Содержание к диссертации
Введение
1 Электропривод бортовых систем управления космическими аппаратами 10
1.1 Электроприводы гироскопов в бортовых системах управления космическим аппаратом 10
1.2 Гироскопический электропривод на базе бесконтактного двигателя постоянного тока 20
1.3 Выводы 32
2 Математические модели электропривода в особых режимах 33
2.1 Математическая модель электропривода в режиме программного разгона 33
2.2 Математическая модель привода в режиме управления ускорением 46
2.3 Выводы 55
3 Исследование режима программного разгона ротора гироскопа с газодинамической опорой 56
3.1 Критерии оценки эффективности программы разгона 56
3.2 Критерии оценки эффективности режима частотного разгона 61
3.3 Критерий оценки эффективности режима приведения 67
3.4 Исследования режима разгона ротора гиромотора гироинтегратора (ГМГИ) линейных ускорений 70
3.4.1 Описание электропривода ГМ ГИ 70
3.4.2 Исследование режима разгона с помощью компьютерных моделей 72
3.4.3 Пример оценки эффективности программ частотного разгона ГМГИ ККП системы управления РБ «Бриз-М» 85
3.4.4 Экспериментальные исследования режима программного разгона ротора ГМГИ 87
3.5 Методика оптимизации параметров программы разгона 112
3.6 Выводы 114
4 Управление ускорением ротора двигателя-маховика 115
4.1 Алгоритмы управления ДМ 115
4.1.1 Основные требования к алгоритму управления ДМ 115
4.1.2 Режим стабилизации тока двигателя (управление по току) 116
4.1.3 Режим стабилизации скорости вращения ротора относительно расчетной скорости 117
4.1.4 Режим стабилизации разности между расчетной и измеренной скоростью вращения ротора 121
4.2 Исследование системы управления двигателем-маховиком системы ориентации К А типа «Ямал» 127
4.2.1 Исходные данные 127
4.2.2 Основные параметры разрабатываемой системы управления электроприводом ДМ 129
4.2.3 Результаты моделирования работы системы 130
4.2.4 Результаты испытания макета электропривода 141
4.3 Выводы 149
Заключение 151
Литература 153
- Электроприводы гироскопов в бортовых системах управления космическим аппаратом
- Математическая модель электропривода в режиме программного разгона
- Критерии оценки эффективности программы разгона
- Режим стабилизации разности между расчетной и измеренной скоростью вращения ротора
Введение к работе
Актуальность работы. Эффективное управление космическим аппаратом (КА) одна из основных задач, которую необходимо решить при его создании и эксплуатации. Для определения параметров движения в системе управления используются инерциальные системы, включающие гироскопические блоки стабилизации, блок измерения угловых скоростей и акселерометры. При создании прецизионных гироскопических приборов в качестве чувствительных элементов широко используются электромеханические гироскопы.
В КА с жизненным циклом в несколько лет: спутники связи, наблюдения поверхности Земли, метеорологические и т.п., управление ориентацией (изменение положения аппарата без перемещения его центра масс) происходит непрерывно и поэтому является основным и главным режимом работы. Применение реактивных двигателей в этом режиме неэффективно, так как при этом расходуется топливо, запас которого на борту ограничен. В современных системах ориентации КА используют силовые гироскопические комплексы, включающие управляющие двигатели-маховики или гиродины.
