Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1. Супервизорное управление роботами и перспективы его применения в космической робототехнике 11
1.1. История развития и особенности космической робототехники 11
1.2. Супервизорное управление роботами 15
1.3. Развитие систем управления космическими средствами робототехники, постановка задачи работы .20
Принципы построения систем управления 20
Математические модели манипуляторов 23
Построение траекторий 26
Отслеживание траекторий 28
Методики разработки и отработки СУ манипуляторов 30
1.4. Выводы 31
ГЛАВА 2. Методология создания и организация супервизорного управления манипуляторами 33
2.1. Принципы построения, функции, состав и структура супервизорной системы управления движением на основе «технологических операций» (ТОП) 33
2.2. Функции, состав и структура модуля «технологические операции» (ТОП) Технологических операции - фреймы действий роботов 36
Способы управления 37
Порядок запуска ТОП движения 39
2.3. Логика функционирования подсистемы «технологические операции» (ТОП) 43 Модули LFZEROL, LOGFUN 43
Модули AUTOM, HANDLE, INDEP 45
Модуль PLANTR 45
Модуль START 46
2.4. Выводы 49
ГЛАВА 3. Математическое моделирование космических манипуляторов 50
3.1. Механическая система 50
3.2. Система приводов 57
3.3. Система управления 67
3.4. Модель реального времени 69
3.5. Выводы 72
ГЛАВА 4. Исследованріе алгоритмов супервизорного управления космическими манипуляторами 74
4.1. Алгоритмы субоптимального построения траекторий 74
Структура алгоритмов 74
Определение трапециевидной скорости 77
Сглаживание трапеции 78
Определение узловых точек 80
Предварительное определение параметров трапециевидного закона изменения скорости 80
Коррекция параметров трапециевидного закона изменения скорости 82
Построение прямой в пространстве декартовых координат 83
4.2. Алгоритмы отслеживания траекторий 84
4.3. Алгоритмы стыковочных операций 92
4.4. Выводы 95
ГЛАВА 5. Компьютерное исследованріе супервизорного управления космріческими манрїпуляторами 96
5.1. Цели, методы и средства компьютерного моделирования 96 5.2.Состав и структура моделирующего комплекса программ 100
5.3. Программа численных экспериментов 104
5.4. Результаты исследований 116
5.5 Выводы 120
ГЛАВА 6. Экспериментальное исследование супервизорного управления реальными космическимиманипуляторами на динамических стендах 121
6.1. Цели, методы и средства физического макетирования. Методика комплексной отработки на математических моделях и физических макетах 121
6.2. Отработка в КИС ЦНИИ РТК операций пространственного перемещения манипулятора 128
6.3. Отработка на плоскостном стенде динамических операций точного движения по прямой и стыковочных операций с ТЭ, замками ПГ и АПАС 132
6.4. Отработка движений технологического манипулятора DORES 135
6.5. Выводы 136
Заключение 138
Литература
- Развитие систем управления космическими средствами робототехники, постановка задачи работы
- Логика функционирования подсистемы «технологические операции» (ТОП) 43 Модули LFZEROL, LOGFUN
- Система управления
- Предварительное определение параметров трапециевидного закона изменения скорости
Введение к работе
Ілл/Г Лі
, ^./. Актуальность темы. Одна из наиболее интенсивно развивающихся областей
применения робототехники - это космонавтика. Настоящая работа относится к этому направлению робототехники, а именно, к проблеме супервизорного управления космическими манипуляторами. Ближайшие перспективы развития космонавтики связаны с увеличением количества и массы грузов, с которыми необходимо манипулировать в космосе. Робототехника необходима для кардинального снижения при этом влияния на космонавтов таких неблагоприятных факторов как вакуум, радиация, перепады температур, а также для повышения надежности, качества и производительности при выполнении операций.
