Разработка алгоритмів контролю та діагностики системи управління орієнтацією космічного аппарата

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ.

НАЦІОНАЛЬНИЙ ТЕХНІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ.

«ХАРКІВСЬКИЙ ПОЛІТЕХНІЧНИЙ ІНСТИТУТ».

Факультет І Кафедра «Системи та процеси.

управління".

Спеціальність 7.80 202 «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 Кузнєцов Ю. О.

Консультанти:

Економічна частина Чекалiна Е. П Охорона роботи 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 7.80 202 «Прикладна математика».

ЗАВДАННЯ.

На виконання дипломної роботи.

Студентові 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 Стандартна атмосфераю Параметри. Видавництво стандартів, 1973. 2) Кірєєв Н.Г. Апроксимація і ідентифікація в завданнях динаміки польоту та управління — К.:НМК ВО, 1992.-196 з. 3) Голоскоков О. Г., Плаксій Ю.О., Фролов Ю. О. Питання докладання методів диференціальної апроксимації. — Рук. деп в ВІНІТІ 21.08.81, № 4085−81, 19 с.

Розробити документи:

1. Текстові а) аналітичний огляд існуючих моделей; б) обробка теоретичного матеріалу із питань апроксимації; в) побудування моделей різного порядку; р) аналіз побудованих моделей; буд) 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 роботи 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.

Кузнєцов Ю.О.

РЕФЕРАТ.

Обсяг записки 169 з, ілюстрацій 71, таблиць 18, посилань 37.

Розглядається завдання побудова орієнтації пружного космічного апарату з урахуванням моментів зовнішніх сил, можливості відмов командних приладів, як-от гироскопический вимірювач вектора кутовий швидкості і виконавчих органів, як-от двигуни стабілізації великий й малої тяги.

Мета роботи: розробка алгоритмів контролю та діагностики системи управління орієнтацією космічного аппарата.

Розроблено алгоритми побудови орієнтації пружного космічного апарату, алгоритм стабілізації реактивних двигунів системи управління космічного апарату, алгоритм ідентифікації відмов двигунів стабілізації. Розроблено модель пружного космічного апарату з урахуванням аеродинамічного і гравітаційного моменту. У законі управління введена можливість гасіння шумів, з допомогою гистерезиса чи паузи по часу, як двигунів великий тяги, так двигунів малої тяги. Для моделювання відмов однієї з двигунів стабілізації розроблено й впроваджений у алгоритм контролю — алгоритм неповної тяги. Розроблено математична модель гироскопического вимірювача вектора кутовий швидкості і алгоритм контролю чутливих елементів датчика.

На базі розроблених алгоритмів і прийнятої моделі космічного апарату, розроблений програмний комплекс, із застосуванням середовища візуального програмування DELPHI 7 і CAD системи візуального моделювання VisSim 5, які у повною мірою моделювати складні фізичні процеси з урахуванням всіх параметрів як пружною моделі, так абсолютно твердого тела.

Проведене моделювання показало ефективність розроблених алгоритмів, що дозволяє їх застосовувати на практике.

Список ключових слів: СИСТЕМА УПРАВЛІННЯ, КОСМІЧНИЙ АПАРАТ, ЗАКОН УПРАВЛІННЯ, АЛГОРИТМ КОНТРОЛЯ.

РЕФЕРАТ.

Об'єм записки 169 з, ілюстрацій 71, таблиць 18, посилань 37.

Розглядається завдання побудови орієнтації пружного космічного апарату x урахуванням моментів зовнішніх сил, можливості відмови командних приборів, таких до 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 із урахуванням аеродинамічного та гравітаційного моментів. У законі управління введена можливість гасіння шумів, із використанням гістерезиса чи паузи годину, як для двигунів великої потуги, то й для двигунів малої потуги. Для моделювання відмов одного із 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 із використанням середовища візуального програмування DELPHI 7 та CAD системи візуального моделювання VisSim 5, котрі дозволяють у повному обсязі моделювати складні фізичні процеси із урахуванням всіх параметрів як для пружної моделі то й для абсолютно твердого тіла.

Проведене модулювання показало високу ефективність розроблених алгоритмів, що дозволяє їхні 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 lowthrust 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.

ПЕРЕЛІК УМОВНИХ ОБОЗНАЧЕНИЙ.

АНУ — алгоритм початковій установки;

БИНС — бесплатформенная инерциальная навігаційна система;

ХСК — базова система координат;

БСО — бесплатформенная система ориентации;

БЦВМ — бортова обчислювальна машина;

БЦК — бортовий цифровий комплекс;

ТСК — візирна система координат;

ГИВУС — гироскопический вимірювач вектора кутовий скорости;

ДО — громадянська оборона;

ДБТ — двигуни великий тяги;

ДМТ — двигуни малої тяги;

ДВ — двигуни стабилизации;

ДУС — датчик кутовий скорости;

ИНС — инерциальная навігаційна система;

ІС — виконавчі органы;

ІПП — індивідуальний противохимический пакет;

КА — космічний аппарат;

ЛА — літальний аппарат;

ММ — математична модель;

НДР — науково-дослідна работа;

НКА — науковий космічний аппарат;

НТЭ — науково-технічний эффект;

ВВ — отруйні вещества;

ВП — небезпечна продолжительность;

ЗУ — об'єкт управления;

ПЗ — політне задание;

ПО — ознака отказа;

ПЗУ — постійне запам’ятовуючий устройство;

ПСК — приладова система координат;

РБ — сонячні батареи;

СГК — силовий гироскопический комплекс;

ССК — пов’язана система координат;

СУО — систему управління ориентацией;

УВВ — пристрій ввода-вывода;

ФОВ — фосфороорганические отруйні вещества;

ЦВМ — центральна обчислювальна машина;

ЧЭ — чутливий элемент;

ЕОМ — електронна обчислювальна машина;

ЭМИ — електромагнітний импульс;

ЕЕ — економічний эффект.

|ВВЕДЕНИЕ… |11 | |ПОСТАНОВКА ЗАВДАННЯ… |12 | |СИСТЕМИ УПРАВЛІННЯ ОРІЄНТАЦІЄЮ КА НА БАЗІ БИНС… |15 | |2.1 Бесплатформенные инерциальные навігаційні системи… |23 | |2.2 Гироскопический вимірювач вектора кутовий швидкості… |28 | |МАТЕМАТИЧНІ МОДЕЛІ… |35 | |Математична модель пружного космічного апарату… |35 | |Моменти, які діють космічний апарат… |39 | |Аеродинамічний момент… |39 | |Апроксимація стандартної атмосфери… |45 | |Побудова аппроксимирующего полинома для щільності земної | | |атмосфери… |47 | |Гравітаційний момент… |48 | |Математична модель ГИВУС… |56 | |АЛГОРИТМИ ОБРОБКИ ІНФОРМАЦІЇ І КОНТРОЛЮ СУО І СТАБІЛІЗАЦІЇ | | |КА… |62 | |Синтез спостерігача Льюинбергера… |62 | |Алгоритм оцінки кутовий швидкості… |64 | |Алгоритм оброблення і контролю інформації ГИВУС… |72 | |Алгоритм стабілізації… |80 | |Рішення завдання ідентифікації відмов… |86 | |Метод статистично гіпотез… |89 | |Алгоритм контролю відмов ДВ при неповної тязі… |93 | |РЕЗУЛЬТАТИ ЧИСЕЛЬНОГО МОДЕЛЮВАННЯ… |96 | |5.1 Моделювання відмов ГИВУС… |99 | |5.2 Моделювання відмов ДВ… |101 | |ЕКОНОМІЧНА ЧАСТИНА… |103 | |Огляд існуючих методів… |104 | |Кошторис витрат за НДР… |106 | |6.3 Розрахунок науково-технічного ефекту… |108 | |6.4 Розрахунок економічного ефекту… |109 | |6.5 Укладання… |113 | |7 ГРОМАДЯНСЬКА ОБОРОНА… |114 | |8 ОХОРОНА ПРАЦІ І ОТОЧУЮЧОЇ СЕРЕДОВИЩА … |123 | |8.1 Загальні питання охорони праці… |123 | |8.2 Виробнича санітарія… |127 | |8.3 Техніка безпеки… |1311| |8.4 Пожежна безпеку… |3713| |8.5 Охорона навколишнього середовища… |9141| |ВИСНОВОК… |142 | |Список джерел інформації… |145 | |Додаток А… |147 | |Додаток Б… |156 | |Додаток У… |158 | |Додаток Р… |161 | |Додаток Д… | |.

Системи управління, ставляться до розряду складних систем з великим кількістю елементів, які піддаються отказам. Однією з основних вимог, що висуваються до системи управління, є його висока надежность.

Відмова реактивних двигунів стабілізації системи управління орієнтацією космічного апарату, може спричинить не виконання цільової завдання, а відмова типу «неотключение» двигуна, ще, може приводити до великих втрат робочого тіла, і розкрутці космічного апарату до неприпустимих кутових скоростей.

Відмови чутливих елементів гироскопического вимірювача вектора кутовий швидкості, можуть спричинить не виконання завдання системи управління орієнтацією космічного аппарата.

Існуючі методи контролю працездатності ДВ є досить грубими, щоб виявляти відмова типу «неотключение «за наявності залишкової неповної тяги двигуна і натомість дії зовнішніх збурюючих моментів (гравітаційних, аеродинамічних та інших.). Тому розробка алгоритмів ідентифікації відмов двигунів стабілізації, особливо відмов з неповної тягою за наявності шумів вимірів і дію зовнішніх збурюючих впливів, є актуальною задачей.

Отже, розробка алгоритмів контролю та діагностики системи управління орієнтацією космічного апарату — є актуальною задачей.

У даний роботі вирішується завдання побудови алгоритмів контролю та ідентифікації відмов командних приладів та виконавчих органов.

1 ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ.

Візьмемо до розгляду космічний апарат, як абсолютно тверде тіло, які містять будь-яких рушійних мас [1] (див. рис. 1.1).

[pic].

Рис. 1.1 — Модель КА.

Якщо триэдр жорстко що з тілом осей Oxyz, з початком координат у центрі мас КА (пов'язана система координат — ССК) направити те щоб вони збіглися із головними центральними осями інерції, то відцентрові моменти інерції звернуться в нуль і системи рівнянь Эйлера [1, 2], яка описувала динаміку обертання КА навколо центру мас, набуде вигляду (1.1):

[pic] (1.1).

Поруч із динамічними рівняннями розглядаються кінематичні рівняння, котрі пов’язують кутові швидкості (j з кутами повороту триэдра осей Oxyz щодо триэдра осей деякою базової системи координат (ХСК), започаткована ще збігаються з початком координат ССК, а осі певним чином орієнтовані в инерциальном просторі і рухаються поступально [1, 3, 4]. Нехай кути орієнтації (кути Эйлера-Крылова) [pic] - повністю визначають кутовий становище ССК щодо ХСК [1, 4]. Поняття кутів орієнтації [2] стає однозначним лише по тому, як введена послідовність поворотів [3, 4, 5, 6] твердого тіла навколо осей Ox, Oy, Oz. Для послідовності поворотів: [pic]система кінематичних рівнянь має вигляд (1.2):

[pic].

(1.2).

Системи (1.1) і (1.2) описують кутовий рух твердого тіла щодо ХСК. Будемо припускати, що кути Эйлера-Крылова (j малі [5]. Поточні значення (j оцінюються системі за інформацією вимірника кутовий швидкості, измеряющего інтеграли від проекцій вектора абсолютної кутовий швидкості КА на осі чутливості прибора.

В ролі моделі вимірювача використовується модель ГИВУС [6]. Алгоритм обробки даних в бесплатформенной инерциальной навігаційної системі будується з допомогою субоптимального дискретного фільтра Калмана [7].

Тепер усложним завдання, розглядаючи космічний апарат як пружне тіло, що максимально наближає імітаційну модель до реального [1, 8].

Розглянемо рівняння осцилляторов для пружною моделі (1.3):

[pic] (1.3) де [pic]- коефіцієнт демпфирования кожної окремо взятому гармоники;

[pic] - квадрат власної частоти недемпфированных коливань кожної гармоники;

[pic]- управляючий момент з урахуванням можливого отказа;

і = 1, 2, 3, 4.

Ставиться завдання розробити алгоритми контролю функціонування системи управління космічного апарату, задля досягнення якої необходимо:

— розробити алгоритм контролю функціонування двигунів стабілізації, побудований з урахуванням субоптимального фільтра Калмана, дозволяє за інформацією бесплатформенной инерциальной навігаційної системи ідентифікувати відмови двигунів стабілізації, зокрема, відмови з неповної тягою за наявності шумів вимірів і дію зовнішніх збурюючих воздействий;

— розробити алгоритми обробітку грунту і контролю інформації ГИВУС НКА серії «Спектр», які з алгоритму оцінки кутовий швидкості з урахуванням фільтра Льюинбергера і алгоритми контролю чутливих елементів ГИВУС з урахуванням уходов.

2 СИСТЕМИ УПРАВЛІННЯ ОРІЄНТАЦІЄЮ КА НА БАЗІ БИНС.

Управління космічним апаратом з допомогою будь-який инерциальной системи, зокрема і бесплатформенной, може розглядатися як взаємодія двох процесів: рішення навігаційної завдання й рішення завдання стабілізації [1, 4]. Перше завдання залежить від визначенні необхідної траєкторії літального апарату й у обчисленні фактичної траєкторії, друга — під управлінням апаратом підтримки необхідного курсу із заданою точністю [9].

Інерція є найбільш універсальним чинником, що дозволяє створити прилади для реєстрації зміни швидкості тіл у просторі. Такі прилади називаються акселерометрами чи датчиками прискорень. Акселерометр вимірює проекцію зважується на власну вісь чутливості прискорення тієї точки космічного апарату, де зараз його встановлено. Акселерометр реагує лише з сили, прикладываемые за посередництвом космічного апарату [1, 2]. Якщо один із складників загальної сили, визначальною прискорене рух апарату, обумовлена дією тяжіння, то відповідна їй складова прискорення може бути виміряти акселерометром. Сили ж тяжіння діють однаково як у прилад, і на апарат, і тому при відсутності інших сил з допомогою акселерометра неможливо знайти виявлено [1, 3].

Отже, на своєму шляху космічного апарату на полі тяжіння вимірюваний акселерометром прискорення відрізняється від дійсного, і тому одержало назву уявного прискорення. Вимірювання уявного прискорення дозволяє визначити цей стан космічного апарату щодо центру тяжіння з допомогою інтегрування навігаційного рівняння [1, 10]:

[pic].

де R — вектор становища центру маси апарату щодо центру тяжіння; ак — вектор уявного прискорення центру маси аппарата;

U — вектор-потенциал поля тяготения.

Для управління треба зазначити три ортогональних складових вектора ак, т. е. мати три датчика, встановлених у центрі маси космічного апарату, із трьома взаємно перпендикулярними осями чутливості. Ці осі чутливості повинні прагнути бути орієнтовані за тими осях координат, у яких заданий вектор R. Триэдр осей чутливості акселерометров будемо надалі називати осями вимірювальної системи [1, 10], а осі, у яких заданий вектор R — инерциальным координатным базисом, т. е. базисом, щодо якого відраховується абсолютне прискорення. Осі інерції (чи осі форми) космічного апарату не збігаються з инерциальным базисом, а обертаються щодо нього на залежність від напрями вектора швидкості центру мас космічного апарату і кута атаки. Отже, керувати з допомогою виміру що здаються чомусь прискорень чи, як, инерциального управління необхідно або поєднувати осі вимірювальної системи з инерциальным координатным базисом незалежно від руху апарату, або у кожен час знати взаємне розташування осей вимірювальної системи та инерциального базису. У цьому разі складові вектора уявного прискорення і осі вимірювальної системи би мало бути перепроектированы на осі инерциального координатного базису [11].

Найбільш вигідним розташуванням вимірювальної системи на другому з названих вище варіантів инерциального управління суміщення її осей з осями форми апарату [1, 3, 5, 11].

Отже, технічна реалізація методу инерциального управління можлива у двох варіантах. Перший — це створення пристроїв, які обертаються разом із апаратом і, зберігаючи своє положення щодо инерциального базису, служать опорою для вимірювальної системи [1]. Другий варіант — створення пристроїв, що забезпечують протягом польоту обчислення параметрів, визначальних кути між осями вимірювальної системи і инерциального базису, і навіть проектування вимірюваних компонент прискорення на осі цього базису [1].

Перший варіант призвів до появи приладів, фізично моделюючих инерциальный базис на борту космічного апарату, — гиростабилизированных платформ, другий — до створення бесплатформенных систем.

З розвитком платформенных систем проявилася їх обмеженість в деяких аспектах використання коштів і у найближчій перспективі подальшого вдосконалення. Стали помітними такі їх недоліки, як чутливість до великим перевантажень і кутках обертання літального апарату, що вирізняло космічних польотів [12].

БІС, як і кожна инерциальная систему управління літальним апаратом, і двох підсистем [12, 13, 14], які, своєю чергою, іменуються навігаційної системою та системою стабілізації [12]. Завдання навігаційної системи — визначити початкове положення літального апарату і програму польоту (курс, висоту, швидкість, кут тангажа) [12, 14]. Завдання системи стабілізації — забезпечити управління рулями і тягою в такий спосіб, аби виконати задаваемую програму польоту з необхідної точністю [1, 15]. Проводячи аналогію з неавтоматической системою управління можна сказати, що навігаційна система виконує функції штурмана, а система стабілізації — функції льотчика. При автоматизації функцій льотчика насамперед звільняється з завдання демпфирования коливань апарату, які виникають за зміні програми польоту і дію зовнішніх обурень [10].

Завданням теорії повністю автоматизованої системи стабілізації - є обгрунтування вибору законів управління [3, 10, 16], т. е. співвідношень, що пов’язують різницю між измеренными поточними і тими програмними значеннями параметрів руху літального апарату з командами на органи управління. Закони управління у сучасних системах стабілізації літальних апаратів, крім забезпечення точності, стійкості й певного характеру перехідного процесу у системі, повинні оптимізувати певні критерії. Ці закони дедалі більше стають як неголономными, а й думок нелінійних [1, 3, 4, 9, 17].

У платформенных системах фізично реалізуються кути між осями инерциального базису і осями вимірювальної системи. Ці кути безпосередньо і є параметрами управління. т. е. функціями, службовцями підвалинами отримання команди на рулюй після змін у відповідно до закону управління [9, 12]. У бесплатформенной системі стабілізації зв’язок між инерциальным і вимірювальним базисами виявляється у процесі обчислень через параметри, які можуть безпосередньо служити параметрами управління, тому теорія бесплатформенных систем стабілізації містить методи отримання параметрів управління, як функцій вычисляемых параметрів зв’язку [12].

Специфіка бесплатформенной системи стабілізації щодо математичного описи об'єкта стабілізації у тому, що рівняння руху космічного апарату повинні прагнути бути записані через обчислювані датчиками параметри і крізь параметри зв’язку. Це спрощує замикання систем рівнянь стабілізації [9, 12, 16, 17]. І ще одне особливість теорії бесплатформенных систем стабілізації — необхідність розробки методів синтезу алгоритмів, які забезпечують обчислення параметрів зв’язку у реальному часу, і навіть аналізу системи помилок, супроводжуючих це вираховування [18, 19, 20].

Широке розвиток виробництва і застосування гироскопических систем і приладів орієнтації й навігації літальних апаратів [1, 3, 15, 21], судів, підводних човнів та інших рухливих об'єктів зобов’язане властивості їх автономності, що полягає у тому, що прилади й системи, засновані на застосуванні гіроскопів, на відміну радіолокаційних і оптичних систем орієнтації й навігації, визначають становище рухливих об'єктів без якихабо фізичних зв’язку з Землею, не захищених від зовнішніх штучних впливів, створюють перешкоди у роботі цих систем чи що призводять до повного порушення їх працездатності [3, 21].

У бесплатформенных (бескарданных) системах орієнтації чутливими елементами є гіроскопічні датчики первинної інформації, що вимірюють кути чи кутові швидкості повороту КА і лінійні прискорення (акселерометры). Ці датчики встановлюються безпосередньо на борту КА і працюють що з цифровий обчислювальної машиною, безупинно виробляючи розрахунок кутів курсу, крену і тангажа чи інших параметрів, визначальних орієнтацію КА щодо базової системи координат [1, 9, 21].

Бесплатформенные системи характеризуються жорстким закріпленням чутливих елементів (гіроскопів, акселерометров) на борту КА [1, 9]. Отже, принцип побудови бесплатформенной системи орієнтації (БСО) полягає у аналітичному побудові розрахункової системи координат з урахуванням інформації первинних датчиків. Математичні розрахунки проводяться причому у процесі руху ЕА на бортовий ЦВМ і спеціальних вычислителях. Наявність блоку гіроскопів в типовий схемою БСО пов’язані з рішенням завдання орієнтації [9, 12, 15].