Качество работы гироскопического прибора, его выходные параметры: точность, ресурс, энергопотребление, масса, во многом определяются типом используемого электропривода. Электропривод на базе бесконтактного двигателя постоянного тока с постоянными магнитами является наиболее перспективным для использования в системах управления КА. Это связано с его высокими энергетическими характеристиками, широкими возможностями для управления скоростью и моментом. Схемы построения систем управления электроприводами для силовых и измерительных приборов во многом совпадают. Это даёт широкие возможности и потребности в унификации систем управления бортовыми электроприводами. Многие вопросы управления электроприводами на базе бесконтактного двигателя постоянного тока хорошо исследованы и проработаны. Однако существуют особые режимы работы электропривода, связанные со спецификой его работы в качестве привода гироскопа, которые требуют уточнения и изучения. Так для большинства гироскопов важно, чтобы управление фазными токами двигателя осуществлялось по сигналам ЭДС; в этом случае отпадает необходимость применения специального датчика для определения углового положения ротора. При этом ротор гироскопа должен быть предварительно разогнан по специальной программе. Режим программного разгона бесконтактного двигателя с постоянными магнитами, когда нагрузкой на валу являются только опоры ротора, и в частности газодинамические опоры, проработаны в недостаточной степени. В опубликованных работах не нашли отражение проблемы запуска ротора с газодинамическими опорами в условиях ограниченной мощности двигателя и нестабильного момента сопротивления в опорах. Основной режим работы электропривода двигателя-маховика -управление моментом (или ускорением). При этом разгон ротора и торможение являются равнозначными и осуществляются в широком диапазоне скоростей. В этом смысле управление двигателем-маховиком для традиционного электропривода является особым режимом, он практически не освещен в литературе и требуют проведения специальных исследований
Таким образом, совершенствование электроприводов гироскопических приборов систем управления космическими аппаратами, является важной и актуальной задачей. Исследование особых режимов работы электроприводов -программного разгона и управления ускорением, служат важным резервом совершенствования теории и практики их применения.
Цель работы. Разработка и исследование систем управления электропривода КА в особых режимах - программного разгона ротора гироскопа с газодинамическими опорами и управления ускорением ротора двигателя-маховика. Достижение поставленных целей предполагает конкретизацию и решение следующих задач:
-создание математических моделей электропривода в особых режимах;
-определение критериев оценки эффективности работы электропривода в режиме программного разгона;
-разработка методики оптимизации параметров программы разгона;
-разработка алгоритма эффективного управления ускорением (торможением) ротора двигателя-маховика.
Методы исследования. В работе использовались общие методы системного анализа, методы теории автоматического управления, оптимизации, компьютерное моделирование, эксперимент. Расчетные исследования выполнены в системе MATLAB иеё приложении Simulink.
Научная новизна полученных результатов состоит в следующем:
-разработана математическая модель программного движения ротора гироскопа с учетом работы газодинамических опор в области скоростей меньших скорости всплытия;
-предложены критерии оценки эффективности режима программного разгона, в основе которых лежит определение запасов устойчивой работы синхронного двигателя с учетом произвольного начального углового положения ротора;
-предложена методика оптимизации параметров программного разгона ротора при условии ограничения мощности двигателя и нестабильности момента сопротивления в опорах;
-разработан алгоритм управления ускорением ротора двигателя-маховика в широком диапазоне скоростей вращения, позволяющий обеспечить максимальную точность управления при пульсациях момента и времени переходного процесса не превышающих заданные.
Практическая значимость и реализация результатов работы. Практическая ценность работы заключается в том, что в ней предложена методика оптимизации параметров запусков гироскопов с газодинамическими опорами, применение которой позволяет повысить надёжность разгона роторов при ограничении размера и мощности электропривода и существенной нестабильности момента сопротивления в опорах. Результаты исследований стали основой для создания систем управления гироскопами комплекса командных приборов системы управления разгонным блоком «Бриз-М», входящего в состав ракет-носителей «Протон-М». Применение методики повысило предельные допустимые значения момента сопротивления в опорах гироскопов гироинтеграторов линейных ускорений комплекса более чем в 2 раза.
Разработан алгоритм управления двигателем-маховиком, обеспечивающий максимальную точность реализации управляющего момента и заданное временя установления при использовании в контуре обратной связи «грубого» датчика угла, без изменения аппаратной части электропривода. Результаты работ использованы при разработке эскизного проекта модернизированной системы, управления спутником связи типа «Ямал», «Монитор», «KazSat» .
Подтверждается актами о внедрении
Апробация робот. Результаты диссертационной работы были представлены на:
- 8-й научной сессии аспирантов и соискателей ГУАП, СПб, 2005г.;
- научная сессия ГУАП, посвященная Всемирному дню авиации и космонавтики и 65-летию ГУАП, СПб, 2006г.;
- конференции «Завалишинские чтения 07», СПб, ГУАП, 2007 г.;
- конференции «Завалишинские чтения 08», СПб, ГУАП, 2008 г.;
- XXVI конференция памяти Н.Н.Острякова, СПб, ГНЦ РФ ЦНИИ «Электроприбор», октябрь 2008г.