Космические манипуляторы по многим характеристикам принципиально отличаются от наземных, что выделяет их исследование и создание в отдельную научно-техническую проблему. К таким особенностям относятся, прежде всего, отсутствие поля тяжести, большие размеры и массы грузов, значительная упругость конструкции, а также требования особо высокого уровня безопасности и предельной легкости управления. Эти и еще многие другие особенности работы манипуляторов в условиях космоса требуют поиска новых решений как в принципах построения систем управления (СУ), так и в алгоритмах реализации их основных функций.
К настоящему времени еще не сложились общепризнанные принципы построения и методы проектирования и отработки систем управления космических манипуляторов. Настоящая работа посвящена этим проблемам применительно к ряду конкретных задач.
Решения этих задач должны быть апробированы в конкретных разработках, выполняемых в ЦНИИ РТК. В свою очередь, именно потребности последних и явились первопричиной настоящей работы.
Пель диссертации. Цель работы - разработка методики исследования и проектирования систем супервизорного управления космических манипуляторов.
Поставленная цель определила следующие основные задачи работы:
разработать типовую математическую модель космического манипулятора, позволяющую эффективно производить его исследование и разработку;
разработать соответствующую компьютерную модель космического манипулятора;
исследовать динамику манипулятора как объекта управления на математических моделях и физических стендах;
разработать принципы построения, структуру и алгоритмы супервизорного управления космическими манипуляторами;
разработать методику проектирования систем ИШьлиіім мисмическихланипуляторов
I РОС. НАЦИОЛА.».' \5
З I БИБЛИОТЕК/»
| СПетеИук tflf
Методы исследования. В работе применялись методы линейной алгебры и аналитической геометрии, теоретической механики, теории дифференциальных уравнений, теории управления, вычислительной математики, программирования, математического моделирования.
Научные результаты и их новизна.
-
Создана и реализована в виде компьютерной модели комплексная математическая модель реального времени типового космического манипулятора.
-
Разработана типовая система супервизорного управления космического манипулятора Определены принципы ее построения, состав, структура и основные алгоритмы.
-
Разработан ряд специальных алгоритмов управления: субоптимального по времени построения программных траекторий в пространствах обобщенных и декартовых координат; эффективного, с учетом динамики, отслеживания траекторий и др.
-
Методами математического моделирования и физического макетирования исследовано влияние параметров космического манипулятора на качество супервизорного управления в реальных условиях.
Практическая ценность работы заключается в следующем:
разработано и реализовано ядро систем супервизорного управления бортовых манипуляторов МКС «Буран» и космического іехнологического манипулятора DORES;
разработана типовая математическая модель космического манипулятора, в том числе реального времени (ее можно использовать для тренажеров);
создана методика проектирования и отработки систем управления космических манипуляторов.
Реализация результатов работы. Результаты работы явились основой построения программного обеспечения (ПО) системы бортовых манипуляторов (СБМ) МКС «Буран», чю подтверждено актом НПО «Энергия» (сейчас РКК «Энергия» им. СП. Королева) Они явились также основой ПО манипуляторов DORES (подтверждено актом о внедрении ЦНИИ Маш) и макета робота-разведчика, а также использовались при создании комплексною испытательного стенда (КИС) космической іехники ЦНИИ РТК.
Основные положения, выносимые на защиту:
-
Принципы построения и структура системы супервизорного управления на основе фреймов действий - «технолоіических операций» (ТОП).
-
Комплексная математическая модель космического манипулятора, в том числе, реального времени, включающая в свой состав технологический эквивалент штатной системы супервизорного управления.
-
Субоптимальные по времени, с учетом динамических ограничений, алгоритмы построения программных траекторий на основе их параметризации длиной дуги в пространстве обобщенных координат.
-
Алгоритмы отслеживания траекторий, учитывающие динамику механической системы манипулятора и приводов, на основе эффективного алгоритма вычисления коэффициентов уравнений Лагранжа механической системы манипулятора.
-
Алгоритмы стыковочных операций на основе построения программной траектории в точку, симметричную начальной относительно целевой.
-
Результаты математического моделирования динамики космических манипуляторов и выполнения ими технологических операций.