Можливість побудови реальних конструкцій і схем БСО обумовлена сучасним рівнем розвитку цифровий обчислювальної техніки. БСО притаманні такі відмітні ознаки [15]:

— відсутність помилок, що з похибками стабілізації власне платформы;

— відсутність ефекту формування меж і, як наслідок, відсутність обмежень на кутові маневри КА;

— спрощення механічної частини, зменшення габаритів, є і енергоємності системи з допомогою відсутності карданова подвеса;

— потенційне підвищення надійності з допомогою резервирования.

Однак у таких схемах більшою мірою позначаються похибки, пов’язані з відчутними елементами, оскільки вони працюють у більш жорстких умов проти так само елементами в платформенных системах [9, 12, 21].

Коефіцієнти моделей помилок визначаються конструктивними чи геометричними характеристиками чутливих елементів, зокрема, датчиків. Величина похибок датчиків первинної інформації залежить від самого характеру лінійного і кутового руху КА, а при фіксованому характері руху КА модель помилок для бесплатформенной системи містить чи потребує врахування більшої кількості членів тоді як моделлю помилок датчика платформенной системи [1, 3, 21]. У той самий час наявність обчислювача вносить додаткові похибки, пов’язані з обчисленнями. Особливістю розв’язуваної завдання є накопичення внаслідок інтегрування помилок вихідних параметрів БСО. Обчислювальні помилки може бути двоякою природи [21]:

— помилки, пов’язані з методом обчислень. При «ідеальної» обчислювальної машині помилки, пов’язані з методом обчислень, визначаються порядком застосовуваного методу і кількістю які утримує членів ряда;

— помилки, пов’язані з цим типом обчислювача, обмеженістю його пам’яті, швидкодії, довжиною розрядної сітки тощо. п.

З іншого боку, особливістю аналітичного побудови базису нинішнього року часу є запізніле розуміння інформації нормального функціонуванні обчислювача мінімум однією такт роботи обчислювача, а при збої в обчислювачі через відсутність механічної пам’яті (стабилизированной платформи) запізніле розуміння інформації може становити неприпустимо великих величин [12, 21].

Сумарна помилка, обумовлена похибками чутливих елементів і похибками обчислень, призводить до неточності побудови розрахункової системи координат щодо базисної системи та то, можливо розбита втричі групи [1, 3, 9, 12, 21]:

1) група помилок по модулю, від якої залежить спотворення величини проекції преутвореного вектора;

2) група помилок від неортогональности побудованого базиса;

3) група помилок, визначальна поворот побудованого аналітично базису щодо идеального.

Спільним для систем орієнтації як платформного, і бесплатформенного типів є будування розрахункової системи координат, в якої інтегруються рівняння орієнтації й навігації, реалізованої, в першому випадку электромеханическими пристроями і друге разі аналітично [1, 3].

У випадку аналітичного побудови розрахункової системи координат завдання орієнтації КА вирішується питання з залученням інформації блоку акселерометров про прискорення центру мас КА, хоч у випадках вдається розділити завдання кутовий орієнтації й завдання визначення місцеположення центру мас КА [1]. Можливість такого поділу визначається вибором розрахункової системи координат. Типовими можуть бути инерциальная система і горизонтальні системи координат. БСО може бути побудовано з урахуванням двоступеневих гіроскопів, одноосных гиростабилизаторов, трехстепенных гіроскопів з вільним підвісом та інших видів чутливих елементів [21].

У БИНС на вирішення завдання навігації необхідний перерахунок (з допомогою матриці направляють косинусов) проекцій вектора уявного прискорення, замеренного у жорстко що з КА вісях, на инерциальные осі [1, 10].

Для отримання матриці орієнтації (матриці направляють косинусов) осі чутливості трехкомпонентного блоку вимірювачів абсолютної кутовий швидкості (блоку двоступеневих гіроскопів) мають бути зафіксовані щодо відповідних осей чутливості блоку акселерометров. За позитивного рішення навігаційної завдання у БИНС завдання орієнтації вирішується незалежно від рівнянь поступального руху. У цьому похибки проекцій уявного прискорення на инерциальные осі визначаються як похибкою вимірів акселерометров, і похибкою обчислення матриці орієнтації [1, 9, 10, 12].

Якщо використовуються датчики кутового становища, то орієнтація вимірювальної системи, що з датчиками, щодо базової системи координат визначається результаті безпосередніх вимірів та його обробки. Проте загальним завжди виконання завдання орієнтації є виміру жорстко закріпленими на борту датчиками таких кінематичних величин, як куток або кутова швидкість (кутовий прискорення), з допомогою, наприклад, двоступеневих чи трехстепенных гіроскопів або ж рознесених на заданої базі акселерометров [21]. У цьому наявність вимірювачів лінійних прискорень у схемі, і навіть інформації про напруженості нецентрального гравітаційного поля Землі дозволяє вирішувати для подібного типу систем як завдання орієнтації, і навігації [1, 3, 9].

Обурений режим роботи БСО — це режим, у якому враховуються інструментальні похибки чутливих елементів, певні кутовий швидкістю і кутовим і лінійним ускорениями підстави [1, 3, 9, 12]. Моделі помилок цих елементів містять кінематичні величини з коефіцієнтами, залежними від конструктивних характеристик чутливих элементов.

Для зменшення помилок в БСО використовуються, наприклад, корпуси блоку гіроскопів в монолітному виконанні, де й розміщуються двухстепенные гіроскопи [21]. Це дозволяє забезпечити достатню жорсткість осей, що з вимірювальними осями гіроскопів, і необхідну точність орієнтації цих осей. За позитивного рішення завдання орієнтації щодо инерциального простору використовуються різноманітних кінематичні рівняння [1,3]. Порівняльна їх характеристика показує, що загалом разі поза конкретної схеми важко віддавати перевагу як певному виду кінематичних рівнянь, і певним параметрами кутовий орієнтації. Але це виключає раціональний вибір параметрів орієнтації у кожній конкретній схемою реалізації БСО [9].

2.1 Бесплатформенные инерциальные навігаційні системы.

Розвиток бескарданных (бесплатформенных) базових систем відліку стала цілком можливої по тому прогресу обчислювальної техніки, який призвів до появи надійних бортових цифрових обчислювальних машин, які мають за потрібне обсягом пам’яті і достатнім швидкодією [15]. Це прискорило безупинне інтегрування рівнянь руху космічного апарату при як завгодно складному характері його руху, спираючись на показання, власне, тієї ж датчиків первинної інформації, як і використовувані в платформах. Отже, в бесплатформенных системах громіздкі устрою підвісу зі следящими приводами «замінюються» інтегруванням рівнянь руху [9, 15].

Типова схема бесплатформенной системи управління космічним апаратом показано на (рис 2.1). З бортовий цифровий обчислювальної машиною 1 з'єднані групи датчиків, умовно позначених через Д1,.

[pic].

Рис 2.1 — Схема бесплатформенной системи управління ориентацией:

1 — бортова цифрова обчислювальну машину; 2 — блок узгодження; 3- виконавчі органы.

Д2 і Д3; вироблювані в машині сигнали управління перетворюються належним чином у блоці узгодження 2, після чого надходять на виконавчі органи системи орієнтації 3. Впливаючи на динаміку космічного апарату (залежно з посади виконавчих органів, змінюється його кутовий рух, і вході обчислювальної машини з’являються змінені сигнали датчиків системи орієнтації). На наведеної схемою все датчики умовно розбиті втричі групи залежно основної завдання, виконуваної ними на полете.

Група датчиків Д1, власне, забезпечує існування на борту математичної «платформи». Цими датчиками можуть бути будь-які устрою, дозволяють реєструвати складові p, q і r кутовий швидкості космічного апарату, паралельні осях Ox, Oy і Oz жорстко що з ним триэдра осей. Маючи безупинно обчислювані значення p (t), q (t), r (t), обчислювальну машину інтегрує кінематичні рівняння кутового руху, і безупинно визначає відповідні три кута повороту жорстко що з корпусом космічного апарату триэдра осей Oxyz щодо деякого умовного, наприклад, початкового становища цього триэдра Ox’y’z'. Бо у результаті обчислень становище триэдра Oxyz завжди відомо для поточного моменту часу із потрібним точністю, остільки відомо, і розташування щодо корпусу космічного апарату початкового триэдра Ox’y’z'. Отже, триэдр Ox’y’z', становище якого щодо корпусу безупинно обчислюється, може бути базової системою відліку кутів для поступально рухомих осей орієнтації; у сенсі трійка датчиків Д1 і обчислювальну машину заміняють гиростабилизированные платформи [1, 3, 9, 15].

Якщо потрібно мати базову систему відліку для орбітальних осей орієнтації за відомого орбіті космічного апарату, то бортова обчислювальну машину повинна обраховувати кожному за моменту часу t, крім вже сказаного, і становище орбітальних осей орієнтації Ox", Oy", Oz" щодо поступально рухомих осей Ox', Oy', Oz' (це вираховування неможливо пов’язані з роботою датчиків системи орієнтації, у яких використовуються дані про орбіті космічного апарату і взаємній становищі осей Ox', Oy', Oz' і Ox", Oy", Oz" в початковий час t=0, яке передбачається відомим). Бо у машині у разі є всі дані про взаємній становищі триэдров Ox’y’z' і Ox"y"z", з одного боку, і триэдров Oxyz і Ox’y’z', з іншого, тим самим легко обчислюється і взаємне становище триэдров Oxyz і Ox"y"z", тобто. кути орієнтації для орбітальної системи осей [3]. У цьому сенсі трійка датчиків Д1 і обчислювальну машину, на згадку про котрої запроваджено параметри заданої орбіти, заміняють платформу. Цілком аналогічно можна було б обраховувати в бортовий машині й кути орієнтації для швидкісної системи осей, оскільки з їхньою обертання у функції часу теж визначається параметрами орбіти [1].

Наведені приклади свідчить про більшої гнучкості, яку повідомляє управлінню орієнтацією використання бортовий обчислювальної машини, — перехід від керівництва щодо поступально рухомих осей орієнтації до управління в орбітальних чи швидкісних вісях може здійснюватися практично миттєво шляхом простої зміни програми роботи машини [12, 15].

Як датчиків Д1, про які було зазначено, що є будь-якими вимірювачами компонент кутових швидкостей, можна використовувати високочастотні датчики кутових швидкостей або одноосные гиростабилизаторы, тобто. прилади, містять лише одне канал стабілізації кутового становища платформи замість трьох. У означеному разі платформа нічого очікувати встановлюватися в кардановом підвісі, а матиме одну-єдину вісь обертання — вісь Ox. Кут повороту платформи щодо корпусу космічного апарату довкола цієї осі позначимо через [pic]. У разі компонента p' кутовий швидкості обертання платформи в напрямі Ox щодо абсолютного простору дорівнюватиме [pic]. Якщо інтегруючий гіроскоп стежить система працюють ідеально, то [pic] і, отже, [pic], тобто. за темпом повороту платформи одноосного гиростабилизатора щодо корпусу космічного апарату можна будувати висновки про компоненті кутовий швидкості за відповідною осі [9, 12].

Важливо звернути увагу обставина, що обертання навколо однієї осі то, можливо необмеженим, і тому недоліки, властиві платформам в кардановых подвесах, відсутні [9]. Вочевидь, що у борту космічного апарату треба мати три таких одноосных гиростабилизатора з взаємно перпендикулярними осями чутливості; образно висловлюючись, для отримання бескарданной базисної системи у разі треба «розпиляти» звичайну гиростабилизированную платформу втричі частини й під'єднати їх до обчислювальної машині. У випадку переважно використовувати датчики кутових швидкостей у якому — одноосные гиростабилизаторы — справа конкретної конструктивної проробки. Досить зазначити тільки те що першому разі гироскопический елемент працює у вимірювальному режимі, у другому випадку — як нуль-индикатора [21], що завжди простіше для гироскопического елемента, хоч одноосный гиростабилизатор і складніше датчика кутовий скорости.

Бесплатформенные системи, використовують лише набір датчиків Д1, мають те ж недоліком, як і некорректируемые гироплатформы, — внаслідок доглядів гіроскопів їхня точність з часом падає. Щоб уникнути цього, до обчислювальної машині під'єднують датчики, зазначені через Д2 на рис. 2.1. Це можуть бути різні датчики зовнішньої інформації - построители місцевої вертикалі, астродатчики тощо [1, 12, 15]. З їхнього сигналам вносяться поправки в обчислення, вироблені у машині на основі інформації, одержуваної з датчиків групи Д1, і тим самим досягається незалежність точності вимірів кутів орієнтації від часу безупинної роботи. У деяких режимах можна працювати, виходячи з інформацію про кутках орієнтації, одержуваної тільки з датчиків Д2. У цих режимах датчики Д1 можуть зайняти позицію простих датчиків кутових швидкостей, якщо останні потрібні на формування сигналів управління. Можливі й інші комбінації використання підключених до обчислювальної машині датчиків: якщо, наприклад, потрібно реалізувати режим орбітальної орієнтації, досить включити один датчик групи Д2 — построитель місцевої вертикалі, а, по сигналам датчика Д1 зробити курсову орієнтацію космічного апарату, застосовуючи їх як инерциальные датчики орієнтації. Кількість датчиків Д2 і до їхнього складу визначаються завданнями, що стоять перед космічним апаратом [9, 12, 15, 21].

Наведені приклади показують більшої гнучкості системи управління орієнтацією, використовує бесплатформенную базисну систему відліку, не лише у частині управління кутовим становищем космічного апарату по відношення до різним осях орієнтації, а й у тому, що хоча б режим орієнтації можна отримати шляхом включення різних наборів датчиков.

Гиростабилизированные платформи застосовуються задля забезпечення режимів управління рухом центру мас і стабілізації кутового становища при роботі маршових двигунів чи управління супутником у атмосфері. Бесплатформенная система з допомогою бортовий обчислювальної машини здатна забезпечити і ті режими. Для цього він до неї підключається група датчиків, позначена через Д3 (див. рис. 2.1), наприклад акселерометров [9, 15]. Хоча такі акселерометры стоять нерухомо щодо корпусу космічного апарату і тому їх осі чутливості беруть участь у поворотах разом із корпусом, їхні показання для деякого миті t завжди може бути порівняно з кутами орієнтації щодо абсолютного простору того ж t, одержуваними зазначеними вище способами. Це дає можливості виробляти в машині відповідні перерахунки й у остаточному підсумку шляхом інтегрування рівнянь руху центру мас мати все потрібні дані керувати рухом центру мас [1]. На рис. 2.1 зв’язок бортовий обчислювальної машини з контуром управління рухом центру мас і управління кутовим становищем при режимах, що з великими силовими впливами на космічний апарат, не показана.

Оскільки бортова обчислювальну машину як робить управління гнучким і геть заміняє гироплатформу, але в змозі виготовляти обробку сигналів, вступників з датчиків зовнішньої інформації, з метою виділення корисного сигналу з шумів [7, 22]. Отже, як не глянь, в тому однині і у спроможності працювати фільтром для сигналів, характеризуемых помітними флуктуаціями, бесплатформенная система повністю замінює корректируемые гиростабилизированные платформи [12].

Застосування бесплатформенных систем має великі перспективи, оскільки вони мають вадами платформ, встановлених в кардановых подвесах [9, 12, 15].

2.2 Гироскопический вимірювач вектора кутовий скорости.

Гіроскопічні системи орієнтації дозволяють отримати необхідну інформацію для автоматичного управління ЛА автономними методами, без будь-яких інших, які залежать від зовнішніх перешкод джерел інформації (локація, радионавигация, астроориентация та інших.) [1, 21].

Бесплатформенные (бескарданные) системи орієнтації, чутливими елементами яких є гіроскопічні датчики первинної інформації, що вимірюють кути чи кутові швидкості повороту ЛА і лінійні прискорення (акселерометры і її фізичне маятники). Ці датчики встановлюються безпосередньо на борту ЛА і працюють що з цифровий чи аналогової обчислювальної машиною, безупинно виробляючи розрахунок кутів курсу, крену і тангажа чи інших параметрів, визначальних орієнтацію ЛА щодо базової системи координат [1, 3, 9, 12].

У бесплатформенных системах орієнтації й навігації гіроскопи і акселерометры встановлюються безпосередньо на корпусі ЛА або монтуються у спеціальні блоки чутливих елементів. Сигнали цих датчиків надходять на вхід ЕОМ, яка переймається тим орієнтації аналітично, хіба що, замінюючи собою карданів подвес і координатний перетворювач гироплатформы.

Найбільшого поширення набула в бесплатформенных системах орієнтації й навігації отримують прецизійні датчики кутових швидкостей (ДУС) і гіроскопи на электростатическом підвісі, що визначають кути повороту ЛА навколо центру його мас; також використовуються кутові і лінійні акселерометры, встановлені належним чином на корпусі ЛА [1, 9, 21]. На відміну від систем орієнтації з гироплатформами в бесплатформенных системах гіроскопічні датчики і акселерометры працюють у важчих умовах експлуатації через зміну розташування приладів стосовно напрямку гравітаційного поля Землі, великих швидкостей і прискорень, які виникають за обертанні, коливаннях і вібрації корпусу ЛА [1].

Точність ж виміру кутових швидкостей, прискорень чи кутових переміщень КА мусить бути тієї самої рівня, досягнутому в системах платформного типа.

Датчики кутових швидкостей — це з основних та найбільш скоєних чутливих елементів системам управління, стабілізації і навігації [21].

До характеристикам ДУС пред’являються дуже жорсткі вимоги. Так, верхній діапазон швидкостей, вимірюваних сучасними ДУС, відповідає десяткам і сотням градусів в секунду. Верхній діапазон вхідних впливів, у якому ДУС зобов’язаний забезпечувати виміру кутовий швидкості, сягає 100 гц [21].

Прецизійні ДУС бесплатформенных інерціальних систем повинен мати розрізнювальну здатність до тисячних часток градусів на годину і лінійність до 10- 3%, причому ці ДУС повинні формувати вихідний сигнал в цифровому вигляді. У широкому діапазоні варіюються вимоги до масовим і габаритным параметрами приладів; через мініатюризації ДУС останнім часом значно зменшилися величини власного кінетичного моменту їх гіроскопів [1, 9, 12, 21].

Датчик кутовий швидкості (ДУС) служить для виміру кутовий швидкості КА від 0,001 до 10 с-1 в инерциальном просторі. З цією метою можна застосовувати як двухстепенные, і трехстепенные гіроскопи. Гиротахометр (рис. 2.2) є зазвичай гіроскоп з цими двома ступенями волі народів і жорсткої негативною зворотної зв’язком, що створює протидіючий момент, пропорційний кутовому відхилення рамки від вихідного становища щоб одержати прийнятних перехідних процесів застосовуються спеціальні демпферы; якщо гіроскоп міститься у поплавець, то зменшення здійснюється рідиною [1, 21].

[pic].

Рис. 2.2 — Кінематична схема гиротахометра:

1 — ротор; 2 — рамка; 3 — датчик сигналу; 4 — демпфер; 5 — цапфа вихідний осі; 6 — пружини; М — кінетичний момент гироскопа.

Розмір моменту сухого тертя М0, визначає поріг чутливості гироскопа стосовно вимірюваною швидкості. У поплавкових гіроскопах момент М0 пренебрежимо малий. Тож у що встановилася режимі кут повороту рамки щодо неї осі [21].

[pic].

Кпр — наведена жорсткість пружины.

ГИВУС включає шість вимірювачів з некомпланарным розташуванням осей чутливості (вимірювальних осей).

Усі шість вимірювальних осей ([pic]) при номінальному становищі розташовуються паралельно ребрах базового правильного шестигранника, записаного до конус обертання з кутом полураствора (, рівним 0,9553 радий, і має симетричний розташування ребер із широкого кола підстави конуса з кутовим кроком (, рівним 1,04 радий [21].

1. Як приладовій системи координат приймається права ортогональна Oxпyпzп, матеріалізована посадочними місцями на корпусі ГИВУС. Орієнтація осей чутливості ГИВУС щодо осей приладовій системи координат приведено малюнку (рис 2.3) где:

Oxпyпzп — приладова система координат ГИВУС;

[pic] - позитивні напрями осей чутливості ГИВУС (вимірників А1, А2, А3, А4, А5, А6 соответственно).

Осі чутливості [pic] і [pic] рівнобіжні площині хпОуп. На малюнку (рис. 2.4) показані позитивні напрями кутів відхилення осей чутливості вимірників щодо номінального становища, где.

[pic] - номінальні становища осей чутливості вимірників А1, А2, А3, А4, А5, А6 соответственно;

((1, ((1, ((2, ((2,…, ((6, ((6 — позитивні кути відхилення осей щодо номінального положения.

