Редукований пристрій спостереження в системі стабілізації руху ракети

Abstract

UK: Актуальність. Особливість руху ракети як об’єкта управління у тому, що в процесі польоту її параметри залежно від точки траєкторії і витрату палива суттєво змінюються. Це відноситься також і до збурювальних сил, які не можуть бути безпосередньо виміряні системою датчиків. Відповідно встановлюються вимоги до стабілізації руху, зокрема, до вибору закону регулювання і потужності виконавчого пристрою, яка через неповну інформацію про збурення призначається виходячи із оцінок їх максимальних значень, що спричиняє зменшення корисного навантаження ракети. Потреба в спостереженні кінематичних характеристик виконавчого пристрою в процесі компенсації збурень обумовлена необхідністю визначення фактичного рівня його завантаження з метою обґрунтування проектних показників і зростанням вимог до ефективності алгоритмів вибору закону регулювання. Мета роботи  розробка структурної схеми пристрою спостереження еквівалентного кута повороту рульового органу системи стабілізації і його кутової швидкості, що безпосередньо не вимірюються, але входять до вектору стану об’єкту управління, під яким мається на увазі збурений рух ракети в одній із площин стабілізації. Метод. Прийнята лінійна стаціонарна в околі певної точки траєкторії модель плоского руху ракети космічного призначення із врахуванням інерції виконавчого пристрою системи стабілізації у вигляді шести лінійних диференційних рівнянь першого порядку. Доступними для виміру у реальному часі прийняті чотири координати вектору стану об’єкту управління  відхилення центра мас ракети від програмного положення, кут повороту корпусу та їх похідні за часом. Шляхом подання матриці, що входить до моделі об’єкту управління – збурений рух корпусу у площині рискання, у вигляді блоків отримані диференційні рівняння редукованого пристрою спостереження кінематичних параметрів виконавчого пристрою – еквівалентного кута повороту рульового органу і його кутової швидкості. На основі цих рівнянь розроблені два варіанти структурної схеми, до складу яких входять інтегратор і лінійні блоки множення матриць. Результати. Розроблена структурна схема редукованого пристрою спостереження кута повороту рульового органу виконавчого пристрою і його кутової швидкості при компенсації збурювальних сил для випадків використання і невикористання цих даних в законі регулювання. Висновки. Отримані на підставі даних вимірювання поточні значення кінематичних характеристик виконавчого пристрою можуть бути використані для встановлення рівня його фактичного завантаження і при необхідності формування закону регулювання, в якому враховуються всі координати вектору стану прийнятої моделі. EN: Context. The peculiarity of the rocket movement as an object of control in that in the course of flight its parameters, depending of the trajectory point and fuel consumption, change significantly. It belongs also to disturbance forces that can’t be directly measured by the system of sensor. Accordingly, requirements are set for the stabilization of movement, in particular, for the choice of the control law and power of actuator, which due to incomplete information about the disturbances is assigned based on estimates of their maximum values, which causes a reduction in the payload of the rocket. The need to observe the kinematic characteristics of the actuator in process of disturbances compensation is due to the necessity to determine the actual level of its loading in order to justify the design indicators and increasing requirements for the efficiency of algorithms for choosing of the control law. Objective. Development the structure chart of observer of the equivalent steering angle and its angular velocity which are directly not measured but are included in the state vector of the control object – the perturbed motion of the rocket in one of the stabilization planes. Method. A linear model of the plane motion of a space rocket, stationary in the vicinity of a certain point of the trajectory, was adopted taking into account the inertia of the stabilizing system actuator in the form of six first order linear differential equations. Available for real-time measurement are four coordinates of the control object, these are deviation of the rocket center of mass from the program position, the rotation angle of the rocket body and their derivatives in time. By representing the matrix included in the model of the control object – the perturbed movement of the body in the yawing plane, in the form of blocks, differential equations of the reduced observing device of the kinematic parameters of the actuator are obtained, there are the equivalent steering angle and its angular velocity. On the basis of these equations two variants of the structure chart have been developed, which include an integrator and linear blocs of matrix multiplication. Results. A structure chart of a reduced observing device for the angle of rotation of the steering gear of the actuator and its angular velocity during the compensation of disturbing forces for cases of use and non-use of these data in the control law is developed. Conclusions. The obtained on the basis of the measure data current values of the kinematic characteristics of the actuator can be used to determine the level of its actual download and, if necessary, to form a control law that takes into account all the coordinates of the state vector of the adopted model.