-
Результаты экспериментальных исследований динамики космических манипуляторов на ряде стендов.
8 Методика разработки систем супервизорного управления космических манипуляторов. Апробация работы. Основные результаты работы были доложены и обсуждались на:
2-ом Всесоюзном совещании по робототехническим системам (Минск, 1981);
I всесоюзной школе-семинаре молодых специалистов и ученых «Современное состояние теории и разработки программного обеспечения СУ с ЭВМ» (Самарканд, 1990г.);
Научно-технической конференции «Роботы и манипуляторы в экстремальных условиях» (Санкт-Петербург, 1992);
V-ой научно-технической конференции «Роботы и автоматизированные системы управления технологическими процессами» (Санкт-Петербург, 1995);
VI-ой научно-технической конференции «Робототехника для экстремальных условий» (Санкт-Петербург, 1996);
6* Saint Petersburg Symposium on Adaptive Systems Theory (SPAS'99, dedicated to memory of Ya.Z. Tsypkin). (Sep. 7-9,1999, S-Petersburg, Russia);
4-ой международной научно-технической конференции «Интеллектуальные и многопроцессорные системы» (Геленджик-2003);
Седьмой Всероссийской научно-практической конференции «Актуальные проблемы защиты и безопасности. Экстремальная робототехника» (Санкт-Петербург, 2004).
Публикации. По теме диссертации опубликовано 20 печатных работ, в том числе, монография в соавторстве.
Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, шести глав, заключения, списка литературы, включающего 105 наименований, и двух приложений. Она содержит 203 страницы текста, включая приложения, из них 150 страниц основного текста.
Развитие систем управления космическими средствами робототехники, постановка задачи работы
Важнейшим элементом средств создания высококачественных супервизорных СУ космических роботов являются их компьютерные математические модели.
За последние 20 лет было создано значительное количество коммерческих пакетов программ на PC для проектирования механических систем, включая моделирование манипуляторов [92, 95, 103]. Однако, такие пакеты как LINKAGE и SAM имеют дело только с плоскими механизмами, что совершенно недостаточно для манипуляторов. Ни один из них, даже такая широко распространенная в исследовательских организациях и промышленности мощная система как ADAMS, не обладает встроенными средствами моделирования и управления манипуляторов и их приводов, а также возможностью быть встроенной в реальную систему управления робота и использоваться для оперативного моделирования его динамики в процессе управления. Кроме того, все они являются громоздкими, не слишком эффективными системами с временами расчета подчас составляющими минуты, и предназначены именно для проектирования, но не для использования в реальном времени в составе системы управления робота или тренажера. Используемые же для целей управления и являющиеся частью системы управления робота пакеты, например ГРАСП [15], ROBCAD [90, 98] также не обладают возможностью моделировать динамику в реальном времени, а только моделируют и 3D визуализируют геометрию и, отчасти, кинематику.
С другой стороны, за эти же годы в России и за рубежом было создано значительное количество исследовательских пакетов программ моделирования манипуляторов [8, 10, 22, 41, 49, 89]. Однако и среди них до сих пор не существует адекватных комплексных компьютерных моделей космических манипуляторов, включающих в свой состав реальное ПО манипулятора, в том числе, его супервизорную СУ, тем более, динамических моделей реального времени. До сих пор также отсутствуют практические рекомендации по методике отработки космических манипуляторов на компьютерных моделях и физических стендах. Построение траекторий Традиционные методы, до сих пор используемые практически во всех ПР и большинстве других роботов, в том числе, и космических, основаны на представлении траектории рядом узловых точек и интерполяцией между ними [18, 50, 62, 63]. При этом геометрическая траектория задана в виде непрерывной кривой или отдельных узловых точек в рабочей зоне в декартовом пространстве согласно выполняемой технологической операции. Как узловые точки, так и интерполяция могут задаваться в декартовых или обобщенных (или присоединенных) координатах, преобразования между которыми осуществляются операторами прямой кинематической задачи (ПКЗ) и обратной кинематической задачи (ОКЗ). Интерполяция производится полиномами: линейными, квадратичными, кубическими [62]. Динамика манипулятора обычно не учитывается или учитывается неполно, что приводит к неравномерностям и даже скачкам скоростей или моментов.