2. При обертанні ГИВУС навколо осі чутливості [pic] в позитивному напрямі (проти годинниковий стрілки, якщо поглянути з кінця вектора) вихідна інформація з вимірника А1 (А2, А3, А4, А5, А6) відповідає позитивному значенням параметра і наоборот.

3. Відносна орієнтація осей приладовій системи координат та будівельної системи координат вироби така, що вісь хп збігаються з негативним напрямом осі zизд; вісь уп з позитивним напрямом осі хизд; zп збігаються з негативним напрямом осі уизд.

З гивус вихідна інформація в дискретному вигляді видається з кожного вимірника (А1, А2, А3, А4, А5, А6) як унітарного коду — послідовності імпульсів, трансльованих в БЦВК по електрично не пов’язаним каналам. Кожен канал інформації має дві функціональні лінії зв’язку; за однією лінії видаються імпульси, відповідні позитивної проекції, а, по інший лінії, відповідні негативною проекції кутовий швидкості на вісь чутливості вимірника [1, 3, 9, 21].

Рис. 2.3 — Орієнтація осей чутливості ГИВУС щодо осей приладовій системи координат.

Рис. 2.4 — Позитивні напрями кутів відхилення осей чутливості вимірювачів щодо номінального положения.

3 МАТЕМАТИЧНІ МОДЕЛИ.

3.1 Математична модель пружного космічного аппарата.

Візьмемо до розгляду космічний апарат, як абсолютно тверде тіло, які містять будь-яких рушійних мас (див. рис. 1.1) [1].

Якщо триэдр жорстко що з тілом осей Oxyz з початком координат в центрі мас КА (пов'язана система координат — ССК) направити те щоб вони збіглися із головними центральними осями інерції, то відцентрові моменти інерції звернуться в нуль і системи рівнянь Эйлера, яка описувала динаміку обертання КА навколо центру мас, набуде вигляду (3.1) [1, 3]:

[pic] (3.1).

где [pic], [pic], [pic] - проекції вектора абсолютної кутовий швидкості тіла на оси.

Ox, Oy і Oz соответственно.

[pic],[pic], [pic] - проекції головного моменту М на осі Ox, Oy і Oz соответственно.

[pic], [pic] і [pic] - моменти інерції тіла щодо тієї ж осей.

[pic].

[pic] (3.2).

[pic].

У наведених висловлюваннях (3.2) x, y, z — координати елементарної маси тіла, а інтеграли беруться у всій масі твердого тіла. Космічним апаратом доцільніше управляти навколо ССК [1, 3, 4].

Скористаємося гироскопическим вимірником вектора кутовий швидкості і розглянемо режим побудови базової орієнтації з довільними початковими умовами [1]. Командні прилади й виконавчі органи встановлюємо з урахуванням головних центральних осей інерції, в такий спосіб, що управління навколо трьох взаємно перпендикулярних осей Ox, Oy, Oz — независимо.

Поруч із динамічними рівняннями розглядаються кінематичні рівняння, котрі пов’язують кутові швидкості (j з кутами повороту триэдра осей Oxyz щодо триэдра осей деякою базової системи координат (ХСК) [1, 3], започаткована ще збігаються з початком координат ССК, а осі належним чином орієнтовані в инерциальном просторі і рухаються поступательно.

Нехай кути орієнтації (кути Эйлера-Крылова) [pic] - повністю визначають кутовий становище ССК щодо ХСК. Поняття кутів орієнтації стає однозначним лише по тому, як введена послідовність поворотів твердого тіла навколо осей Ox, Oy, Oz. Для послідовності поворотів: [pic]система кінематичних рівнянь має вигляд [1, 4, 5, 23]:

[pic].

(3.3).

Системи (3.1) і (3.3) описують кутовий рух твердого тіла щодо ХСК. Будемо припускати, що кути Эйлера-Крылова (j малі. Поточні значення (j оцінюються системі за інформацією вимірника кутовий швидкості, измеряющего інтеграли від проекцій вектора абсолютної кутовий швидкості КА на осі чутливості приладу [21].

Відомі також деякі інші методи [1, 4, 23] описи кінцевого повороту твердого тіла не трьома, а чотирма параметрами: дослідження параметрів Родрига-Гамильтона, Кейли-Клейна, чи з допомогою кватернионов [1, 3, 6].

Інтегруючи кінематичні рівняння (3.3) в бортовий цифровий обчислювальної машині (БЦВМ) при початкових значеннях кутів [pic], і інтегруючи рівняння руху центру мас КА при відповідних початкових умовах, реалізують бесплатформенную инерциальную навігаційну систему (БИНС). Отже, вважаємо, що поточні величини кутів (j безупинно обчислюються в БИНС [9, 12].

Характерною ознакою моменту управління [pic] є активність, він з’являється у результаті включення допоміжних органів (зокрема реактивних двигунів стабілізації), і зникає за її відключенні. Момент Мупрj формується відповідно до логікою закону управління і відданість забезпечує заданий кутовий становище КА [1, 8, 10].

Джерелом зовнішнього возмущающего моменту Мвj, є взаємодія КА із зовнішнього середовищем, що веде до появі діючих на корпус зовнішніх сил — гравітаційного, аеродинамічного, світлового, магнітного [1, 3, 10, 12]. Момент [pic] має дві складових — [pic] (створювану реактивними двигунами), і [pic] (створюваним моментным магнитоприводом та інших. Будемо розглядати лише [pic]) [1].

Важливим властивістю динамічної системи орієнтації є: якщо осями орієнтації є поступально рухомі осі, то, при відповідному законі управління замість складних просторових поворотів космічного апарату можна вивчати три незалежних пласких кутових руху, що ми бачимо зробимо системі, т. е.:

[pic] (3.4).

получено три незалежних уравнения.

Закон управління формується шляхом складання позиційного сигналу (j і швидкісного сигналу (j, помноженого на коефіцієнт посилення kj (j=x, y, z):

[pic]. (3.5).

Усложним аналізовану модель. І тому розглядатимемо її як пружне тіло [1, 3, 6−12]. Рівняння осцилляторов для пружною моделі має вид:

[pic] (3.6).

где [pic]- коефіцієнт демпфирования кожної окремо взятому гармоники.

[pic] - квадрат власної частоти не демпфированных коливань кожної гармоники.

[pic]- управляючий момент з урахуванням можливого відмови. і = 1,2,3,4.

Коефіцієнти [pic][pic][pic] ми беремо з таблиці, наведеної у додатку А.

При нульової правій частині, ми маємо вільні коливання, залежні від початкових відхилень, кутових швидкостей та інших. При ненульовий правій частині ми маємо змушені коливання, що накладаються на вільні коливання. Вони є загасаючими згодом, з коефіцієнта демпфирования. Прототипом для даної пружною моделі послужив маятник на пружинці. Вже згадана система є лінійної [1].

3.2 Моменти зовнішніх сил, які діють космічний аппарат.

3.2.1 Аеродинамічний момент.

Взаємодія корпусу [1, 3] рушійної із швидкістю космічного апарату з розцяцькованої атмосферою великих висот викликає поява аеродинамічних зусиль і моментів. Перші наводять переважно до поступового гальмування космічного апарату і що з цим еволюції його орбіти, зрештою що призводить до падіння на поверхню планети її штучних супутників. А другі до появи зовнішніх моментів, іноді благотворно, а частіше несприятливо позначається на режимах ориентации.

Особливістю аеродинамічного взаємодії корпусу космічного апарату із зовнішнього середовищем [1, 3] і те, що через недостатню щільності середовища довжина вільного пробігу молекул атмосфери неспроможна вважатися малої проти характерними лінійними розмірами корпусу космічного апарату. Через війну зіткнення «отскочившей «від поверхні космічного апарату молекули довкілля з іншого такий молекулою відбувається з великої віддаленні нього, що дозволяє вважати, кожна молекула атмосфери взаємодіє зі корпусом космічного апарату незалежно з інших. Це призводить немає звичайній в аеродинаміці схемою обтікання тіла суцільний середовища, а до картини «бомбардування «такого тіла окремими молекулами.

Взаємодія молекул розцяцькованої середовища з поверхнею твердого тіла мислиме ідеалізувати двояким чином: або як пружне зіткнення з миттєвим дзеркальним відбитком молекули, або вважати, що з зіткненні молекула віддає все своє енергію тілу, завжди приходить із ним саме в температурное рівновагу, та був виходить у зовнішнє простір з теплової швидкістю. Оскільки теплова швидкість молекули невелика порівняно з швидкістю руху космічного апарату, останню схему вважатимуться схемою абсолютно пружного удару. Друга з наведених схем набагато краще описує спостережувані практично явища і тому кладеться основою розрахунків. Проте фактично відбуваються пружні, і неупругие співудару, й більш тонких розрахунках треба враховувати частку тих і інших [1, 3, 6].

Якщо з аналогії зі звичайною аэродинамикой вважати, що виникаючі сили взаємодії тіла, і середовища пропорційні швидкісному напору.

[pic]; (3.7).

где [pic] - щільність довкілля, [pic] - відносна швидкість тіла та органічного середовища, то елементарна сила, діюча на майданчик dS, будет:

[pic]; (3.8).

здесь [pic] - певний коефіцієнт, а [pic] - кут між зовнішньої нормалью до елементарної майданчику dS і вектором швидкості цього майданчика щодо довкілля. Написане співвідношення є наслідком закону збереження імпульсу, і переконаємося, що з абсолютно непружного удару с=2.

Елементарний аеродинамічний момент щодо центру масс.

[pic]; (3.9).

де r — радиус-вектор майданчики dS, має початок у центрі мас тіла, а повний момент.

[pic]; (3.10).

У цьому вираженні інтегрування проводиться у разі тієї частини поверхні космічного апарату P. S, яка омивається довкіллям при його русі. Яка Входить в (3.8), отже, й у (3.10) швидкість V, слід сказати, складається з швидкість руху центру мас [pic] і лінійних швидкостей элемянтарных майданчиків зовнішньої поверхні корпусу космічного апарату, пов’язані з його обертанням навколо центру мас. Перше складова [pic], що з [pic], буде, тому функцією конфігурації омитою частини депутатського корпусу, отже, функцією конфігурації зовнішньої поверхні космічного апарату та її становища щодо вектора швидкості [pic]. Друге складова, ще, буде функцією кутовий швидкості космічного апарату. Порівняння модуля швидкості [pic] з найбільшим можливим значенням модуля лінійної швидкості зовнішньої поверхні космічного апарату, породженої його обертанням навколо центру мас, показує, що другим доданком в завданнях активної орієнтації космічних апаратів можна нехтувати [1, 3, 12]. Це як з дуже малими кутовими швидкостями, і з відносно невеликі розміри сучасних космічних апаратів. Тому скрізь робитиметься припущення щодо рівність нулю зовнішнього аеродинамічного моменту, що з обертанням космічного апарату навколо його центру мас. У цьому ж зв’язку швидкість V в вираженні (3.8) може бути оцінена рівністю [pic]. Нехай космічний апарат має форму сфери, тоді чисельна значення аеродинамічного моменту чинного на сферу, і за [pic] буде равно.

[pic] (3.11).

Полученное вираз свідчить, що з поворотах навколо центру мас космічний апарат сферичної форми має дві становища рівноваги, відповідні [pic] і [pic]. Якщо напрям відліку розташування центру тиску щодо центру мас взяти в напрямі вектора [pic], то перше становище рівноваги характеризується розташуванням центру мас за центром сфери (задня центровка), а друге розташуванням центру мас перед центром сфери (передня центровка). Розглядаючи зміна аеродинамічного моменту падіння у функції кута [pic] на околиці становища рівноваги, написати [8]:

[pic]; (3.12).

Це дасть для задньої центровки [pic], а передній [pic]. Знаки наведених похідних свідчать, що з задньої центровке [pic] космічний апарат статично хисткий (що виникає момент має хоча б знак, як і відхилення), а при передній центровке[pic]— устойчив.

Це свідчить про основну закономірність, властиву аеродинамічних моментів, які виникають за космічному польоті: виникнення моментів пов’язані з силами опору і від розташування ліній дії цих сил щодо центру мас. За більш складних конфігураціях космічних апаратів розрахунок помітно ускладнюється, доводиться враховувати взаємне затінення елементів конструкції, переменность (залежність від кута повороту) омитою потоком поверхні P. S тощо. Проте й цих громіздких розрахунках фактично зберігається наведена методика. Результати таких розрахунків, зазвичай, видаються як залежностей аеродинамічних коефіцієнтів моментів від відповідних кутів, характеризують стан тіла щодо вектора швидкості центру мас [1, 3, 8].

Формула (3.12) свідчить про залежність аеродинамічного моменту від становища центру мас на прямий ОА. У разі невозмущенного руху зовнішні моменти повинні бути цілком врівноважені. У означеному разі це, що кут [pic] повинен дорівнювати нулю, т. е. лінія ОА мусить бути паралельної вектору швидкості. Якщо брати, що відбувається орієнтування у швидкісних вісях, то природно направити вісь Ой космічного апарату по прямий OA, тоді при ідеальної орієнтації жорстко що з корпусом космічного апарату вісь Ой збігатиметься в напрямі з вектором [pic], і внаслідок рівності нулю кута [pic] аеродинамічний момент дорівнюватиме нулю [1. 3].

Отже, питання величині аеродинамічного моменту і статичної стійкості виявляється що з відстанню [pic] узятим на осі Ой від центру мас до точки А. Крапку докладання рівнодіючої аеродинамічних сил називають центром тиску, і, отже, вектор [pic] визначає становище центру тиску щодо центру мас. Для тіла довільній форми теж запровадити поняття центру тиску як точки перетину ліній дії равнодействующих аеродинамічних сил.

Як мовилося раніше, аеродинамічні сили та моменти пропорційні швидкісному натиску q (3.7). Оскільки швидкість польоту [pic] визначається законами небесної механіки, остільки за зміни висоти польоту на малу частку радіуса планети швидкість [pic] змінюється мало. У той самий час відомо, що щільність оточуючої планету атмосфери надзвичайно сильно залежить від висоти. Це дає змогу стверджувати, що обсяг q для даного класу космічних апаратів (наприклад, для штучних супутників Землі, які за майже круговим орбітам) переважно функцією щільності середовища [pic], тобто. зрештою — висоти польоту. Отже, для космічних апаратів, траєкторії що досить віддалені від планет, аеродинамічні моменти будуть пренебрежимо малі [1, 3, 10].

Для математичного моделювання, розглядатимемо модель реального космічного апарату [10], із наперед заданими лінійними размерами.

Сонячні батареї Корпус КА.

Рис. 3.1.

[pic].

Рис. 3.2.

З вище представленої моделі космічного апарату, аеродинамічні моменти у кожному із каналів, можна в виде:

[pic].

[pic] (3.13).

[pic].

3.2.1.1 Апроксимація щільності земної атмосфери аналітичними зависимостями.

Передбачається, що розглянута модель пружного космічного апарату [1, 3, 10, 11] рухається у атмосфері землі. Тоді на КА діють моменти зовнішніх сил, такі як гравітаційний і аеродинамічний моменти. Для перебування аеродинамічного моменту, треба зазначити щільність атмосфери, яка від висоти полета.

У цьому завданню потрібно [11, 24] апроксимувати функцію полиномом 3-его порядку вида:

[pic]; (3.14).

Поліном (3.14) у кожному з вузлів апроксимації повинен відповідати условию:

[pic]; (3.15).

Отже, завдання апроксимації функції зводиться до вирішення системи з N+1 рівнянь із трьома неизвестными:

[pic]; (3.16).

Це тим, що поліном має відбутися крізь ці N+1 точок (у разі це 25 точок) у яких задана функція x = x (t).

Метод найменших квадратів дозволяє такої системи призвести до розв’язуваної системі. Запишемо функционал:

[pic].

Це досягається тоді, коли выполняется:

[pic];

Узявши відповідні похідні, одержимо систему:

[pic];

(3.17).

На відміну не від системи (3.16) отримана система визначене й має єдине рішення [24].

Через війну проведених розрахунків, упорядкування системи, були зроблено розрахунки, приводити які недоцільно через їх громоздкости.

Підставивши до системи (3.17) відповідні значення, внаслідок ми одержимо систему. Систему цю будемо нічого вирішувати методом Гаусса.

3.2.1.2 Побудова аппроксимирующего полинома для щільності земної атмосферы.

Скориставшись таблицею стандартної атмосфери [10,11], побудуємо графіки залежностей від висоти функції Po (H):

Плотность:

[pic].

Рис. 3.3 — Залежність щільності повітря від высоты.

Аппроксимирующий полином:

[pic].

3.2.2 Гравітаційний момент.

У звичайних завданнях механіки [1, 3, 6, 10, 11, 12], пов’язані з її технічними додатками, прискорення сили тяжкості у різних точках матеріального тіла вважаються рівними як у величині, і в напрямі. Це призводить до відомому становищу про збігу центру мас і центру тяжкості матеріального тіла, і, як наслідок, до рівності нулю моменту гравітаційних сил щодо центру мас. Насправді вектори прискорення сили тяжкості різних точках тіла завжди різні, внаслідок те, що усі вони спрямовані до центра Землі, отже, якщо аналізовані точки не лежать в одній прямий, що проходить через центр тяжіння, то вектори рівнобіжні, і якщо точки лежать в одній такий прямий, то — мають різне видалення від центри тяжіння і, отже, відповідні прискорення відрізняються за величиною. Але це уточнення в звичайних завданнях механіки несуттєво, оскільки розміри технічних споруд малі проти радіусом Землі, і тому викликані сформульованим тут уточнені моменти настільки малі проти іншими, що облік їх смысла.

Космічний апарат, рухомий по навколоземній орбіті [6], теж малий проти відстанню до центри тяжіння планети, але він не піддається (окрім часу включення двигунів) дії великих зовнішніх моментів, і тому зневага малими у звичайній техніці моментами (гравітаційними, пов’язаними зі світловим тиском тощо. п.) вже нічого очікувати законним без відповідної оцінки цих моментів [1, 3].

Перш, ніж отримати формули для обчислення гравітаційних моментів і обговорити деякі слідства, викликані існуванням цих зовнішніх моментів, пояснимо фізичну сутність аналізованого явища па найпростішому прикладі. нехай у центральному ньютоновом полі сил перебуває тіло, що може бути поданих у вигляді двох однакових точкових мас, з'єднаних невагомих стрижнем (ідеалізована гантель), і нехай цей стрижень буде нахилений певний кут (відмінний від 0 і pi/2) до лінії, що з'єднує його середину, А центром тяжіння З (рис. 3.4).

[pic] Рис. 3.4 — Тіло як двох однакових точкових мас, з'єднаних невагомих стрижнем (ідеалізована гантель) в ньютоновом поле.

Якщо прийняти це звичайні припущення про паралельності і рівність сил тяжкості) діючих на обидві маси гантелі (вважаємо, що у них діє прискорення сили тяжкості, відповідне точці А), то пов’язані із нею сили G не дозволили б моменту щодо точки А, що є центром мас аналізованого тіла. Насправді сили тяжкості діятимуть по прямим В1С і В2С, а величина сили тяжкості у точці И1 буде набагато меншою, ніж у точці И2, оскільки В1С > В2С. Тому до «звичайним» силам G, вичисленим по вектору прискорення сили тяжкості, відповідному точці А, слід також запровадити поправки, наприклад малі сили P1i і P2, які змінюють належним чином величини сил тяжкості, діючий на матеріальні крапки й сили P1 і Р2, які змінюють належним чином напрями цих сил тяжкості. З малюнка видно, що пара сил R1 і R2 і кілька сил P1 і Р2 (їх вважатимуться «парами, остільки малі сили Р1 і Р2, і навіть R1 і R2 різнитимуться друг від друга на. величини вищого порядку дрібниці) створюють моменти одного знака, які прагнуть поєднати вісь тіла B1B2 з виправленням АС.

Отже, як залежність величини прискорення сили тяжкості від відстані до центри тяжіння, і центральність поля тяжіння призводять до ефектів одного типу — до появи моментів, прагнуть повернути вісь тіла, пов’язану з геометрією розподілу мас у ньому, в деяке певне положення щодо прямий, що з'єднує центр мас тіла з центром притяжения.

[pic].

Рис. 3.5.

Знайдемо висловлювання, дозволяють обраховувати складові вектора гравітаційного моменту Мгр, чинного на деяке тіло P. S [1, 3]. Введемо пов’язану з тілом праву систему координат ОXоYоZo з ортами і, j, k та початком у центрі мас тіла Про, яка збігаються з орбітальної. Відповідно вісь OYo нацькуємо із продовження радиуса-вектора, поєднує центр тяжіння із початком Про, а вісь ОXo розташуємо в миттєвою орбітальної площині. Гравітаційний момент, діючий на тіло P. S, буде равен:

[pic];

де p — радиус-вектор деякою елементарної маси матеріального тіла, dG-вектор сили тяжкості, діючої з цього елементарну массу.