Публикации. Основные результаты диссертационной работы опубликованы в 8 статьях. Из них 2 работы опубликованы в журналах, входящих в перечень ВАК. Основные положения, выносимые на защиту:
-математическая модель движения ротора гироскопа КА с газодинамическими опорами;
-критерии оценки реализации режима программного разгона ротора гироскопа КА с газодинамическими опорами;
- методика оптимизации параметров режима разгона ротора гироскопа КА с газодинамическими опорами;
-алгоритм управления ускорением двигателя-маховика системы ориентации КА.
Работа состоит из четырёх глав.
В первой главе рассматривается состояние развития бортовых электроприводов космических аппаратов. На основании обзора литературы, выявленной по этой теме, сделан вывод, что электропривод на базе бесконтактного двигателя постоянного тока с постоянными магнитами является наиболее перспективным. Вопросы теории и практики применения такого типа электроприводов проработаны и представлены в печати достаточно подробно. Однако, особые режимы, связанные со спецификой работы привода в составе бортовых систем управления КА, требуют дополнительного рассмотрения. К ним относятся режим программного разгона ротора гироскопа с газодинамическими опорами и управление ускорением двигателя-маховика.
Вторая глава посвящена разработке и уточнению математических моделей электропривода в особых режимах.
При разработке математической модели работы привода в режиме программного разгона, электродвигатель рассматривается как синхронный двигатель с постоянными магнитами, работающий в шаговом режиме. Процесс программного ускоренного движения ротора имеет колебательный характер, его динамика зависит от параметров привода и закона изменения момента нагрузки. В рассматриваемом случае нагрузкой является газодинамической опора ротора, которая имеет при скоростях вращения меньших скорости всплытия отрицательную зависимость момента сопротивления от скорости вращения. Аналитическая зависимость момента сопротивления в газодинамической опоре получена в результате анализа экспериментальных данных.
Одна из особенностей работы электропривода двигателя-маховика — режим управляемого торможения. Математическое описание режима зависит от способа его реализации (динамическое торможение или торможение противовключением), от способа организации контура управления током двигателя, места установки датчиков тока и т.д., и может отличаться от математического описания двигательного режима. Показано, что принятая схема построения силовой части электропривода позволяет принять общее математическое описание для всех случаев работы.
Третья глава посвящена исследованию программного разгона ротора гироскопа с газодинамическими опорами. Рассматривается влияние характеристик двигателя, опор и параметров программы разгона на динамику движения ротора. Предложены критерии оценки эффективности программного разгона, которые основаны на определении максимального значения угла рассогласования магнитных полей ротора и статора. Для оценки эффективности программы разгона используется вероятность разгона ротора до заданной скорости, и параметр, характеризующий «запас по моменту», с которым ротор разгоняется до заданной скорости.
Программа разгона состоит из двух режимов, действующие последовательно: режим приведения ротора в нулевое положение и режим частотного разгона ротора из нулевого положения до заданной скорости. Эффективность режима приведения определяется величиной угловой ошибки поворота ротора в нулевое положение. Критерием оптимальности частотного разгона является минимум угла рассогласования полей в процессе разгона и параметр, характеризующий пологость этого минимума.
Приведены результаты экспериментальных исследований, которые подтверждают достоверность модели и правильность разработанной методики оптимизации. В четвёртой главе рассмотрен режим управления ускорением ротора двигателя-маховика. Показано, что уменьшение погрешности управления обеспечивается введением в контур управления сигнала скорости (повышение астатизма системы), пульсация момента и время переходного процесса определяются дискретностью измерения скорости и коэффициентом усиления контура обратной связи. При ограниченной точности измерения скорости, например из-за грубости первичного датчика угла, точность управления и быстродействие обеспечивается использованием переменного коэффициента усиления в контуре обратной связи. Приведены результаты моделирования и экспериментальных исследований, которые подтверждают эффективность предложенного алгоритма управления.
Электроприводы гироскопов в бортовых системах управления космическим аппаратом
Современный космический аппарат является сложным техническим изделием. Для выполнения своих основных задач (движение в пространстве, наблюдение за поверхностью Земли, обеспечение связи и т.д.) в нём задействовано множество различных по назначению бортовых систем, и в частности, система управления движением аппарата.