Движение между соседними узловыми точкам для разных обобщенных координат в системе RS/1 фирмы IBM синхронизируется для одновременности прихода в узловые точки при максимальной скорости по одной из обобщенных координат, в языке AML задаются времена разгона, торможения и движения с постоянной скоростью [3].
Заметим, что существует много причин, по которым траекторию лучше строить в пространстве обобщенных, а не декартовых координат, например, чтобы избежать проблем, связанных с выбором веток решения ОКЗ. Достаточно популярен подход к построению программных траекторий, состоящий в их параметризации базисными функциями (например, тригонометрическими или сплайнами) [10, 55-57, 75]. При этом могут учитываться геометрические, кинематические и, даже, динамические ограничения и ставиться задача оптимизации. Однако получаемое решение будет обладать, как правило, колебательностью или немонотонностью моментов, скоростей и, даже, обобщенных координат в шарнирах.
В середине 80-х годов появился ряд работ в СССР и на Западе, посвященных построению оптимальных, как правило, по времени, траекторий. Ввиду большой сложности динамики и процесса управления обычно процесс построения разделялся на два этапа: построение геометрической кривой в пространстве и построение во времени. Так в [86] считалась заданной последовательность точек траектории в декартовом пространстве, соединенных отрезками прямых, а соответствующая последовательность обобщенных координат с минимальным временем движения находилась с помощью метода линейного программирования. При этом были заданы максимальные скорости и ускорения в каждой из точек последовательности. Модификации включали использование нелинейного (например, динамического [49]) программирования и сплайнов вместо прямых [62].
Другой, часто используемый подход основан на скалярной параметризации траектории, подстановки полученной траектории в уравнении динамики с получением векторного дифференциального уравнения относительно скалярного параметра [69, 71, 83, 97]. Ограничения на моменты переходят в ограничения на 2-ые производные. Ограничения на скорости также могут зависеть от динамики. В [79] для учета динамики удачно применяется масштабирование времени.
Логика функционирования подсистемы «технологические операции» (ТОП) 43 Модули LFZEROL, LOGFUN
Количество вычислений коэффициентов уравнений Лагранжа, имеющее порядок Сп\ где C=const, «-число звеньев, для случая манипулятора на основании возрастет для п=6 примерно в 24=16 раз. Однако это не так существенно для работы даже в реальном времени, вследствие высокой эффективности разработанных в настоящей работе алгоритмов вычисления коэффициентов уравнений Лагранжа, а также, поскольку при движении с большим грузом скорости движения манипулятора должны быть на порядок меньше, чем при движении без груза.
Типовой привод состоит из следующих компонентов: двигатель; редуктор; усилители; последовательные корректирующие звенья; корректирующие звенья обратных связей. Неотъемлемой частью привода являются следующие особенности: - сухое кст и вязкое квт трение; - нечувствительность 5у и ограничение sy усилителей; - упругость сг и люфт гл редуктора; - малые постоянные времени 7) (в усилителях, тахогенераторе, т.п.). В космических РТС используются электрические приводы, обычно построенные на основе электрического двигателя постоянного тока (см. [42, 65, 66]). Электрический привод описывается типовыми структурными схемами или эквивалентными им системами обыкновенных дифференциальных уравнений, аналогичными для случаев приводов на основе двигателей постоянного тока с независимым возбуждением и вентильных приводов [43]. Обычно рассматривают отслеживающий скорость vql привод, а формирование управляющего сигнала по положению vq относят к функциям ВУ СУ (п. 1.2).