Вочевидь, что.

[pic].

Тут g — прискорення сили тяжкості лежить на поверхні планети, r — радіусвектор елементарної маси dm щодо центру тяжіння З, гgвидалення поверхні планети від центру З. Ввівши ще r0 — радиус-вектор центру мас тіла P. S щодо З, отже [3]:

[pic];

де [pic] - гравітаційна стала для аналізованої планети, рівна [pic].

Проекції гравітаційного моменту на осі триэдра ОXoYoZo, будуть равны:

[pic]; (3.18).

где D і F-центробежные моменти інерції тіла P. S, зумовлені системі осей ОXоYоZo.

Отримані для гравітаційного моменту висловлювання свідчать, що вектор цього історичного моменту завжди у площині місцевого горизонту (перпендикулярний до місцевої вертикалі ЗІ) [1, 4, 10]. З іншого боку, очевидно, що гравітаційний момент для тіла, головні центральні осі інерції що його дане мить збігаються з орбітальними, нульовий (позаяк у цьому випадку D=F=0), зокрема вона завжди нульовий для тіла, еліпсоїд інерції якого є сферой.

У випадку головні центральні осі інерції тіла може бути повернені довільним чином щодо орбітальних осей орієнтації. Означимо жорстко пов’язані з тілом P. S триэдр, співпадаючий із головними центральними осями інерції, через Охуz, а орбітальних осей збережемо позначення OXoYoZo. Взаємна становище цих систем координат визначимо наступній таблицею направляють косинусов:

[pic].

Знайдемо проекцію гравітаційного моменту на вісь Ой. Вочевидь, что.

[pic]. (3.19).

Скориставшись властивістю направляють косинусов, перетворимо рівність (3.19) з урахуванням формул (3.18):

[pic]; (3.20).

поскольку триэдр Oxyz збігаються з головними центральними осями інерції, остільки все відцентрові моменти інерції у тих вісях дорівнюватимуть нулю, і вираз (3.20) то, можливо спрощено [1, 3]. Проробивши аналогічні викладки перебування проекцій гравітаційного моменту можна, написать:

[pic] (3.21).

Отже, гравітаційний момент, діючий навколо одній з осей триэдра Oxyz, залежить від різниці моментів інерції щодо двох інших осей. Аби зробити аналіз отриманих висловів більш наочним, розглянемо гравітаційний момент, діючий на тіло P. S, за умови, що осі 0Z і 0Zo збігаються. Це відповідає повороту тіла P. S, що можна назвати поворотом по тангажу, на кут [pic] (рис. 3.6).

[pic].

Рис. 3.6 — Поворот тіла навколо осі Z.

При зроблених предположениях.

[pic], [pic] [pic]; зв, следовательно,.

[pic] [pic] [pic];

Хоча це й треба було б очікувати, при [pic] гравітаційний момент звертається в нуль, оскільки триэдры Охуz і 0XoYoZo у разі збігаються [1, 3]. При монотонному збільшенні [pic] від [pic] гравітаційний момент зростає, сягає максимуму при [pic], потім убуває і знову стає рівним нулю при [pic]. Отже, існує два становища рівноваги: при [pic] і при [pic]. Проте, з цих положень одне відповідає статичної стійкості (при малому зміні [pic], виникає момент протилежного знака), інше — статистичної нестійкості. Справді, производная.

[pic];

при [pic] і за [pic] має різні знаки. Який з цих двох положень відповідає статистичної стійкості, залежить від знака (B-A) [1, 3, 8]. Умова стійкості (виникнення восстанавливающего моменту при малому відхиленні) [pic] реалізується при [pic] для A>B або за [pic] для B>A, тобто. в обох випадках випростана вісь тіла повинна займати вертикальне положение.

Отже, видовжене в вертикальному становищі тіло, володіючи статистичної сталістю по тангажу і крену, є нейтральною по відношення до розі шастання [1, 3, 4].

3.3 Гироскопический вимірювач кутовий скорости.

Для перерахунку векторів сил, моментів тощо. з однієї системи координат до іншої необхідно обчислити матрицю переходу, елементами якої є косинуси кутів між осями вихідної і поверненою систем координат [1, 3, 21]. Ця матриця визначається послідовністю кутів повороту, що дозволяють вийти з однієї системи координат в іншу. Здійснення що така переходу вимагає трохи більше трьох поворотів вихідної системи координат. Вибір послідовності кутів повороту зазвичай визначається фізичним змістом завдання [1, 3, 5]. Це може бути кути, обмірювані з допомогою приладів системи управління, від яких залежить аеродинамічні та інші навантаження на ЛА тощо. [1].

Застосування направляють косинусов в космічних додатках зумовлено, передусім, тим, що є підстави безпосередньо обмірювані на борту космічного апарату [5].

1. Сформуємо матрицю (A [3,3] - перехід від ССК до ПСК ГИВУС: | |ССК | |ПС| |x |y |z | |До | | | | | | |x |([1,1] |([1,2] |([1,3] | | |y |([2,1] |([2,2] |([2,3] | | |z |([3,1] |([3,2] |([3,3] |.

Матриця (А виходить внаслідок трьох елементарних поворотов:

1) навколо осі x на (АД (1):

[pic].

Рис. 3.7 — Схема повороту першого типу навколо осі х.

Матриця направляють косинусов:

[pic];

2) навколо осі y на (АД (2):

[pic].

Матриця направляють косинусов:

[pic];

3) навколо осі z на (АД (3):

[pic].

Рис. 3.9 — Схема повороту третього типу навколо осі z.

Матриця направляють косинусов:

[pic];

[pic] Оскільки [pic], то :

[pic].

2. Сформуємо матрицю (([6,3] - перехід від ПСК ГИВУС до ЧЭ: |ПСК | |осі |x |y |z | |1 |(([1,1] |(([1,2] |(([1,3] | |2 |(([2,1] |(([2,2] |(([2,3] | |3 |(([3,1] |(([3,2] |(([3,3] | |4 |(([4,1] |(([4,2] |(([4,3] | |5 |(([5,1] |(([5,2] |(([5,3] | |6 |(([6,1] |(([6,2] |(([6,3] |.

[pic] ([pic]).

3. Сформуємо матрицю (Am[3,3] похибок установки ГИВУС в ССК:

[pic].

Матриця (Аm виходить, якщо припустити що [pic].

4. Сформуємо матрицю D ([6,3] - перехід від CСК до ЧЭ:

D (=((*(A*(ADm.

5. Визначається час точностной готовності MGOT.

6. Обчислимо кутовий уход.

[pic] де ([k] - кут ухода;

(pr[k] - значення кута догляду, відповідне попередньому такту;

((- паспортизируемый уход;

(((- похибка паспортизации;

[pic] - математичне ожидание;

[pic] - середньоквадратичне відхилення випадкового ухода;

NORM ([pic]) — випадкова складова, відповідальна нормальному закону распределения.

7. Наведемо обмірюваний сигнал до осях ЧЭ:

[pic], де [pic] - кут повороту об'єкта, наведений до осях ЧЭ (вектор, [pic]);

[pic] - кут повороту объекта.

8. Облік кутового догляду, шуму вимірів і перехідного процесу при досягненні готовності ЧЭ [21]: [pic] де ([k] - інтеграл, обмірюваний ЧЭ;

(pr[k] - інтеграл, обмірюваний ЧЭ попередньому такте;

BSH[k] - «білий шум», розподілений по нормальному закону;

BSTR[k] - шум, створюваний системою термостатирования;

АPER — величина перешкоди в перехідному процессе;

MGOT — час готовности;

NGOT — лічильник готовності k-го ЧЭ.

[pic].

9. Визначимо число імпульсів [6, 10, 14]. Для k=1…6:

[pic] де U[k] - проміжна переменная;

[pic] - сума імпульсів k-го ЧЭ на такты;

[pic] - проміжне значення ціни импульсов;

[pic] - проміжне значення похибки ціни импульсов.

[pic] де [pic] - сума імпульсів k-го ЧЭ за такт;

Ent{…} - операція виділення цілої части.

[pic].

4 АЛГОРИТМИ ОБРОБКИ ІНФОРМАЦІЇ І КОНТРОЛЮ СУО І СТАБІЛІЗАЦІЇ КА.

4.1 Синтез спостерігача Льюинбергера.

Розглянемо об'єкт, описуваний рівняннями [7, 22]:

[pic] (4.1).

[pic] (4.2).

где x — n-мерный вектор стану; u — m-мерный вектор детермінованих (доступних виміру) вхідних сигналов;

А, У, М — матриці розмірів nxn, nxm, 1xn.

Припускаючи, що як обмірювані величини скалярний вхідний сигнал z, матричний вхідний сигнал u (t) і матриці об'єкта А, У, М, зробимо синтез устрою для спостереження вектора стану об'єкта x [7, 22].

Нехай [pic] - оцінне значення вектора x, тоді, відповідно до (4.2), оцінне значення вихідного сигналу [pic]. Оцінка [pic] містить помилку, якщо [pic] відрізняється від значення, отриманим реальним виміром сигналу z. завдання у тому, щоб помилку оцінювання [pic] звести нанівець. [7, 16, 22].

Знаючи u (t) А, У і початкова значення x (t0) можна оцінити x (t), якщо підвести сигнал u (t) до електронної моделі объекта.

[pic] (4.3) де x (t0) задано.

Недолік оцінює устрою (4.3) у тому, що він рухається за разомкнутому циклу [7, 16, 22]. Оскільки дані про u (t) А, У — неточні, то після певного часу роботи — це пристрій даватиме занадто неточну оцінку вектора x. Щоб за збереження лінійності даного устрою усунути відзначений недолік, запропонували помилку [pic] вводити на кожна з рівнянь системи (4.3), тобто. можливість перейти до оцінюючому влаштуванню (4.4) [22]:

[pic] (4.4).

где.

[pic].

Пристрій, описуване рівнянням (4.4), виробляє оцінку вектора x по замкнутим циклом і називається наглядачами пристроєм ідентифікації чи фільтром Льюинбергера [7, 16, 22].

Якщо помилку оцінювання з’ясувати, як (4.5).

[pic] (4.5).

то цю помилку можна знаходити з рівняння (4.6):

[pic] (4.6) одержуваного відніманням рівняння (4.1) з рівняння (4.4). Вибравши коефіцієнти посилення [pic] те щоб система (4.6) була стійкою, одержимо [pic] при [pic]. Інакше кажучи, зі зростанням t оцінка [pic] прагне до оцінюваного вектору х (t) [7, 16].

Якщо з измеренному сигналу z (t) об'єкт (4.1) повністю спостерігаємо, то вибором коефіцієнтів [pic] можна замкнутої системі (4.4) надати будь-яке бажане розподіл коренів, тобто. можна синтезувати що спостерігає пристрій ідентифікації. Якщо ж із вихідному сигналу z (t) вектор стану об'єкта x спостерігаємо в повному обсязі, те з допомогою початкових умов можна оцінити лише спостережувану частина вектора стану [22].

4.2 Алгоритм оцінки кутовий скорости.

Побудуємо систему оцінки кутовий швидкості. Маємо систему рівнянь [1, 3]:

[pic] (4.7).

де [pic] - проекції миттєвою кутовий швидкості об'єкта на осі ССК,.

[pic]- моменти інерції объекта,.

[pic]- управляючий і возмущающий моменти відповідно, і = x, y, z.

Вектор моментів є функцією [pic]. Отже, є три рівняння, котрі пов’язують шість незалежних функцій [pic].

Одержимо ще три рівняння з допомогою кінематичних рівнянь, які у кватернионной формі мають вигляд [5]:

[pic] (4.8).

Для малих кутів имеем:

[pic] (4.9).

Запишемо рівняння (4.7) з урахуванням (4.9):

[pic] (4.10).

Для побудови системи оцінки приймемо таку модель об'єкта наблюдения:

[pic].

де [pic] - оцінюване прирощення кута поворота,.

[pic] u — вектор управления.

Нехай виробляється вимір збільшення кута повороту (j:

[pic].

де [pic] - фактичний кут повороту об'єкта за такт БЦВМ.

Матриця М з рівняння (4.8) має вигляд: [1 0 0].

Модель системи спостереження (4.10) уявімо у вигляді Коши:

[pic].

Тоді система (4.10) прийме вид:

[pic] (4.11) тобто. в векторної формі одержимо рівняння (4.7), где.

[pic].

Вектор стану x (t) визначається рішенням векторно-матричного рівняння (4.7):

[pic] де Ф (t, t0) — фундаментальна матриця, що є перехідною для (4.7).

Ф (t, t0) = еА (t — t0) (4.12).

Знайдемо еА (t — t0) використовуючи перетворення Лапласа.

[pic].

Знайдемо Ф-1(s): detФ (s) = S3,.

[pic].

Виконуючи зворотне перетворення Лапласа, одержимо фундаментальну матрицю системи (4.12):

[pic].

Рівняння, оцінююче вектор x, має вигляд [5, 16, 22]:

[pic].

При малому періоді квантування Т вектор x (t) — лінійна функція часу, отже [16]:

[pic].

Нехтуючи Т2, рішення системи (4.11) запишемо [7]:

[pic] (4.13).

Модель об'єкта спостереження матиме вид [7, 16, 22]:

[pic].

Знайдемо коефіцієнти k1, k2, k3.

Віднімаючи рівняння (4.11) з рівнянь (4.13), одержимо [7, 16, 22]:

[pic].

[pic].

[pic].

Запишемо характеристичний рівняння з цією системы:

[pic] (4.14).

Нехай системі оцінки кутовий швидкості бажані рівні негативні коріння: [pic] Тоді бажаний характеристичне поліном прийме вид:

[pic] (4.15).

Прирівнюючи коефіцієнти при однакових ступенях P. S в рівняннях (4.14)и (4.15), одержимо [7, 16, 22]:

[pic].

Зробимо аналітичне обгрунтування вибору коефіцієнтів посилення алгоритму оцінки кутовий скорости.

Розглянемо характеристичний рівняння [16, 22]:

[pic].

Наведемо його до нормированному виду. І тому розділимо усіх членів на К3 і введемо нову переменную.

[pic].

Получим.

[pic].

[pic].

На площині параметрів Проте й У побудуємо кордон стійкості. Умови стійкості мають вид:

A > 0, B > 0, AB > 1.

Рівняння кордону стійкості має вид:

АВ = 1 при A > 0 і B > 0.

Виділимо у сфері стійкості частини, відповідні различному розташуванню коренів характеристичного рівняння [7, 16, 22].

У точці А=В=3 характеристичне рівняння має рівні кореня q1=q2=q3=1. У цьому для вихідного рівняння получим:

[pic].

Побудуємо області апериодических процесів (все три кореня речові - III) і коливальних процесів (один корінь речовинний і двоє комплексних). Причому в другий випадок будемо розрізняти область, де пара комплексних коренів лежить ближчі один до мнимої осі, ніж речовинний — I, і область, де речовинний корінь лежить ближчі один до мнимої осі, ніж пара комплексних — II.

Відповідно до методикою кордону зазначених областей описуються уравнениями:

— криві CE, CF:

[pic].

— крива CD:

[pic].

На площині К1К2 для фіксованого К3 побудуємо області різного розташування коренів всередині кожній частині області стійкості (див. рис. 2.1).

На рис. 4.1 точками A, B, З, D, E показані значення коефіцієнтів алгоритму оцінки кутовий швидкості, використовувані під час моделювання. Чисельні значення коефіцієнтів під час моделювання вибиралися із різних ділянок (I, II, III) області устойчивости.

Рис. 4.1 — Значення коефіцієнтів алгоритму оцінки кутовий швидкості 4.3 Алгоритм оброблення і контролю інформації ГИВУС.

Включення ГИВУС виробляється у режимі ВКЛ.

У режимі ВКЛ після наступу теплової готовності охоплюють усі шість ЧЭ ГИВУС. Після досягнення функціональної готовності ((22 хв з моменту включення приладу) виробляється контроль працездатності ЧЭ й у разі норми два ЧЭ відключаються. Ці ЧЭ перебувають у «гарячому» резерві й у разі потреби може бути готові на роботу через 1 хвилину [21].

Завдання обробітку грунту і контролю інформації ГИВУС складається з таких алгоритмів [1, 3, 21]:

1. Алгоритм початковій установки завдання ГИВУС.

2. Алгоритм вибору конфігурації які включаємо каналів ГИВУС.

3. Алгоритм розрахунку збільшень кутів ГИВУС.

4. Алгоритм контролю та формування ознаки інформативності ГИВУС.

1. Алгоритм початковій установки завдання ГИВУС.

Алгоритм розраховує матрицю С (6×3) установки шести ЧЭ в приладових осях:

Сi1 = cos ((+((i);

Ci2 = sin ((+((i)(cos ((i-1)((+((i);

Ci3 = sin ((+((i)(sin ((i-1)((+((i);

де (, (- кути установки ЧЭ в ПСК;

((і, ((і - похибки кутів установки (й = 1(6).

Алгоритм також виробляє обнуління внутрішніх змінних завдання. По полетному завданням (ПЗ) (параметр IZGIV*) вибирається число які включаємо в режимі ЧЭ [21]:

IZGIV*=2 — робота п’ять ЧЭ;

IZGIV*=1 — робота на виборах 4 ЧЭ;

IZGIV*=0 — робота на 3 ЧЭ.

По ПЗ задається ознака контролю Zcon:

Zcon = 0 — наявність контроля;

Zcon = 1 — відсутність контроля.

Алгоритм разовий, дбає про першому такті кожного режима.

2. Алгоритм вибору конфігурації які включаємо каналів ГИВУС.

Алгоритм дбає про тих тактах режиму, де відбувається зміна працюючого комплекту чутливих елементів (ЧЭ), функціонально при виникненні відмови чи з ПЗ [1, 3, 21].

Алгоритм складається з трьох часток, відповідних трьом станам ознаки роботи IZGIV*=0V1V2.

При IZGIV*=2 алгоритм формує п’ятірку працюючих ЧЭ у складі справних. З цієї п’ятірки вибирається ортогональна управляюча трійка ЧЭ на формування матриці управління В (3×3). Якщо номери працюючих ЧЭ вибираються по ПЗ, то керуючої трійкою вважаються перші троє фахівців з заданных.

При IZGIV*=1 у складі справних ЧЭ вибираються номери чотирьох ЧЭ: 3 їх вважаються управляючими, а четвертий використовується контролю. Вибір четвірки по ПЗ здійснюється аналогічно випадку IZGIV*=2.

При IZGIV*=0 вибір працюючих вимірювальних каналів здійснюється аналогічно випадку роботи з чотирьох ЧЭ, відмінність у тому, що контрольний ЧЭ не формується [21].

Алгоритм ЧЭ формує запити вмикання ЧЭ IPVG (i)=1 після визначення їхніх номерів [21].

Через війну формується управляюча матриця В (3×3), яка у розрахунках проекцій збільшень кутів на приладові осі. І тому формується допоміжна матриця D (3×3), що складалася з рядків матриці С (6×3), відповідних номерам управляючих ЧЭ. Керуюча матриця розраховується так [21]:

B = D-1.

Алгоритм тактированный, працює із тактом То=0,1 с.

3. Алгоритм розрахунку збільшень углов.

Алгоритм формує сумарні ознаки функціональної і точностной готовності ГИВУС за ознаками, прихожим з підсистеми. Здійснює вибір діапазону вимірів ГИВУС за ознакою ППД, формованому алгоритмами режимів [5, 21].

Алгоритм формує інформацію про приращениях кутів, вимірюваних кожним ЧЭ [pic]:

[pic] (i=1(6),.

где mi — ціна імпульсу і-го ЧЭ ГИВУС;

Ni — число імпульсів з і-го ЧЭ за такт;

((і - паспортизуемый те що і-го ЧЭ.

Розраховуються збільшення кутів [5, 7] повороту об'єкта в проекціях на приладові осі ГИВУС (gj :

[pic],.

где Вjk — елементи матриці управления;

nuprk — номери управляючих ЧЭ ГИВУС (j=1(3; k=1(3).

Потім обчислюються проекції збільшень кутів на осі візирної системи координат (ТСК) (j:

[pic].

[pic].

[pic].

где ADj — похибки установки ПСК ГИВУС щодо ВСК;

(yxj — розрахована на борту кутовий те що (j=1(3).

Алгоритм тактированный, працює із тактом То=0,1 с.

4. Алгоритм контролю ГИВУС.

Контроль здійснюється за умови IZCON=0.

Алгоритм розраховує прирощення кута по контрольної осі і порівнюється зі збільшенням, отримані за контрольного ЧЭ [21]:

(k = Cncon, 1(g1 + Cncon, 2(g2 + Cncon, 3(g3.

|(k -((ncon|[pic]=[pic]=[pic]- r -.

