997-06-24 Method of control of spacecraft turn and system for realization of this method

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2114771C1 true RU2114771C1 (en) 1998-07-10
RU97110577A RU97110577A (en) 1998-11-20

Family

ID=20194498

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU97110577A RU2114771C1 (en) 1997-06-24 1997-06-24 Method of control of spacecraft turn and system for realization of this method

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2114771C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2695630C1 (en) * 2018-10-23 2019-07-25 Акционерное Общество "Российский Концерн По Производству Электрической И Тепловой Энергии На Атомных Станциях" (Ао "Концерн Росэнергоатом") Device for decontamination of radioactive elements

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2695630C1 (en) * 2018-10-23 2019-07-25 Акционерное Общество "Российский Концерн По Производству Электрической И Тепловой Энергии На Атомных Станциях" (Ао "Концерн Росэнергоатом") Device for decontamination of radioactive elements

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6804594B1 (en) Active steering for handling/stability enhancement
US7853338B1 (en) Adaptive output feedback apparatuses and methods capable of controlling a non-minimum phase system
JP4549629B2 (en) Crane anti-sway control system and method under operator command
EP0377678B1 (en) Industrial control systems
Morimoto et al. Robust reinforcement learning
JP3483855B2 (en) Vehicle-based traveling control method and apparatus
RU2114771C1 (en) Method of control of spacecraft turn and system for realization of this method
JPH03105510A (en) Servo controller
US20130018612A1 (en) Device and method for observing or controlling a non-linear system
CN116909136B (en) 2-DOF helicopter sliding mode control method and system based on deterministic learning
Doman et al. Development of a hybrid direct-indirect adaptive control system for the X-33
Ramirez-Neria et al. Linear robust generalized proportional integral control of a ball and beam system for trajectory tracking tasks
Tho et al. Adaptive input shaping control of a rotary hook
KR100222763B1 (en) Linear output apparatus for controlling position of robot and method thereof
RU2095295C1 (en) Method of control of space vehicle turn and system for realization of this method
US8612068B2 (en) Apparatus and method for propagating the attitude of a vehicle
Zhang et al. Adaptive output feedback control of spacecraft with flexible appendages
Gourdeau et al. Computed torque control of robots without joint velocity measurements
JPS61173305A (en) Method of optimum control of moving body
Müller et al. State Observer for Position Control of Systems with Quantized Outputs in Large Scale Robotics
Nakamura et al. Output Feedback Control with Angle Estimation for Four-Wheeled Vehicles
Clauberg Adaptive control of a small autonomous underwater vehicle
SU830294A1 (en) Control device
JPH08249068A (en) Observer control operation device
RU2104232C1 (en) Method of control of space vehicle turn