Обобщенная структурная схема типового электропривода изображена на рис. 3.2, а отвечающая ей система уравнений имеет вид [42]: К = J (v, -с.ф)\ Мдв= смія; М в = Мдв -Му/іред -Мдв ст -Мдв ет -М ; р = ; (3.2.1) му = О, если \ p/ipea-q\ar, сг ( А ред -Я- г,\ если {фреа - q) (г г У сг(р/ ред -Ч + г\ если ( р/іред -q) -ar, м = м -м -м -м .
Здесь первое уравнение дает связь напряжения УЯ на входе двигателя с задающим скорость входным управляющим напряжением v,, на привод; второе - уравнение двигателя с конструктивным коэффициентом се, сопротивлением, схема обобщенного типового электропривода индуктивностью и постоянной времени цепи якоря ЯЯ,1Я,ТЯ = Яя/ья, соответственно; третье - зависимость момента на выходе двигателя от тока ія якоря двигателя с коэффициентом се = см; четвертое — зависимость между скорректированным моментом М дв на выходе двигателя от развиваемого двигателем моментом М , упругого момента Му в редукторе, моментов сухого трения М %Qm, вязкого трения М вт, других моментов сопротивления Мдв с на входном валу двигателя; пятое - механическое уравнение движения якоря двигателя с моментом инерции двигателя / ; шестое — зависимость Му от упругости редуктора сг, люфта редуктора аг, передаточного отношения редуктора іред , седьмое — зависимость момента М на выходном валу редуктора от Му и момента Мвт вязкого трения, Мст - сухого трения, суммарного момента
Мс сопротивления от других факторов на выходном валу редуктора. Сделаем следующие замечания: 1. Элементы, составляющие привод, делятся на 2 группы: а) конструктивные элементы, б) корректирующие элементы. 2. Корректирующие элементы, хотя и обозначены передаточными функциями, могут представлять собой как линейные, так и нелинейные элементы. В частности, корректирующие по току звенья WK32(p),WT(p) обычно фактически осуществляют функцию ограничения значения тока (значит, и момента). 3. Переход от общей структурной схемы к конкретной исследуемой схеме связан, как с детализацией корректирующих элементов, так и с пренебрежением частью несущественных конструктивных элементов. 4. Параметры привода получаются из технических данных от их разработчиков, а также в результате физических экспериментов [7, 53].
Для типового электропривода на основе двигателя постоянного тока с независимым возбуждением, структурная схема которого приведена на рис. 3.3, последовательные и параллельные передаточные функции из (3.2.1) имеют вид: W,a, (р) =—+к0 + кхР (ПИД-регулятор), Р Wy,(p) = ky„ WKa(p) = Wya(p)=l, WT(j ) = 0,,wM = - -. (3.2.2) Ттгр + \ Рассмотрим более подробно приводы манипулятора СБМ, который в основном используется в настоящей работе при экспериментальном исследовании на математической модели и физическом макете. Приведенная на рис. 3.4 структурная схема отличается от типовой схемы рядом особенностей: - последовательное корректирующее звено имеет вид {TiP + WiP + Ч - управляемое сигналом ограничения тока vr (или ограничения момента vM =cMvT) корректирующее звено токовой обратной связи WT(p) имеет специфический нелинейный вид и выполняет ограничение тока (момента) величиной, определяемой vr (или vM ). Корректирующее звено WK3X{p) имеет достаточно стандартный интегро дифференциальный вид, но наличие достаточно большой постоянной времени в знаменателе является специфической особенностью СБМ. Звено токовой обратной связи WT{p) с входным сигналом vr и выходным сигналом vr имеет очень специальный нелинейный вид (релейного типа), позволяет управлять величиной ограничения тока (момента), что также является специфической особенностью СБМ. Передаточная функция усилителя мощности Wyzip)-——— является широтно-импульсным преобразователем с очень малой («Ю-5) постоянной времени.