1;[pic] .

3. Порівнюючи значення g і [pic] і виносять рішення про ухвалення (g.

[pic]) аналізованої гіпотези про вигляді функції розподілу [27−29].

4.7 Алгоритм контролю відмов ДВ при неповної тяге.

Алгоритм неповної тяги — є алгоритм дозволяє моделювати залишкову тягу у відмові однієї з реактивних двигунів стабілізації, відмовити типу «не відключення». Залишкова потяг може змінюватися в тому межах: 0%-100%. При 0% тяги, відмова типу «не відключення» перетворюється на відмова типу «не включення». Нехай P — потяг, а k — коефіцієнт залишкової тяги, задаваемый у відсотках. Тоді, у загальному разі, у відмові однієї з двигунів, потяг має вигляд (4.39) [25, 26]:

[pic] (4.39).

Блок-схема алгоритму має вигляд (Рис. 4.8):

[pic].

Рис. 4.8 — Блок схема алгоритму неповної тяги.

У випадку коефіцієнт K носить стохастический характер. Блок аналізу інформації формує таблицю включень, для алгоритму стабілізації [25].

При функціонуванні алгоритму контролю ми бачимо максимальні небезпечної тривалості з кожної базі, після чого варіюємо початкові умови не більше 20%. Формуємо вибірку. Так само ми варіюємо параметрів для випадків відмови роботи двигунів типу «не відключення» та певного типу «не включення». Початкові варьируемые умови наведені у таблиці 4.2.:

Таблиця 4.2.

|Нормальный режим |264 |157 |999 | |Відмова роботи |1 |1000 |1000 |999 | |двигуна типу «не | | | | | |відключення» | | | | | | |3 |1000 |1000 |1000 | | |6 |1000 |1000 |999 | | |8 |999 |1000 |1000 | |Відмова роботи |1 |1000 |157 |1000 | |двигуна типу «не | | | | | |включення» | | | | | | |3 |999 |286 |1000 | | |6 |265 |158 |999 | | |8 |264 |157 |1000 |.

Для наочності побудуємо гистограмму, і зобразимо його вигляді функції - закону розподілу, [8, 9, 25−29] для полегшення перебування критичної точки в методі статистичних гіпотез. Знаходимо математичні очікування. Графіки залежностей наведено на (Рис. 4.9) [27−29]:

[pic].

Рис. 4.9 — Аппроксимированная гистограмма.

Тут m0 і m1 — математичні очікування. Зблизька лівостороннього критерію, отримали критичну точку Gкр = 736. Т.а. [pic]=Gкр, якщо, слідуючи алгоритму контролю, ВП < [pic], це є підстави стверджувати, що відмови від роботі двигуна немає, інакше, при потраплянні значення ВП в критичну область, тобто. ВП >= [pic], ПО присвоюється значення одиниці, тож маємо підстави стверджувати, що свою відмову в роботі двигуна є [25].

5 РЕЗУЛЬТАТИ ЧИСЕЛЬНОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ.

Розглянемо космічний апарат як пружне тіло, описуване рівняннями (3.1), (3.2), (3.4), (3.5). Розглянемо режим побудови базової орієнтації з урахуванням зовнішніх збурюючих впливів — аеродинамічного і гравітаційного, ні з урахуванням дрейфу нуля ГИВУС.

Для наочності функціонування алгоритму стабілізації ДВ КА, де у ролі гистерезиса використовується пауза за часом, проведемо моделювання СУО, з початковими умовами, які у табл. 5.1.

Таблица 5.1.

|Вариант |Кутові швидкості |Кутові прискорення |Моменти інерції | |№ | | | | |1 |Wx = 0.5 c-1 |Gx = 0 c-2 |Ix = 500 Нмс2 | | |Wy = 0 c-1 |Gy = 0 c-2 |Iy = 1500 Нмс2 | | |Wz = 0 c-1 |Gz = 0 c-2 |Iz = 2500 Нмс2 | |2 |Wx = 1 c-1 |Gx = 0 c-2 |Ix = 500 Нмс2 | | |Wy = 0 c-1 |Gy = 0 c-2 |Iy = 1500 Нмс2 | | |Wz = 0 c-1 |Gz = 0 c-2 |Iz = 2500 Нмс2 | |3 |Wx = 3 c-1 |Gx = 0 c-2 |Ix = 500 Нмс2 | | |Wy = 1 c-1 |Gy = 0 c-2 |Iy = 1500 Нмс2 | | |Wz = 0 c-1 |Gz = 0 c-2 |Iz = 2500 Нмс2 | |4 |Wx = -4 c-1 |Gx = -1 c-2 |Ix = 500 Нмс2 | | |Wy = 0 c-1 |Gy = 0 c-2 |Iy = 1500 Нмс2 | | |Wz = 0 c-1 |Gz = 0 c-2 |Iz = 2500 Нмс2 | |5 |Wx = 0 c-1 |Gx = 0 c-2 |Ix = 500 Нмс2 | | |Wy = 3 c-1 |Gy = 0 c-2 |Iy = 1500 Нмс2 | | |Wz = 0 c-1 |Gz = 0 c-2 |Iz = 2500 Нмс2 | |6 |Wx = 0.5 c-1 |Gx = 0.001 c-2 |Ix = 500 Нмс2 | | |Wy = 0.5 c-1 |Gy = 0.001 c-2 |Iy = 1500 Нмс2 | | |Wz = 1 c-1 |Gz = 0.001 c-2 |Iz = 2500 Нмс2 |.

Функціонування СУО з набором початкових умов варіанта 2 табл. 5.1 в тимчасовій площині представлене рис. 5.1, рис. 5.2, рис. 5.3.

Функціонування СУО з набором початкових умов варіанта 1−6 табл. 5.1 на фазової площині, представлено при застосуванні Б.

. pic].

Рис. 5.1 — Залежність кутовий швидкості від часу у каналі X.

[pic].

Рис. 5.2 — Залежність кутового прискорення від часу у каналі X.

Як засвідчили результати моделювання (рис. 5.1−5.3), розроблений алгоритм стабілізації за наявності зовнішніх збурюючих впливів показав високу ефективність режимі побудови базової орієнтації. Як показав моделювання, найефективнішим методом гасіння шумів управління, які творяться у слідстві «ковзання» управляючого впливу по кордоні області нечутливості, при реалізації логіки управління, виявилося запровадження паузи за часом на виході з зони нечутливості для двигунів малої тяги і зони нечутливості двигунів великий тяги. Для ефективного гасіння шумів, відповідно зниження витрати робочого тіла, ввели в модель пружного КА двигуни малої тяги, з додатковою зоною нечутливості у законі управління і додаткової затримкою за часом. Порівняйте розглянуто гистерезис з фіксованою зоною нечутливості для ДБТ і ДМТ. Ефективність застосування менше проти паузою за часом, у зв’язку з фіксованою зоною нечутливості для діапазону кутових скоростей.

[pic].

Рис. 5.3 — Залежність управляючого моменту від часу у каналі X.

Проведемо моделювання СУО з різними наборами коефіцієнтів фільтра Льюинбергера. Початкові умови моделі КА з 2-ого варіанта табл. 5.1. Варіанти коефіцієнтів фільтра Льюинбергера, представлені у табл. 5.2.

Результати моделювання представлені у додатку У. Як засвідчили результати моделювання — мінімальну похибка оцінювання показав 4- ый варіант наборів коефіцієнтів фільтра Льюинбергера. Як очевидно з результатів моделювання, найбільш тривалий за часом перехідною процес показав 1-ый набір коефіцієнтів табл. 5.2 (~40 сек.), наступні набори, показали тенденцію істотного зниження часу перехідного процесу, так 3-ий набір коефіцієнтів фільтра Льюинбергера, показав (~8 сек.), водночас, така сама тенденція простежується і з максимальною похибкою оцінювання. Так для 1-ого набору коефіцієнтів вона становить (~0.01 1/с), то тут для 4-ого набору коефіцієнтів максимальна похибка оцінювання становила (~0.0005 1/c). Слід зазначити, що чотири набору коефіцієнтів фільтра, було обрано в галузі стійкості рис. 4.2.1. 4-ый набір коефіцієнтів знайшли методом інтегральної квадратичной оцінки якості, і є найоптимальнішим, як за результатами моделювання, для даних НУ які вибираються зі табл. 5.1.

Таблиця 5.2 — Коефіцієнти фільтра Льюинбергера.

|Вариант№ |Набір коефіцієнтів | | |K1 |K2 |K3 | |1 |0.9 |0.27 |0.027 | |2 |3 |3 |1 | |3 |6 |12 |8 | |4 |20.516 |149.611 |0.042 |.

.

5.1 Моделювання відмов ГИВУС.

Розглянемо модель гироскопического вимірника вектора кутовий швидкості, описаної розділ 3.3 з урахуванням кутів встановлення і дрейфу нуля.

Розглянемо п’ять типів відмов, описаних у табл. 5.3 і проведемо відповідної діагностики відмов ГИВУС. Приймемо коефіцієнти фільтра Льюинбергера постійними. K1= 6, K2=12, K3= 8. Початкові умови моделируемой системи, представлені у табл. 5.4.

Таблица 5.3 — Опис відмов ГИВУС.

|Тип відмови |Опис відмови | |1 |Відсутність вихідний інформації | |2 |Максимальна інформація постійного знака | |3 |Інформація постійного знака, кратна 750 імпульсам | |4 |Максимальна інформація з релейним чергуванням знака | |5 |Збільшення (зменшення) ціни імпульсу вчетверо |.

Таблиця 5.4 — НУ моделі КА.

|Вариант |Кутові |Кутові |Моменти инерции|Типы |Час | | |швидкості |прискорення | |відмов |відмови | | | | | |ГИВУС | | |1 |Wx = 0.5 c-1|Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |2 |700 сік | | | | |Iy = 1500 Нмс2 | | | | |Wy = 0 c-1 |Gy = 0 c-2|Iz = 2500 Нмс2 | | | | |Wz = 0 c-1 | | | | | | | |Gz = 0 c-2| | | | |2 |Wx = 1 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |2 |700 сік | | |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2 | | | | |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2|Iz = 2500 Нмс2 | | | | | | | | | | | | |Gz = 0 c-2| | | | |3 |Wx = 4 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |2 |700 сік | | |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2 | | | | |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2|Iz = 2500 Нмс2 | | | | | | | | | | | | |Gz = 0 c-2| | | | |4 |Wx = 4 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |2 |100 сік | | |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2 | | | | |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2|Iz = 2500 Нмс2 | | | | | | | | | | | | |Gz = 0 c-2| | | | |5 |Wx = 4 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |2 |400 сік | | |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2 | | | | |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2|Iz = 2500 Нмс2 | | | | | | | | | | | | |Gz = 0 c-2| | | |.

Результати моделювання представлені у додатку Р. Як засвідчили результати моделювання, контролю який відмовив ЧЭ потрібно на середньому (~3 сек.).

5.2 Моделювання відмов ДС.

Розглянемо КА з урахуванням відмов двигунів стабілізації. Введемо в розгляд відмови типу «не включення», відмови типу «не відключення» і відмови двигунів з залишкової тягой.

Проведемо моделювання з початковими умовами, які у табл.5.5. У таблиці також представлено час виявлення відмови для даного набору НУ по результату проведеного моделирования.

Таблица 5.5 — НУ моделі КА та палестинці час виявлення отказа.

|Вари-а|Угловые |Кутові |Моменти |Остаточ-на|Время |Час | |нт |швидкості |ускорен-ия|инерции |я потяг ДВ |відмови |выявле-н| | | | | | | |іє | | | | | | | |відмови | |1 |Wx = 0.1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |100% |700 сек|704.3 | | |c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек | | |Wy = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | | | |Wz = 0 c-1 | |Iz = 2500 Нмс2| | | | | | |Gz = 0 c-2| | | | | |2 |Wx = 0.1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |50% |700 сек|706.8 | | |c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек | | |Wy = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | | | |Wz = 0 c-1 | |Iz = 2500 Нмс2| | | | | | |Gz = 0 c-2| | | | | |3 |Wx = 0.1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |15% |700 сек|715.2 | | |c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сік | | |Wy = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | | | |Wz = 0 c-1 | |Iz = 2500 Нмс2| | | | | | |Gz = 0 c-2| | | | | |4 |Wx = 1 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |100% |700 сек|702.1 | | |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сік | | |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | | | | | |Iz = 2500 Нмс2| | | | | | |Gz = 0 c-2| | | | | |5 |Wx = 1 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |50% |700 сек|705.3 | | |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сік | | |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | | | | | |Iz = 2500 Нмс2| | | | | | |Gz = 0 c-2| | | | | |6 |Wx = 1 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |15% |700 сек|708.9 | | |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек | | |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | | | | | |Iz = 2500 Нмс2| | | | | | |Gz = 0 c-2| | | | | |7 |Wx = 3 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |100% |700 сек|701.2 | | |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | | | | |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | | | | | |Iz = 2500 Нмс2| | | | | | |Gz = 0 c-2| | | | | |8 |Wx = 3 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |50% |700 сек|704.6 | | |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сік | | |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | | | | | |Iz = 2500 Нмс2| | | | | | |Gz = 0 c-2| | | | | |9 |Wx = 3 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |15% |700 сек|705.9 | | |Wy = 0 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сік | | |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | | | | | |Iz = 2500 Нмс2| | | | | | |Gz = 0 c-2| | | | | |10 |Wx = 0 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |100% |700 сек|709.2 | | |Wy = 1 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сік | | |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | | | | | |Iz = 2500 Нмс2| | | | | | |Gz = 0 c-2| | | | | |11 |Wx = 0 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |50% |700 сек|714.3. | | |Wy = 1 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек | | |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | | | | | |Iz = 2500 Нмс2| | | | | | |Gz = 0 c-2| | | | | |12 |Wx = 0 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |15% |700 сек|721.1 | | |Wy = 1 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек | | |Wz = 0 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | | | | | |Iz = 2500 Нмс2| | | | | | |Gz = 0 c-2| | | | | |13 |Wx = 0 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |100% |700 сек|707.5 | | |Wy = 1 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек | | |Wz = 1 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | | | | | |Iz = 2500 Нмс2| | | | | | |Gz = 1 c-2| | | | | |14 |Wx = 0 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |50% |700 сек|711.3 | | |Wy = 1 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сік | | |Wz = 1 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | | | | | |Iz = 2500 Нмс2| | | | | | |Gz = 1 c-2| | | | | |15 |Wx = 0 c-1 |Gx = 0 c-2|Ix = 500 Нмс2 |15% |700 сек|717.4 | | |Wy = 1 c-1 | |Iy = 1500 Нмс2| | |сек | | |Wz = 1 c-1 |Gy = 0 c-2| | | | | | | | |Iz = 2500 Нмс2| | | | | | |Gz = 1 c-2| | | | |.

Результати моделювання представлені у додатку Д. Як засвідчили результати моделювання, зниження неповної тяги у відмові ДВ призводить до збільшення часу ідентифікації відмов. Моделювання показало також, що підвищення рівня шумів вимірів не призводить до значному зниження чутливості системи до виявлення відмов типу «неотключение «з малої залишкової тягой.

6 ЕКОНОМІЧНА ЧАСТЬ.

Досягнення науково-технічного прогресу за останні десятиліття дозволили людству вирішити багато нерозв’язні раніше технічні і теоретичні питання. Так, сьогодні повсякденним явищем стали запуски штучних супутників Землі, космічних апаратів з людиною на борту, безпілотні межорбитальные апарати, польоти автоматичних станцій. Однією з невідчужуваних складових космічного апарату — є система управління, куди входять у собі командні прилади, виконавчі органи, БЦВМ і програмний комплекс. Системи управління, ставляться до розряду складних систем з велику кількість елементів, які піддаються отказам. Однією з основних вимог, що висуваються до системи управління, є його висока надійність. Управління космічним апаратом з допомогою БИНС сприймається як взаємодія двох процесів: рішення навігаційної завдання й вирішення завдання стабілізації. Перше завдання залежить від визначення необхідної траєкторії космічного апарату й у обчисленні фактичної, друга — під управлінням апаратом підтримки необхідного курсу із заданої точністю. У БИНС инерциальный координатний базис будується ні з допомогою гироплатформы, але в основі математичних розрахунків які у БЦВМ у польоті. Відмова реактивних двигунів стабілізації системи управління орієнтацією космічного апарату, може спричинить не виконання цільової завдання, а відмова типу «не відключення» двигуна, може спричинить великих втрат робочого тіла, і розкрутці космічного апарату до неприпустимих кутових швидкостей. Таким чином розробка алгоритмів контролю та діагностики системи управління орієнтацією космічного апарату — є актуальним. У справжньої роботи вирішується завдання побудови алгоритмів контролю та ідентифікації відмов командних приладів та виконавчих органов.

6.1 Огляд існуючих методов.

Відмова від використання гиростабилзированной платформи, і початку бесплатформенным инерциальным навігаційним системам пов’язані з підвищенням точності командних приладів та інтенсивним розвитком цифровий обчислювальної технікою, що дозволяє вирішувати проблему побудови базової орієнтації математичними методами з допомогою БЦВМ [1−5]. Поруч із значно підвищується складність математичну модель НКА і алгоритмів для системи управління орієнтацією. Однією із поважних завдань, є ідентифікація відмов виконавчих органів СУО. Відмова ДВ типу «не відключення» можуть призвести до великих втрат робочого тіла, і невиконання цільової завдання СУО. Існуючий метод ідентифікації відмов ДВ як велика тяги і малої, грунтується для контролювання небезпечної тривалості роботи двигунів і підрахунку часу бази [pic]. Небезпечна тривалість формується залежно від значення управляючого моменту [25]. У цьому розглядається два типу відмов — відмова типу «не включення» й відмова типу «не відключення». У цьому усім базах вибирається максимальний ВП і перебуває в допомогою методу статистичних гіпотез критична точка, що дозволяє прийняти зважене рішення — є відмова чи ні. Максимальна точність выявлений відмови ДВ з залишкової тягою, під час використання цього методу — 51% [25]. У разі перевищення цього порога, алгоритм контролю двигунів стабілізації системи управління орієнтацією космічного апарат не виявляє відмова. Це спричиняє великих втрат робочого тіла, а отже й до значним економічних витрат, і навіть до невиконання цільової завдання СУ, як наслідок зриву політного завдання, а часом і втрати управління КА [25, 26].

Запропонований у цій дипломної роботі алгоритм контролю СУО грунтується на використанні субоптимального дискретного фільтра Калмана-Бьюси. Аналіз величини що оцінюється в фільтрі Калмана возмущающего моменту дозволяє обчислити математичної очікування оцінки обурення. Якщо математичне очікування оцінки возмущающего моменту, обчисленого на деякою тимчасової базі, де управління одно нулю, перевершує припустимий поріг, то приймають рішення про відмову від ДР і переході на резерв. Як показав моделювання зниження залишкової тяги у відмові ДВ вп’ятеро менше, ніж в існуючих алгоритмів контролю, і як 10%. Це значно підвищує надійність СУО. А відсоток не виявлення (10%) становить відсоток зовнішніх збурюючих впливів, як-от аеродинамічні і гравітаційні. Це засвідчує високої ефективності розробленого алгоритму [25, 26].

Також у даної дипломної роботі, розроблений алгоритм контролю командних приладів ГИВУС і ДУП [21]. Відмова командним приладів може спричинить невиконання цільової завдання СУ. Існуючі алгоритми мають високу похибка при виявленні відмов чутливих елементів. У основу існуючих алгоритмів покладено або фільтр першого порядку, або спостерігач Люинбергера. На підвищення точності виявлення який відмовив чутливого елемента, у цій дипломної роботі розроблено алгоритми контролю командних приладів СУО, з урахуванням субоптимального дискретного фільтра Калмана-Бьюси. Проведене моделювання, показало високу ефективність розробленого алгоритму проти існуючими. У результаті було підвищено час виявлення відмови чутливий елемент, точніше виявляється який відмовив чутливий елемент [21, 25].

Розроблені алгоритми контролю командних приладів та виконавчих органів значною мірою підвищують надійність системи управління орієнтацією космічного апарату, й дозволяють уникнути втрат робочого тіла, і сприяють виконання цільової завдання СУ. Це дасть змогу зменшити видатки командні прилади й виконавчі органи, і навіть економічні витрати пов’язані з відмовами у польоті виконавчих органів прокуратури та командних приладів [1, 3, 25].

6.2 Розрахунок кошторису витрат за НИР.

Виконання наукових досліджень про вимагає певних витрат, які необхідно розглядати, як додаткові капіталовкладення. Вони ставляться на виробничі затратам і містять у собі всі роботи, що їх працівниками організації [30].