Под управлением движением космического аппарата принято понимать перемещение аппарата из одной точки пространства в другую, то есть изменение положения его центра масс — задача навигации, и разворот аппарата вокруг его центра масс - задача ориентации. На коротких участках полёта, когда выполняется коррекция траектории или точки орбиты, управление движением центра масс и вокруг центра масс происходит одновременно с учетом общих закономерностей — режим стабилизации [1, 2]. Для успешного решения этих задач необходимо точно знать направление и скорость движения аппарата и иметь эффективные силовые органы управления. Для определения необходимых координат и параметров движения в бортовую систему управления должны входить классические инерциальные системы с гироскопическими блоками стабилизации и измерения угловых скоростей, акселерометрами. Для использования в прецизионных гироскопических комплексах ведущее положение сохраняется за электромеханическими гироскопами и акселерометрами, принцип работы которых основан на использовании свойств вращающегося инерциального маховика [3]. Для обеспечения движения аппарата в космическом пространстве, смене и коррекции орбиты, используются реактивные двигатели. Для ориентации спутника применение реактивных двигателей неэффективно. В современных космических аппаратах с жизненным циклом в несколько лет: спутники связи, наблюдения поверхности Земли, метеорологические и т.п., режим ориентации, как правило, происходит непрерывно и поэтому является основным и главным режимом работы. Силовые исполнительные органы, которые призваны решать эти задачи, можно разделить на два больших класса: -приборы, использующие для создания управляющих моментов внешние по отношению к космическому аппарату силы; -приборы, основанные на реактивных принципах. Приборы, относящиеся к первому классу, используют магнитное поле Земли, солнечное давление и тому подобные явления. Как правило, это простые недорогие приборы, использующие только энергию, которая может восполняться на космическом аппарате солнечными батареями или иным способом. Ко второму классу исполнительных органов отнесены; все устройства которые используют закон сохранения количества движения системы тел, при; отсутствии внешних моментов, действующих на эту. систему. Они способны работать при отсутствии какого-либо полезного взаимодействия- с внешней средой. Независимость от внешней среды даёт возможность удовлетворить всевозможным требованиям, которые возникают при разработке конкретной системы ориентации. Существуют две разновидности этого класса: -управляющие реактивные двигатели ориентации, создающие реактивные силы; -инерционные исполнительные органы, создающие реактивные моменты. К первым относятся реактивные двигатели ориентации, которые создают тягу путём отброса некоторошмассы.. Если линия действия этой тяги проходит не через центр масс спутника, то возникает момент силы тяги, который; можно использовать для управленияугловым положением. Инерционные исполнительные: органы — это устройства, которые создают управляющие; реактивные моменты путём создания вращательного, движения некоторых частей космического аппарата.. Хотя принцип воздействия обеих разновидностей реактивных исполнительных органов и одинаков, они существенно: отличаются1 между собой: реактивные, двигатели, создающие тягщ могут работать только при отбросе массы рабочего тела, запасы которого на аппарате, как правило, ограничены и невосполнимы. Инерционные исполнительные органы лишены этого недостатка. Возникающие реактивные моменты вызваны перемещением тел. Теоретически в космическом аппарате могут перемещаться жидкие и даже газообразные массы, но в практике применяется только перемещение твёрдых осесимметричных тел в виде вращения с постоянной; или переменной скоростью. Инерционные исполнительные устройства, использующие вращение осесимметричных тел-роторов, принято называть силовыми гироскопами [2,4]. Одна из возможных классификаций этих приборов- по числу степеней свободы относительно корпуса аппарата, которыми обладает силовой гироскоп. В настоящее время наибольшее распространение в системах ориентации космических аппаратов получили гироскопы с одной степенью свободы -управляющие двигатели-маховики и с двумя степенями свободы- гиродины [4]. Двигатель-маховик создаёт управляющий момент при- изменении скорости вращения своего ротора (изменение кинетического момента путём изменения скорости вращения ротора):
Математическая модель электропривода в режиме программного разгона
Повысить точность управляющего момента можно, если уменьшить величину момента сопротивления, например, применив специальную составную опору ротора, или уменьшив абсолютное значение максимальных рабочих скоростей. Такие технические решения приводят к усложнению конструкции, увеличению массы прибора и не решают вопрос повышения точности принципиально. Очевидно, что перспективным направлением является повышение точности управляющих двигателей-маховиков за счет совершенствования системы управления электроприводом. При этом желательно использовать имеющуюся аппаратную часть электропривода, прошедшую лабораторные, ресурсные, лётные испытания. Изменения должны затрагивать электронную часть привода, в виде алгоритмов формирования сигналов управления и программ контроллера.
