Исследование влияния индуктивности электрической цепи якоры двигателя на процессы ориентации космических аппаратов при помощи маховиков

• Автор: Катаев, Сергей Павлович
• Шифр специальности: 01.02.01
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 1984
• Место защиты: Ленинград
• Количество страниц: 126 c. : ил

1.Постановка задачи
1.1.Уравнения движения космического аппарата, содержащего маховики
1.2.О возможности разделения движений аппарата в случае малых начальных отклонений от базовой системы координат
1.3.Построение управлений, разделяющих движения по углам крена и рыскания
1.4.Учет момента сопротивления на валу электродвигателя
2.Влияние индуктивности электрической цепи якоря на оптимальный по быстродействию процесс ориентации
2.1.Уравнения движения и постановка задачи
2.2.Синтез оптимального по быстродействию управления для линейных систем с постоянными коэффициентами с одним управляющим органом
2.3.Синтез оптимального управления для системы (2.1.14)
2.4. Определение длительности оптимального переходного процесса и момента переключения управления для системы (2.1.14)44
2.5.Синтез оптимального управления для системы (2.1.15)
2.6.СРределение длительности оптимального переходного процесса, а также моментов переключений управления для системы (2.1.15)
2.7.Сравнение характеристик оптимальных переходных процессов для уравнений (2.1.14) и (2.1.15)
3.Влияние индуктивности электрической цепи якоря на процесс ориентации, оптимизируемый по квадратичному функционалу
3.1.Постановка задача

3.2.Решение задачи для системы (3.1.1.)
3.3.Решение задачи для системы (3.1.2)
3.4.Решение задачи для системы (3.1.1) с помощью метода
Репина-1£етьякова
3.5.Сравнение характеристик переходных процессов, оптимизируемых по квадратичному функционалу, для систем (3.1.1) и (3.1.2)
4.Влияние индуктивности на процесс трехосной ориентации
с помощью трех маховиков
4.1.Уравнения движения при ориентации относительно системы отсчета, поступательно движущейся вместе с центром масс, без учета индуктивности
4.2.Построение законов управления напряжениями для случая
4.3.Уравнения движения при ориентации относительно поступательно движущейся вместе с центром масс системы отсчета
с учетом индуктивности
4.4.Построение законов управления напряжениями для случая £ о
4.5.Результаты численного сравнения поведения систем
4.6.Построение управляющих моментов, обеспечивающих асимптотическую устойчивость ориентированного положения космического аппарата при £
4.7.Построение управляющих моментов, обеспечивающих асимптотическую устойчивость ориентированного положения космического аппарата при £
Заключение
Литература

Одной из задач теории управления космическими аппаратами является задача об управлении угловым положением аппарата, т.е. его ориентацией. Важность решения этой задачи обусловлена тем, что без ее решения невозможны ни коррекция траектории полета, ни наведение:: научной аппаратуры на заданные объекты исследования, ни маневр спуска с орбиты, ни решение целого ряда других задач, связанных с обеспечением полета космического аппарата и выполнением научной программы.
Управление ориентацией космического аппарата может быть осуществлено либо с помощью реактивных двигателей ориентации, либо с помощью маховиков. Решению задачи управления ориентацией как первым, так и вторым способом посвящено множество работ. В книгах К.Б.Алексеева, Г.Г.Бебенина [г] и Б.В.Раушенбаха, Е.Н.Токаря [з] подробно рассмотрены методы решения задачи управления ориентацией и первым, и вторым способом, различные режимы процесса управления, указаны достоинства и недостатки обоих способов управления ориентацией. В книге [з] для управления ориентацией космического аппарата при помощи маховиков рассмотрены задачи как для одностепенных, так и для двух- и трехстепенных маховиков-гироскопов.
Среди работ, посвященных задачам ориентации при помощи маховиков можно условно выделить три группы. К первой из них относятся те работы, где в качестве управляющих воздействий рассмотрены кинетические моменты маховиков. В работах К.Б.Алексеева, Г.Г. Бебенина [2] , МН.Зишг! [4] и М.Л. Дертозоса, Й.К.Роберджа [5] построены законы управления для этого случая, изучены переходные процессы, отмечено, что основная трудность состоит во взаимосвязи движений космического аппарата по крену и рысканию и указана

Интегрирование этих уравнений дает
тг кг.
к, 2Э- Я7 - С ъо
V к5
(2.5.10)
где постоянные интегрирования С2о и СЪо выражаются через значения переменных *220 Еаопри t = £« следующим образом
С20 « ( кг гао - и-) е
С50 = ( к5г5о-^) е
- ггк-2 г до
-^кьг4о

(2.5. Н)
Поведение проекций фазовых траекторий на координатные плоскости (г* 7 Ез) и (н1? Ег)показано соответственно на рис. 2.5.1 и рис.
2.5.2. Стрелками указано направление движения изображающей точки при возрастании времени.
Многообразие образовано всеми теми точками (г*,
из которых изображающая точка приходит в начало координат без
переключения управления У' . Многообразие (поверхность)
образовано теми полутраекториями системы (2.5.8), концы которых принадлежат линии .Если начальное состояние системы
, 2 -,о)С /*г, то оптимальный процесс будет протекать с
одним- переключением управления.
Обозначая через Ъг0 значение управления на первом интервале постоянства, можем записать уравнения проекций фазовых траекторий на этом интервале в виде