У цьому принимаем:

1) загальна кількість годин налагодження і рішення на ПВЭМ Т = 550 год. 2) вартість 1 м² площі місяць Са = 35 грн.; 3) потужність ПВЭМ W = 0.4 кВт; 4) площа приміщення P. S = 13 м²; 5) вартість електроенергії 1 кВт. год ТФ = 0,156 грн. (з ПДВ); 6) коефіцієнт невыходов, а = 5%; 7) вартість ПВЭМ Sk = 2900 грн.; 8) кількість робочих днів, у місяць ДР = 23; 9) час за комп’ютером ТК = 4 міс.; 10) потужність освітлювальної електроенергії Wоэ = 0,18 кВт; 11) час розробки НДР tр = 5 мес.

Рассчитаем ефективний фонд времени:

ПЕ = ДР * ТК *(1-а/100) = 87,4;

Розрахунок основний зарплати виконавців виробляється з штатного розкладу зайнятості виконавців цієї НДР, і приведено у таблиці 6.1.

Розрахунок вартості матеріалу приведено у таблиці 6.2.

Розрахунок кошторису витрат за НДР із зазначенням формул розрахунку статей витрат приведено у таблиці 6.3.

Таблиця 6.1 — Штатний розклад виконавців |Посада |Кількість |Оклад в |Час |Сума, | | |виконавців |місяць, грн. |роботи, міс. |грн. | |Керівник, |1 |650 |5 |3250 | |Начальник | | | | | |сектора | | | | | |Инженер-матема|1 |450 |5 |2250 | |тик | | | | | |дослідник | | | | | |Лаборант |1 |300 |5 |1500 | |Разом | 7000 |.

Таблиця 6.2 — Витрати материалы.

|Наименование |Ціна за |Кількість, шт.|Сумма, грн. | | |одиницю, грн. | | | |Папір (100 аркушів) |5,50 |2 |11,00 | |Папка для дипломних |3,00 |1 |3,00 | |робіт | | | | |Держак |1,00 |7 |7,00 | |Олівець |0.50 |8 |4,00 | |Який Записує CD |30 |3 |90 | |(запис) | | | | |Ліст формату А1 |1,00 |4 |4,00 | |Картридж для принтера|155,00 |1 |155,00 | |Дискета 1,44 МВ |5,00 |2 |10,00 | |Разом | 284,00 |.

Таблиця 6.3 — Кошторис витрат за НИР.

|№ |Стаття витрат |Методика розрахунку |Сумма, грн. | |1 |Зарплата співробітників, основна | | | | |а) штатний розклад |Таблиця 6.2.1 |7000 | | |б) доплати |10% пункту 1а) |700 | |2 |Відрахування на соцстрах і другие|37,5% пункту 1 |2625 | | |відрахування | | | |3 |Витрати матеріали |Таблиця 6.2.2 |284 | |4 |Витрати на експеримент |- |- | |5 |Вартість технологічної |Sэ.т. = Тф* Т * W |34,32 | | |електроенергії | | | |6 |Амортизаційні відрахування |Аотч = (0,25* Sk*Тк) |242 | | |обчислювальної техніки |/12 | | |7 |Вартість освітлювальної |So = Тф * Пе * Wоэ |2.45 | | |Електроенергії | | | |8 |Амортизаційні відрахування |Sa = Са * P. S * tр |2275 | | |площі робочого місця (оренда)| | | |9 |Разом |Сума |13 162.77 | |9 |Плановий накопичення |30% пункту 1 |2100 | |10 |Усього кошторис витрат за НДР | |15 262.77 |.

Разом, внаслідок проведених розрахунків отримали, що кошторис витрат на науково-дослідну роботу становить 15 262.77 грн.

6.3 Розрахунок науково-технічного эффекта.

При розрахунку науково-технічного ефекту використовується наступна формула [30]:

[pic], де [pic] - вагові коефіцієнти i-ого показателя;

[pic] - види ознак по i-ому показателю;

Вихідні дані до розрахунку науково-технічного економічного ефекту наведені у таблиці 6.4.

Таблиця 6.4 — Вихідні дані до розрахунку НТЭ.

|№Признака |Ознаки |Значення [pic] |Значення [pic] | | |науково-технічного | |бали | | |рівня | | | |1 |Перспективність |0.4 |8 | |2 |Можливість реалізації |0.1 |7 | |3 |Новизна |0.5 |9 |.

Підставляючи в вихідну формулу відповідні значення показників, получим:

НТЭ = 8.4 балла.

6.4 Розрахунок економічного эффекта.

Економічний ефект — та вигода, в грошах, яку отримувати підприємець у впровадженні результатів науково-дослідної роботи. Економічний ефект є абсолютної величиною [30].

[pic] де і - напрям зниження затрат;

[pic] - економія в кожному направлению;

[pic] - нормативний коефіцієнт ефективності капіталовкладень. У разі [pic] (економічний сенс такий, повернення капіталовкладень передбачає, що з вкладеною однієї гривні вернется.

0.25 гривны):

[pic] - капіталовкладення (кошторис витрат за НДР). У разі [pic];

[pic] - додаткові капіталовкладення (маркетингові дослідження, придбання нової обчислювальної техніки та інші). [pic].

У цьому дипломної роботі розглядаються економії із двох основних направлениям:

1. Економія витрат робочого тела.

Для цього напряму враховується відмінність між тим скільки споживали ДВ СУО робочого тіла до впровадження нового алгоритму контролю, і скільки буду споживати робочого тіла після запровадження в СУО нового алгоритму контроля:

[pic];

[pic] - маса споживання ДВ робочого тіла до впровадження нового алгоритму контроля;

[pic] - маса споживання ДВ робочого тіла після запровадження нового алгоритму контроля.

Тое є, з те, що маса споживання ДВ робочого тіла після запровадження нового алгоритму контролю знизиться вп’ятеро, то:

[pic];

Слід також врахувати вартість робочого тіла (топлива):

[pic].

Отже, економія за першим направлению:

[pic].

2. Економія витрат робочого тіла що з часів виявлення відмов чутливих елементів ГИВУС.

Для цього напряму враховується відмінність між тим скільки часу потрібно алгоритму контролю ГИВУС на виявлення відмови ЧЭ до впровадження нового алгоритму, і після запровадження нового алгоритму контролю ГИВУС.

[pic].

[pic] - часу, потрібної алгоритму контролю ГИВУС для виявлення відмови ЧЭ до впровадження нового алгоритму контроля;

[pic] - часу, потрібної алгоритму контролю ГИВУС для виявлення відмови ЧЭ після запровадження нового алгоритму контроля;

Ми можемо обчислити масу споживання палива за секунду:

[pic].

[pic] - маса споживання ДВ робочого тела;

Отже різниця виявлення отказа:

[pic].

А споживання палива за секунду.

[pic].

Слід також врахувати вартість робочого тіла (топлива):

[pic].

Отже, економія за першим направлению:

[pic].

Через війну проведених розрахунків одержимо наступний економічний ефект: [pic].

Економічний ефект величина відносна і розраховується за формулі [30]:

[pic] де [pic] - економічний ефект, [pic] - капиталовложения.

[pic].

Термін окупності капиталовложений:

[pic]:

Отже термін окупності капиталовложений:

[pic].

6.5 Заключение.

У цьому дипломної роботі економічно обгрунтована розробка алгоритму контролю реактивних двигунів стабілізації системи управління космічного апарату і алгоритму контролю командних приладів СУО. Розраховані кошторис витрат за НДР, науково-технічний ефект, економічний ефект і термін окупності капіталовкладень. Удосконалення алгоритмів контролю здійснюється рахунок використання сучасної апаратури і розвитку науково-технічного прогресу, і навіть рахунок досконаліших алгоритмів, що використовують комплексну обробку наявну інформацію [25, 30].

Результати обгрунтувань наведені у таблиці 6.5:

Таблиця 6.5 — Техніко-економічні показники НИР.

|№ п/п |Найменування показників |Методика розрахунку |Величина | |1. |Кошторис витрат за НДР |Сума статей витрат |15 262.77 | |2. |Науково-технічний эффект|[pic] |8.4 бала | |3. |Економічний ефект |[pic] |3328.38 | | | | |грн | |4. |Термін окупності |[pic] |4.5 року | | |інвестицій | | |.

7 ГРОМАДЯНСЬКА ОБОРОНА.

Громадянська оборона України — складова частина системи загальнодержавних оборонних заходів, які у мирне і забезпечити військове час у з метою захисту населення і ще народного господарства від зброї масового поразки, і інших сучасних засобів нападу противника, і навіть для рятувальних і невідкладних аварійно-відбудовних робіт у осередках поразки, і зонах катастрофічного затоплення. У цьому дипломної роботі розглядається вплив проникаючої радіації і радіаційного зараження [31, 32].

Основні завдання громадянської обороны:

1. Захист населення від зброї масового знищення та інших засобів нападу противника здійснюється проведенням комплексу захисних заходів, що дозволяє максимально послабити результати впливу зброї масового знищення, створити сприятливі умови проживання і діяльності населення, роботи об'єктів і безкомпромісність дій сил громадянської оборони і під час їхніх насущних завдань. Підвищення стійкості роботи об'єктів і галузей народного господарства за умовах воєнного часу можна досягнути завчасним проведенням організаційних, інженерно-технічних та інших заходів, вкладених у максимальне зниження результатів впливу зброї масового знищення, створення сприятливих умов швидкої ліквідації наслідків нападу противника. Проведення рятувальних і невідкладних аварійно відновлювальних робіт в осередках поразки, і зонах затоплення. Без успішного проведення таких робіт неможливо налагодити діяльність об'єктів, які піддаються ударам противника, створити нормальні умови життєдіяльності населення постраждалих міст [31].

Яка Проникає радіація. Це з вражаючих чинників ядерного зброї, являє собою гамма-випромінювання і потік нейтронів, испускаемых в довкілля із зони ядерного вибуху. Крім гамма-випромінення і потоку нейтронів виділяються ионизирующие випромінювання як альфаі бета-частиц, мають малу довжину вільного пробігу, унаслідок чого їх впливом на покупців, безліч матеріали нехтують. Час дії проникаючої радіації не перевищує 10—15 сік. з вибуху [32].

Основні параметри, що характеризують ионизирующие випромінювання, — доза і потужність дози випромінювання, потік і щільність потоку частиц.

Іонізуюча здатність гама-променів характеризується експозиційної дозою випромінювання. Одиницею експозиційної дози гамма-випромінення є кулон на кілограм (Кл/кг). Відповідно до стандарту, кулон на кілограм — експозиційну доза рентгенівського і гамма-проміння, коли він сполучена корпускулярна емісія на 1 кг сухого атмосферного повітря виробляє повітря іони, які мають заряд до одного кулон електрики кожного знака. Насправді як одиниця експозиційної дози застосовують несистемную одиницю рентген (Р). Рентген — це такий доза (кількість енергії) гамма-випромінення, при поглинанні якої у 1 см³ сухого повітря (за нормальної температури Про З° і тиску 760 мм рт. ст.) утворюється 2,083 мільярда пар іонів, кожен із яких має заряд, рівний заряду електрона, 1Р=2,58−10~4 Кл/кг; 1 Кл/кг =³⁸⁷⁶ Р чи 1 Кл/кгя^3900 Р. Дозі 1 P відповідає поглинання 1 р повітря 88 ерг енергії (8,8хЮ~3 Дж/кг), а 1 р біологічної тканини —93 ерг (9,3×10~3 Дж/кг) [31, 32].

Одиниця потужності експозиційної дози — ампер на кілограм (А/кг), рентген в секунду (Р/р) і рентген за годину (Р/ч). Ампер на кілограм дорівнює потужності експозиційної дози, коли він під час, однакову однієї секунді, сухому атмосферному повітрю передається експозиційну доза кулон на килограмм:

1 Р/с=2,58*10−4 А/кг; 1 А/кг=3876 Р/р чи 1 А/кг?3900 Р/р = 14*106 Р/ч; 1 Р/ч = 7,167−10−8 А/кг. Процес іонізації атомів нейтронами різниться від процесу іонізації гамма-променями. Потік нейтронів вимірюється числом нейтронів, що припадають на вартість квадратного метра поверхні, — нейтрон/м2. Щільність потоку — нейтрон/м2*с.

Ступінь тяжкості променевого поразки переважно залежить від поглинутою дози. Для виміру поглинутою дози будь-якого виду іонізуючого випромінювання Міжнародної системою вимірів «СІ» встановлено одиниця Грей (Грн); на практиці застосовується несистемна одиниця — радий. Грей дорівнює поглинутою дозі випромінювання, відповідної енергії 1 Дж іонізуючого випромінювання будь-якого виду, переданої облучаемому речовини масою 1 кг. Для типового ядерного вибуху один радий відповідає потоку нейтронів (з енергією, перевищує 200 еВ) порядку 5*1014 нейтрон /м2: 1 Грн = 1 Дж/кг = 100 рад=10 000 эрг/г [31].

Розповсюджуючись серед, гамма-випромінювання і нейтрони ионизируют її атоми і змінюють фізичну структуру речовин. При іонізації атоми і молекули клітин живу тканину через порушення хімічних зв’язків і розпаду життєво важливих речовин гинуть чи втрачають спроможність до подальшої життєдіяльності [32].

Поразка покупців, безліч тварин проникаючої радіацією. При вплив проникаючої радіації люди і тварин може виникнути променева хвороба. Ступінь поразки залежить від експозиційної дози випромінювання, часу, протягом якого ця доза отримана, площі опромінення тіла, Спільного стану організму. Експозиційна доза випромінювання до 50—80 Р {0,013—0,02 Кл/кг), отримана за перші доби, бракує поразки, і втрати працездатності люди, крім деяких змін крові. Експозиційна доза Р 200—300 Р, отримана за стислий період часу (чотирьох діб), може викликати в людей середні радіаційні поразки, але таке ж доза, отримана протягом кількамісячної, бракує захворювання. Здоровий організм людини здатний цей час частково виробляти нові клітини замість загиблих при опроміненні [31, 32].

При встановленні допустимих доз випромінювання враховують, що опромінення то, можливо однократним чи багаторазовим. Однократним вважається опромінення, отримане за перші доби, Опромінення, отримане під час, що перевищує доби, є багаторазовим. При одноразовому опроміненні організму людини у залежність від отриманої експозиційної дози розрізняють чотири ступені променевої болезни.

Променева, хвороба першої (легкої) ступеня виникає за загального експозиційної дозі випромінювання 100—200 Р (0,026—0,05 Кл/кг). Прихований період може тривати досить тижні, після чого з’являються нездужання, загальна слабкість, почуття тяжкості у голові, сором у грудях, підвищення пітливість, можна спостерігати періодичне підвищення. У крові зменшується зміст лейкоцитів. Променева хвороба першого ступеня виліковна [31].

Променева хвороба другий (середньої) ступеня, виникає за загального експозиційної дозі випромінювання 200—400 Р (0,05—0,1 Кл/кг). Прихований період триває близько тижня. Променева хвороба проявляється у більш важкій нездужанні, розладі функцій нервової системи, головний біль, запамороченнях, спочатку це часто буває блювота, пронос, можливе підвищення температури тіла; кількість лейкоцитів у крові, особливо лімфоцитів, зменшується більш як наполовину. За його активної лікуванні одужання настає через 1,5—2 міс. Можливі смертельні результати — до 20% [32].

Променева хвороба третьої (важкої) ступеня виникає за загального експозиційної дозі 400—600 Р (0,1—0,15 Кл/кг). Прихований період — до кількох годин. Відзначають важке загальний стан, сильні головний біль, блювоту, пронос з кровянистым стільцем, іноді непритомність чи різке порушення, крововиливу в слизові оболонки, та шкіру, некроз слизових оболонок у сфері ясен. Кількість лейкоцитів, та був еритроцитів і тромбоцитів різко зменшується. Через ослаблення захисних сил організму з’являються різні інфекційні ускладнення, Без лікування хворобу вже 20—70% випадків закінчується смертю, більше від інфекційних ускладнень чи від кровотеч [31, 32].

При опроміненні експозиційної дозою більш 600 Р (0,15 Кл/кг) розвивається вкрай важка четверта ступінь променевої хвороби, яка без лікування зазвичай закінчується смертю протягом двох недель.

Променеві хвороби у тварин розвиваються при експозиційних дозах: 150—250 Р — легкому ступені, 250—400 Р — середній мірі, 400—600 Р — тяжкого ступеня [31].

При вибухи ядерних боєприпасів середньої та великої потужності зони поразки проникаючої радіації трохи менше зон поразки ударної хвилею і світловим випромінюванням. Для боєприпасів малої потужності, навпаки, зони поразки проникаючої радіації перевершують зони поразки ударної хвилею і світловим випромінюванням. Орієнтовні радіуси зон поразки для різних експозиційних доз гамма-проміння і потужностей вибухів ядерних боєприпасів в приземному прошарку наведені у табл. 7.1 [32].

Таблиця 7.1.

|Экспозиционная |Відстань від центру вибуху, км. | |доза | | | |Тротиловий еквівалент | |1 |2 |3 |4 |5 | |1 |закон України |Про охорону праці |25.11.2002 г.|Верховный Рада| | | | | |України | |2 |закон України |Про охорону навколишнього | |Верховна Рада| | | |природного довкілля |25.06.1991 г.|Украины | |3 |ГОСТ 12.0.003 -|Небезпечні й шкідливі | |Кабінет | | |74* ССБТ |виробничі чинники.| |Міністрів | | | | |Введений | | |4 |ГОСТ 12.1.005 -|Класифікація. Загальні |01.01.1976. |Кабінет | | |88* ССБТ. |санітарно-гігієнічні | |Міністрів | | | |вимоги до повітрю |Введений | | | | |робочої зони. |01.01.89. | | |5 |ГОСТ 12.1.003 -|Шум. Загальні вимоги | |Кабінет | | |89. ССБТ |безпеки. | |Міністрів | | | | |Введений | | |6 |ДНАОП |Санітарні норми |01.07.89 |Кабінет | | |0.03−3.14−85 |допустимих рівнів галасу на| |Міністрів | | | |робочих місцях № 3223−85 |1985 | | | | |Вібраційна | | | |7 |ГОСТ |безопас-ность. Загальні | |Кабінет | | |12.1.012−90 |вимоги. | |Міністрів | |8 |ССБТ |Правила охр. праці при |Введ. |Кабінет | | |ДНАОП |експлуатації ЕОМ. |01.07.91. |Міністрів | |9 |0.00−1.31−99. |Електростатичні по-ля.|10.02.1999 |Кабінет | | |ГОСТ 12.1.045 -|Допустимі рівні на | |Міністрів | | |84 ССБТ |робочих місць і |Введ. | | | | |тре-бования до проведення |01.07.85. | | | | |контролю. | | | |10 | |Вироби електричні. | |Кабінет | | |ГОСТ |Загальні вимоги | |Міністрів | | |12.2.007.0−75 |безпеки |Введ. | | |11 |ССБТ. |Апарати электричес-кие |01.01.76. |Кабінет | | |ГОСТ |напругою до 1000 В. | |Міністрів | |12 |14 255−69 |Оболонки. Ступені защиты.|1970 |Кабінет | | |ДБН В.1.1 |Захист від пожежі. | |Міністров | | | |Пожежна безпека об'єктів |2002 | | |- | |будівництва. | | | | | | | | | |13 | |Пожежна безпеку. | |Кабінет | | |ГОСТ |Загальні вимоги. | |Міністрів | |14 |12.1.004−91 |Систему керування |Введ. |Кабінет | | |ССБТ. |ок-ружающей середовищем. |01.07.91. |Міністрів | | |ISO 14 001−97 | |1998 | |.

Поліпшення умов праці, підвищення його безпеки впливає продуктивності праці, якість і собівартість своєї продукції, а також призводить до зниження виробничого травматизму, професійних захворювань, що зберігає здоров’я трудящих, і одночасно призводить до зменшенню витрат за оплату пільг і компенсацій до праці в несприятливих умовах, лікуватися. Праця в сучасному виробництві представляє собою процес взаємодії чоловіки й машини, що супроводжується виняткової, здебільшого мимовільної мобілізацією психологічних і фізичних функцій людини, яка призводить згодом до зниження працездатності. Тому важливим є дотримання оператором режиму праці та відпочинку. Однією з важливих коштів охорони праці, які забезпечують необхідні санітарно-гігієнічні умови, яке зберігає здоров’я трудящих з виробництва, що його високої продуктивність праці є виробнича санітарія. До розв’язуваних нею завдань відносять забезпечення у робітничій зоні мікроклімату, необхідного для нормального самопочуття працюючого, допустимих рівнів шуму й доз електромагнітного излучения.

