Точність і запас стійкості системи стабілізації обертального руху ракети

Abstract

UK: Розроблена методика отримання оцінок показників точності компенсації збурювального прискорення спираючись на лінійну стаціонарну в околі певної точки траєкторії модель плоского обертального руху ракети космічного призначення із врахуванням інерції виконавчого пристрою. Кількісно вони визначаються двома векторами похибок, координати яких – це нескладні аналітичні залежності від коефіцієнтів рівнянь руху і закону регулювання. Метою дослідження є встановлення зв’язку між координатами векторів похибок і запасом стійкості системи на площині коренів характеристичного поліному, що дасть можливість обґрунтованого вибору коефіцієнтів закону регулювання на початковому етапі розробки системи управління. Вперше з урахуванням специфіки ракети космічного призначення розроблена методика встановлення зв’язку між координатами векторів похибок при дії лінійного збурювального прискорення, коефіцієнтами закону регулювання, до якого входять чотири координати вектору стану, і запасом стійкості системи стабілізації обертального руху на площині коренів характеристичного поліному. Визначені три незалежних координати векторів похибок, що дає можливість варіації коефіцієнта закону регулювання при кутовій швидкості ракети або рульового органу виходячи із критерію найбільшого запасу стійкості без зміни показників точності. Результати роботи можуть бути використані для прийняття технічних рішень при проектуванні системи управління обертальним рухом ракети. EN: Methodology of receipt of the exactness indexes estimations by equalization of a disturbing acceleration is worked out with the use of the linear model of a cosmic rocket rotation stationary in region of the determined trajectory point with taking in account of an actuating device inertia. In terms of quantity they are determined by two vectors of errors the coordinates of that are expressed by simple analytical dependences on coefficients of the motion equations and the law of control. The purpose of the research is to establish a connection between the coordinates of vectors of errors and the system’s stability factor on the plane of roots of characteristic polynomial, that will give a possibility of grounded choice of coefficients of a control law while the initial stage of the control system project development. For the first time, taking in account the cosmic rocket specificity, methodology for establishing of connection between coordinates of error vectors by linear disturbing acceleration, control law coefficients, which include four coordinates of the state vector, and stability factor of stabilizing system of the rotation motion on the plane of a characteristic polynomial roots was developed. We determined three independent coordinates of error vectors, which allows variation coefficient of a control law at the angular velocity of a rocket or a steering body on the basis of the criterion of the largest stability factor without changing the parameters of accuracy. The results of the work can be used by the technical decision-making while designing the rocket control system of rotational motion.