Система управления
Передовые фирмы производителей роботов и их СУ начинают использовать алгоритмы отслеживания траекторий с учетом динамики его механической системы. Подобного рода оригинальный алгоритм предложен и реализован в настоящей работе. Для этого используется метод описания динамики манипулятора на основе уравнений Лагранжа 2 рода и форма алгоритма на основе концепции обратных задач динамики [19-21, 58, 59]. Главными достоинствами алгоритма являются его высокая эффективность (реальное время) и формирование позиционного управляющего сигнала, соответствующего необходимому управляющему моменту [10, 26-28, 30-33].
При формировании управляющего сигнала на приводы робота учитывается следующий аспект их реализации. Для существующих современных микроконтроллерных приводов, имеющих встроенный цифровой регулятор, управляющий сигнал обычно является векторным по каждому шарниру и включает в себя (в режиме управления по положению): задание положения, задание (ограничение) скорости, задание (ограничение) тока. Будем в полной мере использовать возможности приводного уровня (ПУ) СУ и формировать такой векторный сигнал с учетом динамики механической системы робота, используя вычисляемые в реальном времени коэффициенты уравнений Лагранжа.
После построения программной траектории и выдачи ее на отработку СУД должна формировать с необходимой частотой управления для приводного уровня (ПУ). Для качественного управления двигателями большинства роботов необходимо формировать управление на них с частотой 50-ЮОГц. Такую, и даже намного большую, частоту обеспечивает ПУ, реализованный как микроконтроллерная СУ. Для целей слежения ПУ обладает собственными средствами в виде встроенных микропроцессорных датчиков и регуляторов. Однако для правильного и максимально эффективного их использования необходимо правильно формировать скалярный или векторный сигнал управления СУД, который является входным для ПУ.
В настоящей работе предлагается использовать следующий алгоритм управления, использующий коэффициенты уравнений Лагранжа [58, 59]: Ms=A(q,t)[qp +riAq + r0Aq] + b(q,q,), (4.2.1) где Г0 и Г,- пхп -матрицы коэффициентов усиления динамической ошибки Atf = q(t) - qp (О И её СКОрОСТИ Aq = (0 - qp (0 Используемые в алгоритме величины получаются с помощью следующих процедур: - Чр( )Лр(!)Ар(1) - в результате построения программной траектории, согласно методам и алгоритмам из п. 4.1; - q{f) q(.i) - с датчиков ПУ; - A(q, ),b(q,q, ) - в результате вычисления коэффициентов уравнений Лагранжа согласно формулам (3.1.4)-(3.1.7), калибровке моментов сухого Мст и вязкого трения Мвт и алгоритму на рис. 3.7; - Е, - вектор конструктивных параметров робота, получаемый из конструкторской документации и приведенный в виде матриц инерции Я; - Г0,Г, - матрицы диагональных коэффициентов усиление, выбираемые, прежде всего, из условия обеспечения устойчивости; - Мт =Мст +Мет =Cemsign(q) + Cemq - ГДЄ Коэффициенты Сш,Свт СуХОГО И ВЯЗКОГО трения, соответственно, находятся путем калибровки тестовыми движениями манипулятора [27]. В случае СБМ номинальные значения Г = (Г0,Г,) были выбраны из следующих соображений [28, 30, 32]. Во-первых, для простоты матрицы Г0,Г, выбирались диагональными Г0 = diag(y0ii)llt Г, = diag(rUi)lr и, даже, скалярными, т.е. вида Г0 = у0Е, Г, = ухЕ. Во-вторых, о = 1 выбиралось так, чтобы достичь быстрого позиционирования в kqpos =0.0015рад, соответствующего точности датчиков и точности позиционирования схвата в Aspos » 0.05л . Для такого рассогласования действующий согласно формуле (4.2.1) момент должен преодолевать сухое трение и составлять величину О.Ш" . Соотношение 4 0д ро1 =0.1Afmax для наиболее мощных 1,2-то шарниров (см. табл. 3.5) и приводит к значению , і 0ЛМт 0.1Л/тах 0.1-700 70 , , Т , /о = — =5-» = — «1 (JMT находится по формуле 11 AAqpos JuxAqpos 46000-0.0015 69 V » А V У У (4.1.33)). В-третьих, /, выбирается из условия х, 2д(/ = 2 [46] - граничного значения апериодичности переходного процесса, что соответствует тому, что алгоритм S является модальным регулятором. После получения стабилизирующего момента необходимо для случая векторного v = (vq,vql,vu) управления приводов сформировать его составляющие. Прежде всего, положим vql =qp,vM =MS - программной скорости и стабилизирующему моменту (4.2.1), соответственно. Эффективное формирование vq намного сложнее. Простое решение vq = qp - программная координата, конечно, приводит к отслеживанию траектории, но обычно со скоростью в несколько раз меньше заданной программной скорости и со значительными отклонениями от траектории, как геометрической линии. Это будет показано в экспериментах главы 5.