Розробка програмних продуктів (прикладних програм, алгоритмів) припускає використання як апаратного забезпечення ПЕОМ, додаткові кошти на графічного виведення (принтер, сканер), і навіть побутову техніку як кондиціонера для полегшення праці та підтримки необхідної температури в помещении.

У таблиці 8.2 наведено перелік небезпечних і шкідливих виробничих чинників, і навіть джерела їх виникненню, наявних у умовах експлуатації переліченого вище апаратного забезпечення у відповідність до ГОСТ 12.0.003−74*.

Таблица 8.2 — Перелік шкідливих і найнебезпечніших виробничих чинників |Найменування чинника |Джерела виникнення | |Високе електричне напряжение|Сеть харчування ПЕОМ та інших периферійних | | |пристроїв | |Підвищений рівень статического|Высокое напруга електронної променевої | |електрики |трубки (ЕПТ), діелектричні | | |поверхні | |Електромагнітні випромінювання |ЕПТ монітора | |Підвищений рівень іонізації |Рентгенівське випромінювання монітори і | |повітря |статична електрику | |Рентгенівське випромінювання | ЕПТ монітора | |Підвищений рівень шуму й | Устрою охолодження ЕОМ, друкують | |вібрації |устрою | |Підвищена пульсація світлового |Лампи денного світла, екран монітора | |випромінювання | | |Несприятливі метеоусловия |Стан систем опалення, вентиляції | |Пряма і відбита блескость |Зовнішні джерела світла, які впливають | | |на екран | |Пожежонебезпека приміщення |Наявність сгораемых матеріалів і | | |джерел запалювання | |Психофізіологічні чинники |Перенапруження зору, монотонність | | |праці, розумові й емоційні | | |перевантаження |.

8.2 Виробнича санитария.

Розроблене програмне забезпечення експлуатуватиметься користувачем з допомогою необхідних апаратних коштів, які у своє чергу можуть бути джерелами будь-яких шкідливих чинників, то зробимо аналіз виникнення шкідливих чинників для користувача і довкілля, використовуючи при цьому перелік шкідливих і найнебезпечніших виробничих чинників які у таблиці 8.2.

Науково — дослідницька робота належить до легким фізичним роботам, але характеризується напруженим розумовою працею, то керуючись ГОСТ 12.1.005−88, належать до категорії Ia (легкої), оскільки робота дослідника виробляється сидячи, не вимагає систематичного фізичної напруги чи підняття й переносу тягарів (витрата енергії при виконанні роботи до 139 Вт).

Допустимі і оптимальні значення параметрів метеорологічних умов у відповідність до категорією робіт і залежно від періоду року наведені у таблиці 8.3.

Таблица 8.3 — Допустимі і оптимальні значення параметрів мікроклімату |Катего-р|Период |Температура, градусів |Относи-т|Скорость | |іє работ|года | |ельная |руху | |по | | |влаж-нос|воздуха в | |тяжкості | | |ть, % |приміщенні, | | | | | |мс | | | |Постійні |Мінливі | | | | | |робочі |робочі місця | | | | | |місця | | | | |Допустимі значення параметрів | |1а |Холод-ный|19 — 25 |17 — 23 |75 |трохи більше 0.1 | |1а |Теплий |21 — 27 |19 — 29 |55 |0.1 — 0.2 | |Оптимальні значення параметрів | |1а |Холод-ный|22 — 24 |20 — 22 |40 — 60 |0.1 | |1а |Теплий |23 — 25 |21 — 27 |40 — 60 |0.1 |.

Забезпечення умов, які у таблиці 8.3, в теплий період року мало виконуватися з допомогою кондиціонера. У холодну пору року обмін повітря здійснюється з допомогою кондиціонера і централізованого водяного опалення відповідно до СНиП 2.04.05.-93 [33].

Завданням вентиляції і провітрювання приміщення є забезпечення чистоти повітря і заданих метеорологічних умов у виробничих помещениях.

Стан висвітлення виробничих, службових та допоміжних приміщень регламентується СНиП ІІ-4−79 [34]. У світловий використовується бічне одностороннє природне висвітлення, а темну пору доби — штучне. Штучне висвітлення по функціональному значенням — робоче, за способом розташування джерел кольору — загальне рівномірний, так як світильники перебувають у верхньої зоні приміщення равномерно.

До сформування комфортних умов зорової роботи середньої точності необхідні такі дані про нормам висвітлення, приведеные в таблиці 8.4 Таблиця 8.4 — Освітленість в виробничому приміщенні |Найменування |Площа |Розряд |Висвітлення | |приміщення |статі, |зорової | | | |кв. м. |роботи | | | | | |Природний |штучне | | | | |вид |КЕО, % |Нормиро-ванная| | | | |освеще-н| |освітленість | | | | |іє | |Є, лк | |Вычислитель-ны|40 |IIIв |бічне |1,53 |300−500 | |і центр | | | | | |.

Відповідно до СНиП II-4−79 [34] для обраного об'єкта розрізнення, фону і контрасту об'єкта розрізнення з тлом мінімальне значення освітленості дорівнюватиме 300 лк.

Природний висвітлення робочих місць — бічне, значення коефіцієнта природною освітленості (КЕО): [pic].

При перерахунку КЕО для умов міста Харкова (IV пояс світлового клімату) скористаємося формулой:

[pic] де m — коефіцієнт світлового клімату; з — коефіцієнт сонячного климата.

Для IV світлового пояса вибираємо m = 0.9. З орієнтації вікон по сторонам світла з = 0.85. Тоді [pic].

У відповідність до ДНАОП 0.00−1.31−99 нормативний показник КЕО повинен не меншим 1,5%.

Як джерела світла використовуються люмінесцентні лампи потужністю 40 Вт чи энергоэкономные потужністю 36 Вт типу ЛБ, ЛХБ, ЛЕЦ як найефективніші і прийнятні з погляду спектрального складу, колірна температура випромінювання яких міститься буде в діапазоні 3500−4200 К.

Для висвітлення приміщення застосовуються світильники серії ЛС004 з металевої экранирующей гратами і непрозорими боковинами.

Шум одна із найпоширеніших у виробництві шкідливих чинників. При тривалому вплив шуму людина швидко втомлюється, дратується, відбувається перенапруження слухових аналізаторів. У відповідність до ГОСТ 12.1.003−89 і ДНАОП 0.03−3.14−85 в обчислювальних центрах еквівалентні рівні звуку нічого не винні перевищувати 50 дБА. Відповідно до ГОСТ 12.1.012−90 рівень вібрації для категорії II, тип в, за умов «комфорту» має перевищувати 75 дБ. Для зменшення рівня звуку і вібрації застосовуються демпфирующие матеріали (відсік принтера з друкуючої голівкою закривається кришкою, використовується гумова прокладка між на принтері і столом).

Основним джерелом електромагнітного випромінювання, зокрема рентгенівського, у приміщенні є электронно-лучевые трубки (ЕПТ) моніторів. Відповідно до ДНАОП 0.00−0.31−99 потужність експозиційної дози рентгенівського випромінювання трубки у будь-якій точці перед екраном з відривом 5 див з його поверхні має перевищувати 100 мкР/ч. Захист користувачів ЕОМ від ЭМИ і рентгенівського випромінювання забезпечується за допомогою екранів з спеціального затемненого скла. Норми ЭМИ для діапазону частот 15- 25 кГц по електричної складової Є нічого не винні перевищувати 50В/м, по магнітної складової М — 5А/м.

Проте вимоги ТСО'95 жорсткіші. Наприклад, норми Є. і М у цьому ж діапазоні частот рівні значенням 1 В/м і 20 мА/м.

Допустимі рівні напруженості електростатичного поля робочому місці оператора, відповідно до ГОСТу 12.1.045−84, нічого не винні перевищувати 20 кВ на метр. У приміщеннях задля унеможливлення освіти статичного електрики та від нього мають матись нейтралізатори і зволожувачі повітря, підлогу повинен мати антистатическое покриття, і навіть необхідно робити заземлення екрана дисплея.

Рентгенівське випромінювання і статична електрику викликає іонізацію повітря із заснуванням позитивних іонів, вважаються несприятливими в людини. Норма змісту легких аэроионов обох знаків від 1500 до 5000 один см3 повітря ДНАОП 0.00−1.31−99. Заходами по зниження кількості іонів повітря є зволоження повітря і провітрювання помещения.

Для зменшення впливу рентгенівського випромінювання та ЭМИ екран оснастили спеціальним покриттям, що знижують рівень цього випромінювання. Також зниження інтенсивності електромагнітного і рентгенівського випромінювань досягається скороченням часу опромінення: загальне час на повинен перевищувати 4 години за зміну, тривалість перерви на відпочинок повинна становитиме від 5 до 15 хвилин. Загальний перерву через 4 години. Додатковий перерву через 3 часу й за 2 години до закінчення работы.

8.3 Техніка безопасности.

Експлуатована персонального комп’ютера IBM PC перестав бути джерелом механічних і теплових небезпек, але фактично є споживачем електроенергії. Тому, під час розгляду питань техніки безпеки обмежуємося электробезопасностью.

Відповідно до ДНАОП 0.00 — 1.31 -99 під час проектування систем електропостачання, під час монтажу силового електроустаткування і електричного освітлення і в будинках і приміщеннях для ЕОМ слід дотримуватись вимог нормативно-технічної документации.

ПЕОМ є однофазным споживачем електроенергії, питающейся змінним струмом напругою 220 В і частотою 50 Гц, від мережі з заземленої нейтралью. По способу захисту людини від поразки електричним струмом ЕОМ має відповідати першому класу захисту відповідно до ГОСТу 12.2.007.0−75. Захист від випадкового торкнутися токоведущим частинам забезпечують конструктивні, схемно-конструктивные і експлуатаційні захисту. Комплекс необхідних заходів для електробезпеки визначається, з видів електроустановки, її номінального напруги, умов середовища, типу приміщення і доступності электрооборудования.

За рівнем небезпеки поразки електричним струмом приміщення належить до приміщенням без підвищеної небезпеки, відповідно до ПУЭ-87 [12]. У ПУЭ-87 [33] передбачені такі заходи электробезопасности:

1) Конструктивні меры.

IBM PC належить до электроустановкам до 1000 В закритого виконання, все токоведущие частини перебувають у кожухах. Відповідно до ГОСТ 14 255–69 і ПУЭ-87 [34] вибираємо рівень захисту персоналу від зустрічі з токоведущими частинами всередині захисного корпуси та від влучення води всередину корпусу — IP-44.

2) Схемно-конструктивные меры.

Як схемно-конструктивной заходи для безпеки передбачається зануление відповідно до ГОСТ 14 255–69.Кроме того, використовується подвійна ізоляція монітора й малі напруги (менш 42 В).

У приміщенні розміщено 5 комп’ютерів, тому кабель прокладають в металевих трубах і гнучких металевих рукавах з відводами. Якщо ЕОМ розміщені у центрі приміщення електромережу прокладається в каналах або під знімним підлогою в металевих трубах і гнучких металевих рукавах.

Зробимо розрахунок зануления відповідно до вимогами [33].

Схема електропостачання зануляемой електроустановки представлена на малюнку 8.1:

[pic].

Малюнок 8.1 — Схема електропостачання зануляемой электроустановки где.

ТрU1/U2 — трансформатор масляний знижуючий, схема сполуки обмоток — звезда-звезда;

СШ — збірна шина;

РЩ — розподільний щит;

О.З. — апарат защиты;

L1 — довжина ділянки мережі від розподільного щита до электроустановки;

L2 — довжина ділянки мережі від понижувального трансформатора до розподільного щита.

R0 — опір заземлителя нейтральній точки;

Р1 — потужність споживача (комп'ютери, принтер, ксерокс, электроосвещение);

Електромережу виконано як двухпроводная мережу, що складається з фазного дроту й нульового захисного проводников.

L1=45 м; L2=450 м; P1=2550 Вт.

Матеріал жили — мідь, спосіб прокладывания:

1-ї ділянку — в металевої трубі; 2-ї ділянку — в земле.

Зробимо розрахунок автомата отключения.

Постановка завдання зануления електроустановки: визначення такого перерізу нульового захисного провідника у якому струм короткого замикання Iкз в заданий число раз До перевищить номінальний струм спрацьовування апарату захисту Iном, що забезпечить відключення ушкодженого потребителя.

1) Вибір типу автоматичного вимикача. 1а) Визначення струму, яке живить електроустановки потужністю Р1 = 2550 Вт:

I1н = Р1/UФ = 2550/220 = 11,59 Де Uф — фазное напруга (220 У); 1б) Визначення розрахункової величини струму спрацьовування захисного аппарата:

Iрасч = (Кп/Кт)*I1н = (3/2.5)*11,59 = 13,909 А. де Кп = 3 — коефіцієнт кратності пускового тока;

Кт = 2.5 — коефіцієнт тяжкості пуску електроустановки (залежить від часу пуску: t = 5 з, пуск легкий). 1в) Вибір типу автоматичного вимикача й визначення величини струму спрацьовування апарату защиты:

Iном = 16 А; тип автоматичного вимикача АЕ2026. 2) Визначення струму короткого замикання фази на корпус электроустановки:

Iкз=Uф/Zпфн. Zпфн — опір петлі фаза-ноль. 2а) Перетин фазного дроти визначається залежність від припустимого тривалого струму, способу прокладки дротів і матеріалу проводов:

Для перебування перерізу дроти, визначимо діаметр дроти d. Де d визначають за значенням струму I [A], та межі припустимої щільності струму J [A/мм2]. Табличное значення: J = 5 [A/мм2].

[pic];

I =I1н, тоді: d = 1.78 мм;

Sф1 = [pic]= 2,5 мм²;

0,5* Sф1[pic]Sн1[pic] Sф1.

Sн1 = Sф1 = 2,5 мм².

Відповідно до вимог ДНАОП 0.00 — 1.31 — 99, площа перерізу нулевого робочого і вільного нульового захисного провідників в однофазною 3-х провідного мережі мали бути зацікавленими рівні: де Rнз — нульовий захисне сопротивление.

2б) Визначення опору фазного проводника.

Rф1 = [pic]*L1/Sф1 = 0,018*45/2.5 = 0,3226 Ом.

Rн1 = Rф1* L1 = 0, 3226 Ом 2в) Втрати напруг Uп1 на 1-му і Uп2 на 2-му ділянках нічого не винні перевищувати 22 В.

Uп1+Uп2 [pic] 22 В;

Uп1 = I1н*Rф1 = 11,59*0, 3226 = 3,738 В;

Uп1[pic]U1д [pic] 9 У; U1д — дозволене втрата напруги; 2г) Визначаємо потужність P2 і проробляємо аналогічні обчислення, як й у P1.

P1=2,55 кВт, тоді P2=100* P1=255 кВт,.

I2н = Р2/UФ = 255 000/220 = 1159,09,.

[pic];

I =I2н, тоді: d = 17,204 мм;

Sф2 = [pic] = 232.342 мм2;

0,5* Sф2[pic]Sн2[pic] Sф2.

Sн2 = Sф2 = 232.342 мм2.

Rф2 = [pic]*L2/Sф2, де [pic] = 0.018 Ом*мм2/м.

Rф2 = 0.018*450/232.342 = 0,1 296 Ом.

Rф2 = Rн2= 0,1 296 Ом 2д) Потери напруг Uп2 на 2-му ділянках :

Uп2 = I2н*Rф2 = 1159,09*0,1 296 = 15,02 В;

Uп2[pic]22-U1д.

Перевіряємо необхідне виконання умови Uп1+Uп2 =3,738+15,02; тоді 18,758 < 22В — умова выполняется.

2е) Визначення повного опору трансформатора.

Вибираємо потужність силового трансформатора Nтр. Для олійного трансформатора при схемою сполуки обмоток звезда-звезда і напрузі на первинної обмотці до U=20−35 кВ:

Nтр = f (Р2) = 4*Р2.

Nтр = 4*Р2 = 4*255 = 1020 кВт.

Вибираємо опір обмотки трансформатора по таблице.

Zтр = f (Nтр) = 0,121 Ом. 2ж) Визначаємо повне опір петлі фаза-нуль Zпфн і струм короткого замикання на замкнутий корпус Iкз:

[pic], де x — опір взаимоиндукции і індуктивного сопротивления.

Для мідних провідників у разі спільного прокладання фазного, нульового робочого і вільного нульового захисного [pic]. Сделав необхідні обчислення получим:

Zпфн = 0,64 Ом;

Iкз = Uф/Zпфн = 220/0,64 = 343,75 A. 3) Перевірка виконання умов надійності роботи зануления.

Повинно виконуватися умова Iкз [pic] к*Iном, де к=3 — коефіцієнт запасу захисту при захисту автоматичними выключателями.

343,75 [pic] 41,727 — умова выполняется.

Висновок: Задля більшої відключення електроустановки швидко необхідно використовувати автоматичний вимикач АЕ2026 із течією срабатывания Iном = 16 А; першою ділянці мережі (від розподільного щита до електроустановки) — нульової захисний провід перерізом Sн1 = 2,5 мм².

3) Эксплутационные меры.

Необхідно дотримуватися правил техніки безпеки під час роботи з високим напругою і такі заходи предосторожности:

— монтаж, обслуговування, помешкання і налагодження ЕОМ, заміна деталей, пристосувань та блоків має здійснюватися лише за повному вимиканні питания;

— помешкань, де експлуатується більше 5 комп’ютерів на видному і доступному місці встановлюється аварійний і резервний вимикач для повного відключення электропитания;

— заземлені конструкції приміщення би мало бути надійно захищені діелектричними щитками чи сітками від випадкового проникновения.

Робітник, що надходить працювати, обов’язково проходить вступний і первинний інструктаж технічно безпеки з профілактики нещасних випадків, і навіть знайомиться з инструктажем щодо виконання заходів техніки безпеки під час роботи з ПЭВМ.

8.4 Пожежна безопасность.

Відповідно до ст вимогою ГОСТ 12.1.004−91 пожежна безпеку забезпечується такими нормами:

— системою запобігання пожаров;

— системою пожежної защиты;

— організаційними заходами пожежною безопасности.

Запобігання пожежі досягається такими заходами: запобігання освіти займистою середовища, запобігання утворенню в займистою середовищі джерел зажигания.

Для зменшення небезпеки освіти у займистою середовищі джерел запалювання передбачено: а) використання електроустаткування, відповідного класу пожежонебезпечній зони П-IIa, на яку рівень захисту оболонки електроустаткування мусить бути щонайменше IP-44, рівень захисту світильників IP-23; б) молниезащита будинків, споруд й устаткування (для умов міста Харкова з середньої грозової діяльністю 20 годин на рік і більше встановлено III категорія молниезащиты). Диригент виконаний у відповідність до вимогою [34]; на забезпечення захисту від короткого замикання; р) застосування заземлення екрана для стоку статичного електрики і др.

Приміщення, у якому виконувалася дипломна робота, розміщено на четвертому поверсі шестиповерхового будинку. У ньому перебуває 6 комп’ютера. Розміри кімнати: длина-8м, ширина-5м, высота-4,2 м. Загальна площа состав-ляет 40 м², що він відповідає потрібним нормам ДНАОП 0.00−1.31−99, за якими на одне робоче місце має доводиться щонайменше 6,0 м².

По категорії взрывоі пожароопасности відповідно до ОНТП-86 [35] дане приміщення належить до категорії У — пожежонебезпечна через твердих сгораемых матеріалів (робочі столи, папір, ізоляція та інших.). З категорії пожароопасности і поверховості будинку, ступінь вогнестійкості будинку II відповідно до ДБН У 1.1−2002 і СНиП 2.09.02−85 [36].

При виборі коштів гасіння пожежі задля забезпечення безпеки людини від можливого поразки електричним струмом у приміщенні предусмотрено використовувати углекислотные вогнегасники ВВК-7 ємністю 7 літра. Вогнегасники перебувають у видному і легко доступному місці (див. таблицю 5.5). У разі пожежі передбачена можливість сполучення пожежну охорону телефоном [37].

У системі пожежної захисту передбачені такі меры:

1. Система автоматичною пожежною сигналізації оснащена димовими сигнализаторами.

2. Приміщення оснащено углекислотными вогнегасниками — ВВК-7.

3.Для успішної евакуації персоналу двері приміщення мають такі размеры:

— ширина щонайменше 1.5 м;

— висота щонайменше 2.0 м.

Ширина коридору 1.8 м. Робоча приміщення мусить мати два виходу. Відстань від найбільш віддаленого робочого місця на повинен перевищувати 100 м.

Організаційними заходами пожежної профілактики є навчання виробничого персоналу протипожежним правилам, видання необхідних інструкцій і плакатів, коштів наочної агітації. Обов’язковою служить наявність плану эвакуации.