В этом направлении имеют место два подхода. Все они связаны с управлением скоростью вращения маховика (управление по скорости). В первом случае требуемое текущее значение скорости поступает в виде входного сигнала, который отрабатывает система управления приводом двигателя-маховика [62]. Во втором случае на вход системы поступает сигнал, пропорциональный требуемому моменту управления. Так как управляющий момент равен динамическому моменту, развиваемому двигателем-маховиком, то есть произведению момента инерции маховика на его ускорение, а величина момента инерции известна и практически постоянна, то входной сигнал форматируется в виде требуемого ускорения (торможения) ротора. Далее величина ускорения интегрируется, в результате в контуре присутствует расчетное значение скорости вращения ротора. Система управления стабилизирует скорость вращения двигателя-маховика относительно расчетной скорости вращения [64,65]. В [64] приведены результаты теоретического анализа работы системы управления с использованием дискретного датчика обратной связи - датчика положения ротора. 1. Для систем управления космическими аппаратами остаётся актуальной задача создания бортовых приборов и комплексов инерциальной навигации и систем ориентации. В бортовых системах управления космическими аппаратами важная роль отводится измерительным гироскопическим приборам. Системы ориентации современных космических аппаратов строятся с использованием гиродинов и управляющих двигателей маховиков. Точность гироскопических приборов, их габаритно-массовые характеристики и энергопотребление во многом зависят от типа применённого электропривода ротора гироскопа. 2. Электропривод на базе бесконтактного двигателя постоянного тока с постоянными магнитами является наиболее перспективным для управления вращением ротора гироскопа. Гироскоп с газодинамической опорой и вентильным приводом ротора обладает высоким потенциалом для создания гироскопических приборов с высокой точностью и длительным ресурсом. В современных управляющих двигателях-маховиках и гиродинах для управления скоростью вращения ротора используются только вентильные приводы. Принцип построения вентильного электропривода для прецизионных и силовых приборов одинаков. Разница может заключаться в конструкции выходных силовых элементов инвертора, в случае различия по мощности, или алгоритмом управления - программой работы контроллера, в случае разницы по назначению (гироскоп или двигатель-маховик). Это даёт возможность унификации изделий и, как следствие, снижение стоимости разработки и изготовления, повышение качества разработки (преемственность технических решений), сокращение сроков создания изделий и т.д. 3. Схемы построения электроприводов с бесконтактным двигателем, подходящие для управления вращением ротора гироскопа, достаточно хорошо исследованы и представлены в литературе. Исключение составляют особые режимы работы, присущие бортовым электроприводам управления ротором гироскопа. Во-первых, это режим разгона ротора при управлении приводом по сигналам ЭДС вращения. Задача запуска бесконтактного двигателя в такой схеме существенно осложняется в случае применения газодинамических опор. Во-вторых, не достаточно изучены способы и схемы управления моментом, прикладываемым к ротору, в широком диапазоне рабочих скоростей вращения. Этот режим является специфичным и используется в управляющих двигателях-маховиках. Исследование указанных режимов является необходимой и актуальной задачей в развитии скоростных бортовых электроприводов. Решение этих задач, в конечном счете, приведёт к повышению точности, надёжности, ресурса бортовых приборов управления, снижению их потребляемой мощности.
