Пошук академічних текстів

Інформація × Реєстраційний номер 2120U009225, Матеріали видань та локальних репозитаріїв Категорія Опубліковано, Стаття Назва роботи РЕДУКОВАНИЙ ПРИСТРІЙ СПОСТЕРЕЖЕННЯ В СИСТЕМІ СТАБІЛІЗАЦІЇ РУХУ РАКЕТИ Автор Авдєєв В. В.Avdejev V. V. Дата публікації 08-09-2020 Постачальник інформації Журнал "Радіоелектроніка, інформатика, управління" (Національний університет "Запорізька політехніка") Першоджерело https://ric.zp.edu.ua/article/view/208623 Видання National University "Zaporizhzhia Polytechnic" Опис Актуальність. Особливість руху ракети як об’єкта управління у тому, що в процесі польоту її параметри залежно від точки траєкторії і витрату палива суттєво змінюються. Це відноситься також і до збурювальних  сил, які не можуть бути  безпосередньо виміряні системою датчиків. Відповідно встановлюються вимоги до стабілізації руху, зокрема, до вибору закону регулювання і потужності виконавчого пристрою, яка  через неповну інформацію про збурення призначається виходячи із оцінок їх максимальних значень, що спричиняє зменшення корисного навантаження ракети. Потреба в спостереженні кінематичних характеристик виконавчого пристрою в процесі компенсації збурень обумовлена необхідністю визначення фактичного рівня його завантаження з метою обґрунтування проектних показників і зростанням вимог до ефективності алгоритмів вибору закону регулювання.   Мета роботи – розробка структурної схеми пристрою спостереження еквівалентного кута повороту рульового органу системи стабілізації і його кутової швидкості, що безпосередньо не вимірюються, але входять до вектору стану об’єкту управління, під яким мається на увазі збурений рух ракети в одній із площин стабілізації. Метод. Прийнята лінійна стаціонарна в околі певної точки траєкторії модель плоского руху ракети космічного призначення із врахуванням інерції виконавчого пристрою системи стабілізації у вигляді шести лінійних диференційних рівнянь першого порядку. Доступними для виміру у реальному часі прийняті чотири координати вектору стану об’єкту управління – відхилення центра мас ракети від програмного положення, кут повороту корпусу та їх похідні за часом. Шляхом подання матриці, що входить до моделі об’єкту управління – збурений рух корпусу у площині рискання, у вигляді блоків отримані диференційні рівняння редукованого пристрою спостереження кінематичних параметрів виконавчого пристрою – еквівалентного кута повороту рульового органу і його кутової швидкості. На основі цих рівнянь розроблені два варіанти структурної схеми, до складу яких входять інтегратор і лінійні блоки множення матриць.Результати. Розроблена структурна схема редукованого пристрою спостереження кута повороту рульового органу виконавчого пристрою і його кутової швидкості при компенсації збурювальних сил для випадків використання і невикористання цих даних в законі регулювання.Висновки. Отримані на підставі даних вимірювання поточні значення кінематичних характеристик виконавчого пристрою можуть бути використані для встановлення рівня його фактичного завантаження і при необхідності формування закону регулювання, в якому враховуються всі координати вектору стану прийнятої моделі.  Додано в НРАТ 2026-02-09 Закрити