Таблица 8.5 — Перелік первинних коштів пожежогасіння, обов’язкових в обчислювальному центрі |Пло-ща|Первичные Кошти |Кол-в|Огнегасящий ефект | |дь, |пожежогасіння (тип, |про, | | |кв. м. |найменування) |шшт. | | |40 |углекислотные |2 |Розведення повітря вуглекислим газом і| | |вогнегасники | |зниження ньому змісту кисню до| | |ВВК-7, повсть, | |концентрації, коли він припиняється| | |повстина, пісок | |горіння. Огнетушащий ефект зазначеним | | | | |газом обумовлюється втратами теплоти| | | | |і зниженням теплового ефекту реакції | | | | |припинення доступу кисню до | | | | |палаючим елементам. |.

8.5 Охорона навколишнього среды.

25 червня 1991 року ухвалено закон України «Про охорону навколишнього природного довкілля» (редакції Закону 1993, 1996 р.). Закон визначає правові, економічні, соціальні основи охорони навколишнього среды.

Завданням законодавства про охорону навколишнього середовища є регулювання відносин у галузі охорони навколишнього середовища, використанні і відтворенні природних ресурсів, забезпеченні екологічну безпеку, запобігання та ліквідації негативного впливу господарської та інший діяльності на довкілля, збереження природних ресурсів, генетичного фонду нації, ландшафтів інших природних объектов.

При масовому виробництві моніторів слід зважати на їхнього впливу довкілля усім стадіях їх «життя» під час виготовлення, експлуатації, закінчення терміна служби. Сьогодні діють екологічні стандарти, які визначають вимоги до виробництва і матеріалу. Вони повинні утримувати фреонів, хлоридів і бромидов (BS 7750) ТСО «95.

У стандарті ТСО «99 допускається обмежити використання кадмію в светочувствительном шарі екрана дисплея і ртуті в батарейках. Апарати, тара і документація допускати нетоксичную переробку після використання. Міжнародні стандарти, починаючи з ТСО «92, включають вимоги зниженого енергоспоживання і обмежують допустимі рівні потужності споживаної енергії в неактивном режиме.

Робота на ПК типу Intel Pentium-Ill не надає шкідливого впливу на довкілля. По закінченні терміну служби він цілком підлягає вторинної переробці. Необхідно виконувати вимоги стандарту ISO -14 000, що визначає вимоги до організації виробничого процесу з мінімальним збитком, для навколишнього природного среды.

Підвищення вимог до виробництва і матеріалам, і навіть розробка нових виробничих та утилізаційних технологій дозволяє зменшити антропогенну навантаження на навколишню среду.

Дотримання наведених правив і норм безпеки дозволяє поліпшити умови праці помещении.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

.

У цьому дипломної работе:

1. Розроблені та вивчені математичні моделі: пружного космічного апарату, командних приладів (ГИВУС), виконавчих органів — двигуни стабілізації великий й малої тяги (ДБТ, ДМТ).

2. Розроблено алгоритм функціонування СУО, до складу якого у собі: алгоритм стабілізації СУ, алгоритм ідентифікації відмов виконавчих органів СУ з урахуванням субоптимального фільтра Калмана-Бьюси, алгоритм діагностики відмов чутливих елементів ГИВУС з урахуванням фільтра Льюинбергера, алгоритм залишкової тяги.

3. На базі розроблених алгоритмів провели математичне моделювання СУО з урахуванням моментів зовнішніх сил (аеродинамічних і гравітаційних). Результати моделювання показали ефективність розроблених алгоритмів. Так ідентифікація ДВ при залишкової тязі 15% становила — 5.3 сік, а діагностики чутливих елементів ГИВУС знадобилося 3 такту БЦВМ.

4. Розроблені алгоритми мають практичну цінність і може в подальшому вдосконалитися. Так для діагностику і контролю відмов чутливих елементів ГИВУС, можна використовувати фільтр Калмана, нейронные сіті й елементи штучного интеллекта.

.

СПИСОК ИСТОЧНИКОВ ИНФОРМАЦИИ.

1. Раушенбах Б. В., Токар О. Н. Управління орієнтацією космічних апаратів. — М.: Наука, 1974. — 600 с.

2. Синців І. М. Системи управління пружними рухливими об'єктами. — Л.: ЛДУ, 1981. — 200 с.

3. Разыграев А. П. Основи управління польотом космічних апаратів і кораблів. — М.: Машинобудування, 1977. — 472 с.

4. Алексєєв До. Б., Бебенин Р. Р. Управління космічними літальними апаратами. — М.: Машинобудування, 1974. — 340 с.

5. Бранец В. М., Шмыглевский І.П. Застосування кватернионов в завданнях орієнтації твердого тіла. — М.: Наука, 1973. — 320 с.

6. Інженерний довідник по космічної техніці. Вид. 2-ге, перераб. і доп. Під ред. А. В. Солодова. — М.: Воениздат, 1977. — 430 с.

7. Кузовков Н. Т. та інших. Безперервні і дискретні системи управління і методи ідентифікації. — М.: Машинобудування, 1978. — 222 с.

8. Колесников К. С., Сухов В. М. Пружний літальний апарат як об'єкт автоматичного регулювання. — М.: Машинобудування, 1974 — 266 с.

9. Бранец В. М., Шмыглевский І.П. Введення ЄІАС у теорію бесплатформенных інерціальних навігаційних систем. — М.: Наука, 1992. — 280 с.

10. Кірєєв Н. Г. Умови польоту і траєкторії руху безпілотних літальних апаратів. — До.: УМК ВО, 1993. — 212 с.

11. Кірєєв Н.Г. Динаміка польоту і управління. — До.: УМК ВО, 1990.

12. Анучин О. Н., Емельянцев Г.І. Бесплатформенные инерциальные системи навігації і орієнтації (БИНС і БИСО). Навчальний посібник. — СПб.: ИТМО, 1995. — 110 с.

13. Кірєєв Н. Г. Системи управління безпілотних літальних апаратів. — До.: УМК ВО, 1993. — 160 с.

14. Кірєєв Н. Г. Елементи системам управління ракет і космічних апаратів. — До.: УМК ВО, 1992.

15. Несенюк Л. П. Бесплатформенные инерциальные системи. Огляд гніву й розвитку // Гироскопия і навігація. — № 1 (36). — 2002. — З. 13−23.

16. Кузовков М. Т. Модальное управління економіки й стежать устрою. — М.: Машинобудування, 1976. — 187 с.

17. Науменка До. І. Спостереження і управління рухом динамічних систем. — Київ: Наукова думка, 1984. — 208 с.

18. Панов О. П. Математичні основи теорії инерциальной орієнтації. — Київ: Наукова думка, 1995. — 280 с.

19. Плаксій Ю.О., Фролов Ю. О. Алгоритм визначення орієнтації вільно обертового твердого тіла з урахуванням її інерційних характеристик. — Харків, 1984. — 10 з. Рук. предст. ХПІ. Деп. в УкрНИИТИ, № 1551 Ук-84 Деп.

20. Хемминг Р.В."Численные методи фінансування наукових працівників і інженерів «: Пер з англ.:Под редакцією Р. С. Гутера .- гол. ред. фіз. мат. літ. 1968. 203 с.

21. Пельпор Д. С. Гіроскопічні системи орієнтації й стабілізації. Довідкове посібник. — М.: Машинобудування, 1982, 165 с.

22. Кузовков Н. Т., Салычев О. С. Инерциальная навігація і оптимальна фільтрація. — М.: Машинобудування, 1982. — 216 с.

23. Евланов Л. Г. Контроль динамічних систем. Вид. 2-ге перераб. і доп. — М.: Наука, 1979, — 432 с.

24. Кірєєв Н.Г. Апроксимація і ідентифікація в завданнях динаміки польоту та управління. — До.: УМК ВО, 1992.

25. Кузнєцов Ю. О, Уханов Є.В. Застосування фільтра Калмана в завданню ідентифікації відмов двигунів стабілізації космічного апарату // Вісник НТУ ХПІ. № 19' 2004, Харків. — З. 121−126.

26. Технічне завдання розробці гироскопического вимірювача вектора кутовий швидкості системи управління астрофизичного модуля автоматичних космічних апаратів серії «Спектр» 11 014/09−97. НПП ПХЕ, 1997.

27. Острем К. Ю. Введення у стохастическую теорію управління. Пер. з анг. С.А. Анісімова. — М.: Світ, 1973. — 320с.

28. Ширяєв О.Н. Можливість М. «Наука» 1988, 305с.

29. Дж. Ортега, У. Пул Введення у чисельні на методи вирішення диференційних рівнянь. Пер. с анг.; під редакцією А. А. Абрамова — М.;Наука.Гл.ред.физ.мат.лит.1986. 288с.

30. Макконел, К. Р. Брю С.Л. Економікс — принципи, існують, та політика перекл. з анг. 2-ое вид. До.; Хагар-Демос 1993, 785с.

31. АтаманюкВ.Г. та інших. Громадянська оборона 2-ге вид.- М.: Высш. шк., 1987, — 288с.

32. Демиденко Г. П. та інших. Захист об'єктів народного хазяйства від зброї масового знищення: Довідник -К.:Высш. шк., 1989, — 287с.

33. СНиП 2.04.05−93 Норми проектування. Опалення, вентиляція і кондиціювання. — М.: Стройиздат, 1994, 64 с.

34. СНиП П-4−79. Будівельні норми і правил. Природний и искусственное висвітлення. Норми проектування. — М.: Стройиздат, 1980, ПО.

74 с.

35. ПУЭ 87. Правила устрою електроустановок. М.:

Энерогоатомиздат, 1987, 648 с.

36. ОНТП 24−86. Загальносоюзні норми технологического проектирования. Визначення категорій будинків та споруд по взрыво — и пожароопасности, -М.: Стройиздат., 1987, 128 с.

37. СНиП 2.09.02−85. Будівельні норми і правил. Виробничі будинку промислових підприємств. Норми проектування.- М.:Стройиздат., 1986, 208 с.

ДОДАТОК А.

КОЕФІЦІЄНТИ ОСЦИЛЛЯТОРОВ.

Epsilon.

|0.06 |0.09 |0.16 |0.28 |.

WQi².

|4,80 |7,50 |23,70 |80,50 |.

Коэффициенты AX.

|0.209 |-0.173 |0.157 |0.142 | |-0.209 |-0.173 |0.157 |0.142 | |-0.209 |0.297 |-0.157 |-0.142 | |0.209 |0.297 |-0.157 |-0.142 | |0.209 |-0.212 |0.157 |0.142 | |-0.209 |-0.212 |0.157 |0.142 | |-0.209 |0.688 |-0.157 |-0.142 | |0.209 |0.688 |-0.157 |-0.142 |.

Коэффициенты AY.

|0.421, |0.0 |0.562 |0.164 | |0.421, |0.0 |0.562 |0.164 | |-0.148, |0.0 |0.562 |0.146 | |-0.148, |0.0 |0.562 |0.146 | |0.422, |0.0 |-0.256 |0.123 | |0.422, |0.0 |-0.256 |0.123 | |-0.367, |0.0 |-0.256 |0.862 | |-0.367, |0.0 |-0.256 |0.862 |.

Продолжение ДОКЛАДАННЯ А.

Коефіцієнти AZ.

|0.344 |0.439, |0.0 |0.906 | |-0.344|0.439, |0.0 |0.906 | |-0.344|0.439, |0.0 |0.906 | |0.344 |0.439, |0.0 |0.906 | |0.344 |-0.202,|0.0 |0.906 | |-0.344|-0.202,|0.0 |0.906 | |-0.344|-0.202,|0.0 |0.906 | |0.344 |-0.202,|0.0 |0.906 |.

ДОДАТОК Б.

Результати моделювання СУО.

[pic] Малюнок Б.1 — Фазовий портрет, відповідний процесу стабілізації з НУ 1- ого варіанта табл. 5.1 в каналі X.

[pic] Малюнок Б.2 — Фазовий портрет, відповідний процесу стабілізації з НУ 1- ого варіанта табл. 5.1 в каналі Y. Продовження ДОКЛАДАННЯ Б.

[pic] Малюнок Б.3 — Фазовий портрет, відповідний процесу стабілізації з НУ 1- ого варіанта табл. 5.1 в каналі Z.

[pic] Малюнок Б.4 — Фазовий портрет, відповідний процесу стабілізації з НУ 2- ого варіанта табл. 5.1 в каналі X Продовження ДОКЛАДАННЯ Б.

[pic] Малюнок Б.5 — Фазовий портрет, відповідний процесу стабілізації з НУ 2- ого варіанта табл. 5.1 в каналі Y.

[pic].

Рисунок Б.6 — Фазовий портрет, відповідний процесу стабілізації з НУ 2- ого варіанта табл. 5.1 в каналі Z Продовження ДОКЛАДАННЯ Б.

[pic] Малюнок Б.7 — Фазовий портрет, відповідний процесу стабілізації з НУ 3- ого варіанта табл. 5.1 в каналі X.

[pic] Малюнок Б.8 — Фазовий портрет, відповідний процесу стабілізації з НУ 3- ого варіанта табл. 5.1 в каналі Y.

Продолжение ДОКЛАДАННЯ Б.

[pic] Малюнок Б.9 — Фазовий портрет, відповідний процесу стабілізації з НУ 3- ого варіанта табл. 5.1 в каналі Z.

[pic] Малюнок Б.10 — Фазовий портрет, відповідний процесу стабілізації з НУ.

4-ого варіанта табл. 5.1 в каналі X Продовження ДОКЛАДАННЯ Б.

[pic] Малюнок Б.11 — Фазовий портрет, відповідний процесу стабілізації з НУ.

4-ого варіанта табл. 5.1 в каналі Y.

[pic] Малюнок Б.12 — Фазовий портрет, відповідний процесу стабілізації з НУ.

4-ого варіанта табл. 5.1 в каналі Z. Продовження ДОКЛАДАННЯ Б.

[pic] Малюнок Б.13 — Фазовий портрет, відповідний процесу стабілізації з НУ.

5-ого варіанта табл. 5.1 в каналі X.

[pic] Малюнок Б.14 — Фазовий портрет, відповідний процесу стабілізації з НУ.

5-ого варіанта табл. 5.1 в каналі Y. Продовження ДОКЛАДАННЯ Б.

[pic] Малюнок Б.15 — Фазовий портрет, відповідний процесу стабілізації з НУ.

5-ого варіанта табл. 5.1 в каналі Z.

[pic] Малюнок Б.16 — Фазовий портрет, відповідний процесу стабілізації з НУ.

6-ого варіанта табл. 5.1 в каналі X. Продовження ДОКЛАДАННЯ Б.

[pic] Малюнок Б.17 — Фазовий портрет, відповідний процесу стабілізації з НУ.

6-ого варіанта табл. 5.1 в каналі Y.

[pic] Малюнок Б.18 — Фазовий портрет, відповідний процесу стабілізації з НУ.

6-ого варіанта табл. 5.1 в каналі Z.

ДОДАТОК В.

Результати моделирования Начальные умови результатів моделювання задано в табл. 5.4.

[pic] Малюнок В.1 — Похибка оцінювання, для 1-ого набору коефіцієнтів табл. 5.2.

[pic] Малюнок В.2 — Похибка оцінювання, для 2-ого набору коефіцієнтів табл. 5.2 Продовження ДОКЛАДАННЯ В.

[pic].

Рисунок В.3 — Похибка оцінювання, для 3-ого набору коефіцієнтів табл. 5.2.

[pic].

Рисунок В.4 — Похибка оцінювання, для 4-ого набору коефіцієнтів табл. 5.2.

ДОДАТОК Г.

Результати моделирования Начальные умови результатів моделювання задано в табл. 5.3.

[pic] Малюнок Р.1 — діагностика відмови 2-огго типу 1-ого ЧЭ. 1-ый варіант НУ табл 5.3.

[pic] Малюнок Г.2 — діагностика відмови 2-огго типу 1-ого ЧЭ. 2-ой варіант НУ табл 5.3 Продовження ДОКЛАДАННЯ Г.

[pic].

Рисунок Г.3 — діагностика відмови 2-огго типу 1-ого ЧЭ. 3-ий варіант НУ табл 5.3.

[pic].

Рисунок Г.4 — діагностика відмови 2-огго типу 1-ого ЧЭ. 4-ый варіант НУ табл 5.3 Продовження ДОКЛАДАННЯ Г.

[pic].

Рисунок Г.5 — діагностика відмови 2-огго типу 1-ого ЧЭ. 5-ый варіант НУ табл 5.3.

ДОДАТОК Д.

Результати моделирования.

[pic] Малюнок Д.1 — Залежність кутовий швидкості від часу при НУ 1-ого варіанта табл 5.5.

[pic] Рис. 4.2 — Залежність кутовий швидкості від часу при НУ 4-ого варіанта табл 5.5 Продовження ДОДАТОК Д.

[pic] Малюнок Д.3 — Похибка оцінювання кутовий швидкості від часу при НУ 1- ого варіанта табл 5.5. Пунктиром виділено момент виявлення відмови ДС.

[pic] Малюнок Д.4 — Похибка оцінювання кутовий швидкості від часу при НУ 2- ого варіанта табл 5.5. Пунктиром виділено момент виявлення відмови ДВ. Продовження ДОДАТОК Д.

[pic] Малюнок Д.5 — Похибка оцінювання кутовий швидкості від часу при НУ 3- ого варіанта табл 5.5. Пунктиром виділено момент виявлення відмови ДС.

[pic] Малюнок Д.6 — Похибка оцінювання кутовий швидкості від часу при НУ 4- ого варіанта табл 5.5. Пунктиром виділено момент виявлення відмови ДВ. Продовження ДОДАТОК Д.

[pic] Малюнок Д.7 — Похибка оцінювання кутовий швидкості від часу при НУ 5- ого варіанта табл 5.5. Пунктиром виділено момент виявлення відмови ДС.

[pic] Малюнок Д.8 — Похибка оцінювання кутовий швидкості від часу при НУ 6- ого варіанта табл 5.5. Пунктиром виділено момент виявлення відмови ДВ. Продовження ДОДАТОК Д.

[pic] Малюнок Д.9 — Похибка оцінювання кутовий швидкості від часу при НУ 7- ого варіанта табл 5.5. Пунктиром виділено момент виявлення відмови ДС.

[pic] Малюнок Д.10 — Похибка оцінювання кутовий швидкості від часу при НУ.

8-ого варіанта табл 5.5. Пунктиром виділено момент виявлення відмови ДВ. Продовження ДОДАТОК Д.

[pic] Малюнок Д.11 — Похибка оцінювання кутовий швидкості від часу при НУ.

9-ого варіанта табл 5.5. Пунктиром виділено момент виявлення відмови ДС.

[pic] Малюнок Д.12 — Похибка оцінювання кутовий швидкості від часу при НУ.

10-ого варіанта табл 5.5. Пунктиром виділено момент виявлення відмови ДВ. Продовження ДОДАТОК Д.

[pic] Малюнок Д.13 — Похибка оцінювання кутовий швидкості від часу при НУ.

11-ого варіанта табл 5.5. Пунктиром виділено момент виявлення відмови ДС.

[pic] Малюнок Д.14 — Похибка оцінювання кутовий швидкості від часу при НУ.

12-ого варіанта табл 5.5. Пунктиром виділено момент виявлення відмови ДВ. Продовження ДОДАТОК Д.

[pic] Малюнок Д.15 — Похибка оцінювання кутовий швидкості від часу при НУ.

13-ого варіанта табл 5.5. Пунктиром виділено момент виявлення відмови ДС.

[pic] Малюнок Д.16 — Похибка оцінювання кутовий швидкості від часу при НУ.

14-ого варіанта табл 5.5. Пунктиром виділено момент виявлення відмови ДВ. Продовження ДОДАТОК Д.

[pic] Малюнок Д.17 — Похибка оцінювання кутовий швидкості від часу при НУ.

15-ого варіанта табл 5.5. Пунктиром виділено момент виявлення відмови ДС.

———————————- [pic].

=(А.

(.

(.

[pic].

[pic].

[pic].

[pic].

[pic].

[pic].

хп уп.

zп.

(.

(.

[pic].

[pic].

[pic].

[pic].

[pic].

[pic].

zп хп уп.

(.

(.

((і відповідає ((1(((6 [pic] відповідає [pic] [pic].

хп.

[pic] [pic].

[pic] [pic].

[pic] [pic].

[pic] [pic].

[pic] [pic].

[pic] [pic].

((4.

((5.

((6.

((1.

((2.

((3.

yп.

zп.

xп.

[pic].

(.

((i.

AД (1).

AД (1).

у.

((у0).

((z0).

[pic].

((x0) (x).

z.

Рис. 3.8 — Схема повороту другого типу навколо осі у.

AД (2).

AД (2).

((у0) (у).

((z0).

[pic].

z.

((x0).

x.

AД (3).

((x0).

AД (3).

((у0).

((z).

[pic].

x.

у.

[pic].