Критерии оценки эффективности программы разгона
Для построения прецизионных инерциальных систем применяют гироскопы с газодинамическими опорами (ГДО). В качестве приводного двигателя предпочтительно использовать бесконтактный двигатель постоянного тока с постоянными магнитами (БДПТ). Управление коммутатором фаз двигателя осуществляется по сигналам ЭДС статора, которые возникают при вращении ротора. Преимущества такого привода, в сравнении с приводом на базе синхронного гистерезисного двигателя - высокая магнитная стабильность ротора, низкое тепловыделение в двигателе, возможность управления, вплоть до исключения, угловыми колебаниями ротора в установившемся режиме [19]. Разгон ротора до величины ЭДС, достаточной для управления, происходит по специальной программе. При этом ротор, его магнитное поле, синхронно отслеживает равноускоренное вращение магнитного поля статора. Динамика программного движения ротора носит колебательный характер и зависит от моментных характеристик БДПТ, характера изменения момента сопротивления нагрузки (для гироскопа - опор ротора) и параметров программы разгона [47,51,66]. При экспериментальных исследованиях динамики вращения роторов гироскопов обычно используют измерители динамического момента [72-75]. На рис. 3.1. приведена типичная кривая изменения динамического момента: M„m=J , гироскопа в процессе разгона. Программное движение ротора включает приведение ротора и в нулевое положение и программный (или частотный) разгон до заданной скорости переключения. На рис.3.1. программное движение начинается при t = 1 с и заканчивается при t = 2 с. При исследовании движения ротора с помощью компьютерных моделей, для количественной оценки динамики движения целесообразно использовать величину угла рассогласования магнитных полей ротора и статора в [51,66]. Так как момент двигателя в рассматриваемом режиме равен: М = Мтах sin 9, то величина О однозначно характеризует моментные характеристики привода. Если угол рассогласования не выходит за пределы устойчивой работы двигателя (# 180 эл.град.), то ротор прошел программу разгона синхронно с полем статора и достиг нужной скорости. Таким образом, динамику можно оценить по величине максимального угла рассогласования полей в процессе разгона втах. При оценке эффективности программы необходимо учитывать то, что динамика движения ротора также зависит от исходного углового положения ротора % (от места остановки ротора в предыдущем запуске). На рис.3.8. приведены результаты моделирования движения ротора миниатюрного гироскопа по программе из двух различных исходных положений: р0[= 120 эл.град, и (р02 = 40 эл.град. Результаты представлены в виде зависимости угла рассогласования полей от времени:# = /(7)- Из рис.3.2. видно, что угол втяк может существенно меняться от условий запуска, в приведённом примере в 1.75 раза. Так как начальное угловое положение ротора может быть произвольным, то следует провести серию вычислительных экспериментов для возможных значений угла р0. В результате будет получена зависимость максимального угла рассогласования полей от начального углового положения ротора 0max=f((po)- На рис.3.3 приведены зависимости втях = f((p0) для различных значений момента сил сухого трения Мсо в ГДО, угол р0 задавался в интервале от 0 до 360 эл.град., с шагом изменения 1эл.град.
Зависимости 0тт= f{%) дают наглядное представление о возможных исходах разгона ротора для рассматриваемого состояния системы. При изменении какого-либо параметра в системе питания гироскопа, например, темпа нарастания скорости, момента двигателя, момента сопротивления в ГДО и т.д., зависимость втах= /(%) изменится. Получив соответствующие зависимости, можно исследовать влияние изменения любого параметра, входящего в систему питания привода гироскопа, на процесс разгона ротора. Из-за нелинейности системы не представляется возможным получить аналитические зависимости #тах = /( %) Поэтому на каждое изменение в системе необходимо получить соответствующее графическое изображение зависимости, что является очевидным недостатком.
В качестве количественной характеристики можно использовать вероятность разгона ротора Р до заданной скорости. Вероятность запуска можно определить как отношение суммарной ширины секторов, в которых имеет место успешное прохождение программы, к ширине сектора возможных угловых положений ротора, в нашем случае 360 эл.град. При вычислении вероятности Р разгон считается успешным, если двигатель прошел программу разгона с углами 0тах , не превышающими некоторое значение,
Режим стабилизации разности между расчетной и измеренной скоростью вращения ротора
Проведенное исследование системы управления ДМ показало, что возможно существенно повысить точность реализации управляющего момента, используя предложенный алгоритм управления с переменным коэффициентом усиления. Погрешность управляющего момента в установившемся режиме не превышает 5%, время переходного процесса не превышает 1с.