Рассмотрим два возможных способа формирования v?. В первом случае используется функциональная схема привода (см. рис. 3.5 и формулы (3.2.5)). Пренебрежем ограничением момента, естественно формируя желаемый управляющий момент Ми =MS меньшим максимального: \Мц\ Мтлх. Тогда из формул (3.2.5) получаем выражение для управляющих сигналов по скорости v9l и по положению vq: v?l _ к ред ктгіредЧі V =v,(0= ЧР=Я ся = ч. ся (4.2.2) (4.2.3) где cq - коэффициент усиления рассогласования положения, а в формуле для vq отражен тот факт, что формируется виртуальная программная координата.
К сожалению, подавляющее большинство приводов, в первую очередь из-за больших коэффициентов усиления и ограничений сигналов, не вполне адекватно функциональной схеме, которая служит достаточно грубым приближением в этом случае. И если при моделировании для получения в прямой цепи прохождения сигнала от заданного положения до развиваемого приводом момента можно использовать эти простые нелинейные модели, то для решения задачи управления, когда нужно определить необходимый входной сигнал положения по желаемому значению момента, они плохо подходят.
В этом случае эффективным оказывается рассмотрение линеаризованной схемы, полученной с учетом гармонической линеаризации привода. Рассмотрим полученную таким способом линеаризованную структурную схему типового привода СБМ, приведенную на рис. В этом случае передаточная функция WMqX{p) от входного управляющего сигнала задания скорости v?1 к выходному моменту М имеет вид: M = WMaX(p)»aX = W}ty , 4vot, (4.2.4) где Wl(p),W2(p) " передаточные функции прямой (с учетом гармонической линеаризации) и обратной цепи.
Предварительное определение параметров трапециевидного закона изменения скорости
Изменение траектории движения, т.е. ее начальной и конечной точек, для ряда различных траекторий не привели к качественному изменению результатов. Обратим особое внимание на прямолинейную траекторию, движение по которой отражено в табл. 5.1 (эксперименты №№ 22, 23) и на рис. 5.12, где приведены проекции декартовых координат схвата на плоскость движения и отклонения от программной траектории видны непосредственно. Эта траектория использовалась при проведении приемо-сдаточных испытаний (ПСИ) СБМ на плоскостном стенде ЦНИИ РТК при доказательстве требований ТЗ по динамической ошибке на траектории. Результаты, полученные для этого движения в условиях стенда, будут приведены далее в главе 6. На рисунке видно, что даже алгоритм РМ уложился в требования ТЗ (Дз =0.10.м), а алгоритм S был очень точен (Asfrece = 0.03л ).
В последней группе экспериментов исследовалось влияние коэффициентов усиления Г = (г0,Г,) на качество динамики алгоритма S [27]. Вариации Г = (Г0,Г,) показали (см. эксперименты №№ 24-27 и рис. 5.13), что вариации Г0 и Г, на 10-100% от номинального значения не слишком сильно влияют на качество управления. При этом номинальное значение оказалось наилучшим. Для иллюстрации на рис. 5.13 приведены наиболее отличающиеся от номинального варианты пропорционального в 2 раза увеличения и уменьшения Г.