Качество управления во многом зависит от точности измерения скорости, которая зависит от частоты возбуждения ДПР и скорости вращения ротора. На рис 4.27 видно увеличение погрешности измерения скорости с увеличением скорости вращения ротора. Для повышения точности измерения возможно повысить частоту возбуждения ДПР с 25 кГц до 100 кГц. Погрешность измерения скорости при этом уменьшится до 8со = ±0,015 рад/с. Результаты моделирования работы системы в установившемся и переходном режимах подтвердились результатами испытаний макета электропривода. 1. Для управления электроприводом двигателя-маховика наиболее эффективна схема с переменными коэффициентами усиления в контуре коррекции управляющего момента. За каждый такт измерения определяется разность (ошибка) между расчетной и измеренной скоростями ротора и приращение ошибки по скорости (ошибка ускорения). Сигнал управления формируется как сумма приращений ошибок по скорости. Коэффициент усиления на входе сумматора назначается исходя из величины приращения ошибки ускорения. Связь между коэффициентом усиления и приращением ошибки ускорения может быть заданна в виде набора правил. 2. Точность реализации управляющего момента во многом определяется дискретностью датчика скорости. Дискретность измерения скорости ограничена точностью первичного датчика - датчика угла. Высокая погрешность датчика угла приводит к пульсации момента двигателя в 149 установившемся режиме. Для снижения пульсаций необходимо уменьшить коэффициент усиления обратной связи, что соответствует увеличению дискрета измерения скорости. 3. Для обеспечения заданного времени переходного процесса, коэффициент усиления в переходном режиме необходимо увеличить. Величины коэффициентов усиления определяются в результате оптимизации системы в обеспечение времени достижения заданной точности управляющего момента. Максимальное значение коэффициента усиления ограничено условием обеспечения устойчивости работы системы. 4. Разработанные компьютерные модели адекватно отражают процессы, протекающие в системе управления электроприводом ДМ. Поэтому их можно использовать при разработке систем управления ДМ систем ориентации современных КА. 1В работе исследовалось функционирование электроприводов бортовых систем управления космических аппаратов в особых режимах: программный разгон ротора гироскопа с газодинамической опорой и управление ускорением ротора двигателя-маховика. 1 Разработана математическая модель программного движения ротора гироскопа с газодинамическими опорами, учитывающая дискретное вращение магнитного поля статора и зависимость момента сопротивления от скорости вращения ротора в опорах на участке скоростей меньших скорости всплытия опор. 2 Предложены критерии оценки эффективности программного разгона, которые основаны на использовании максимального значения угла рассогласования магнитных полей ротора и статора 9max. Для оценки эффективности программы разгона используется параметр Р, равный вероятности разгона ротора (при принятых параметрах привода) до заданной скорости, и параметр SP, характеризующий «запас по моменту» , с которым ротор разгоняется до заданной скорости. Программа разгона включает два режима, действующие последовательно: режим приведения ротора в нулевое положение и режим частотного разгона ротора из нулевого положения до заданной скорости. Для оценки эффективности режима приведения используется величина угловой ошибки поворота ротора в нулевое положение. Для оценки эффективности программы частотного разгона используется минимум угла #тахв процессе разгона и параметр SU, характеризующий пологость этого минимума. 3 Разработана методика оптимизации параметров режима частотного разгона в условиях ограниченной мощности электропривода ротора гироскопа и нестабильности момента сопротивления в газодинамических опорах ротора. 151 Предложен алгоритм управления ускорением ротора двигателя маховика, обеспечивающий большую точность и быстродействие по сравнению с известными. В основе алгоритма положено определение изменения ошибки между расчетной и измеренной скоростями вращения ротора; при этом точность управления ускорением ротора обеспечивается использованием в контуре обратной связи сигнала ошибки по скорости, а быстродействие обеспечивается использованием переменного коэффициента усиления в контуре. 5 Теоретические исследования и выводы, полученные в результате компьютерного моделирования работы системы управления ДМ, подтверждены испытаниями действующего макета электропривода ДМ системы ориентации малых К А типа «Ямал». Результаты исследования программного разгона ротора гироскопа с газодинамическими опорами подтверждены испытаниями макетов, лабораторными испытаниями приборов, лётными испытаниями и результатами эксплуатации комплексов командных приборов системы управления разгонным блоком «Бриз-М» ракеты-носителя «Протон-М».
Похожие диссертации на Управление бортовыми электроприводами космических аппаратов в особых режимах