Анализ графиков позволяет сделать следующий основной вывод по результатам экспериментального исследования: предложенный для отслеживания траекторий космического манипулятора стабилизирующий алгоритм управления S обеспечивают значительно более высокое качество процесса управления, чем стандартное позиционное управление.
1. Разработана компьютерная модель космического манипулятора с учетом динамики механической системы и приводов.
2. Разработаны программы компьютерного моделирования типовых систем супервизорного управления космических манипуляторов.
3. Проведено исследование предложенного способа сглаживания траектории с трапециевидным изменением скорости и показано его преимущество по сравнению с традиционными способами построения трапециевидных траекторий.
4. Показано значительно более высокое качество предложенного стабилизирующего алгоритма управления по сравнению с традиционными позиционными алгоритмами управления.
Разработанные автором диссертации алгоритмы супервизорного управления, при непосредственном его участии, были исследованы и прошли отработку в ряде различных испытаний в процессе создания системы бортовых манипуляторов (СБМ) МКС «Буран» [52] и макета технологического (сервисного) космического манипулятора DORES, созданного в ЦНИИ РТК в рамках проекта международного научно-технического центра (МНТЦ) с куратором проекта фирмой Daimler Aero Space Association (DASA) [47].
Исследования имели две основные цели: - подтвердить работоспособность и качество алгоритмов супервизорного управления реальной СБМ МКС «Буран» и сервисного манипулятора DORES; - подтвердить результаты аналитического исследования, математического моделирования и качество разработанной имитационной модели манипулятора и алгоритмов супервизорного управления.
Макетирование алгоритмов супервизорного управления заключалось в исполнении ряда типовых операций по движению свободного манипулятора и манипулятора с грузом и операций стыковки. Протоколировался способ задания операций в виде последовательности ТОП и программных и реальных обобщенных и декартовых координат, скоростей и моментов в процессе выполнения операций.
СБМ представляет собой антропоморфный 6-степенной транспортный манипулятор длиной около 15 м и массой около 300 кг, способный развивать моменты в приводах 200-700 нм (для разных степеней) и усилие на схвате 7.5-12 кГс (в зависимости от конфигурации). Электрические приводы построены на основе двигателей постоянного тока с независимым возбуждением.
При наземных исследованиях и испытаниях СБМ использовались два разгружающих стенда [2, 29, 38, 52]. Плоскостной стенд (см. рис. 6.1, фото С. Ю. Станкевич) представляет собой отшлифованную горизонтальную поверхность с опорами на воздушной подушке для звеньев расположенного на боку манипулятора, имитаторов полезного груза (ПГ) и блока научной аппаратуры (БНА). Для отработки стыковочных операций в составе плоскостного стенда имелись: макеты такелажного элемента (ТЭ) на ПГ и БНА, а также реальные замки для крепления ПГ в отсеке МКС «Буран», реальный андрогинно-периферийный аппарат стыковки (АПАС) для стыковки БНА к космической станции «Мир». Плоскостной стенд обладает высокой точностью разгрузки и позволяет адекватно отрабатывать динамические операции по перемещению и стыковке.
Комплексный испытательный стенд (КИС) ЦНИИ РТК разгружает плечевое и локтевое звенья с помощью тросового подвеса, а кисть с помощью массового инерционного противовеса (см. рис. 6.2, фото С. Ю. Станкевич). Он позволяет отрабатывать отдельные или комплексные операции во всем объеме рабочей зоны манипулятора. В составе КИС имеется габаритный макет ПГ (массой 4.5 кг) для имитации движений с ним и операций стыковки, конечно с достаточно грубой имитацией динамики процессов стыковки.
Манипулятор DORES имеет относительно небольшие размеры 1.5-2 м, массу около 60 кг и мощные вентильные цифровые привода, позволяющие ему функционировать даже в земных условиях. Он предназначен для исследования методов создания таких манипуляторов, их систем управления и макетирования выполняемых ими операций.
Похожие диссертации на Разработка и исследование систем супервизорного управления космическими манипуляторами
