SIMULATION MODELING OF THE MAIN COMPONENTS OF MOTION CONTROL SYSTEM OF THE SATELLITE

Full Text

При движении космического аппарата (КА) по орбите на него действуют возмущающие факторы космической среды, такие как несферичность Земли, гравитационное влияние Луны, Солнца и планет, аэродинамическое сопротивление атмосферы Земли, магнитное поле Земли, силы давления солнечного света. Учет всех этих факторов при изучении движения космического аппарата является довольно сложной задачей. Кроме того, возникают задачи формирования управляющих воздействий с целью компенсации этих возмущений, изменения параметров орбиты или пространственной ориентации космического аппарата. Для нормального функционирования космического аппарата также необходимо решать вопросы энергоснабжения, связи с наземным комплексом управления и целый ряд других задач. Создание имитационных моделей значительно облегчает эти задачи. Для моделирования основных систем управления космического аппарата на данный момент существует большое количество специального программного обеспечения, которое, однако, не позволяет вносить изменения в код в соответствии с собственными требованиями. Следовательно, разработка собственных имитационных моделей систем управления КА позволит создать программноматематический аппарат для исследования и моделирования систем управления КА различного назначения. В данной статье рассматривается имитационная модель основных компонентов системы управления движением космического аппарата, разработанная в среде MathWorks MatLab/Simulink силами специалистов Института космической техники и технологий [1]. Разработанная имитационная модель, представленная на рис. 1, состоит следующих модулей: Environment, TotalForceAndMoment, Satellite, GroundControlStation, ReportingBlock, VisualizationBlock. Модуль Environment представляет собой имитационную модель космической среды, представленной Землей, Луной и Солнцем. Входными параметрами модуля являются параметры космического аппарата (параметры орбиты, вектор положения и вектор скорости движения центра масс, угловое положение и угловая скорость движения относительно центра масс, массогабаритные и геометрические параметры космического аппарата). Выходными параметрами являются векторы сил и моментов сил от возмущающих воздействий космической среды и параметры космической среды. Внутренняя структура модуля показана на рис. 2 и состоит из блоков Earth, Moon и Sun. Блок Earth (рис. 3) представляет собой модель Земли и состоит из подблоков GravitationalField, AtmosphereField, MagneticField и Perturbation. Подблоки GravitationalField, AtmosphereField и MagneticField представляют собой соответственно модели гравитационного поля, атмосферы и магнитного поля Земли и содержат внутреннюю структуру, построенную в соответствии с международными стандартами EGM2000, CIRA-96 и IGRF2010. В подблоке Perturbation формируется общее влияние Земли на движение космического аппарата. Блок Moon представляет собой имитационную модель Луны, а блок Sun - имитационную модель Солнца, которые производят расчет гравитационных влияний Луны, Солнца и влияния сил давления солнечного света на движение космического аппарата. В модуле TotalForceAndMoment формируются результирующие силы от возмущающих факторов космической среды и управляющих сил, сформированных системой управления, и моменты этих сил, действующие на движение космического аппарата [1]. Модуль Satellite представляет собой имитационную модель космического аппарата. Входными параметрами модуля являются возмущающие и управляющие силы и моменты, параметры космической среды и параметры наземного комплекса управления. Выходными параметрами являются параметры космического аппарата: параметры движения (вектор положения, вектор скорости), параметры ориентации (угловое положение и угловая скорость), масса, геометрические параметры, параметры системы ориентации, параметры системы связи, параметры системы энергоснабжения - и управляющие воздействия, сформированные системой управления [2]. В этом модуле для каждого изучаемого космического аппарата необходимо отдельно задавать массогабаритные и геометрические параметры космического аппарата. Внутренняя структура модуля Satellite представлена на рис. 4 и содержит блоки Motion, OrientationSystem, OnBoardSystem Emulator, CommunicationsSystem, PowerSystem. Рис. 1. Имитационная модель системы управления движением космического аппарата Рис. 2. Имитационная модель космической среды Рис. 3. Имитационная модель Земли Рис. 4. Имитационная модель космического аппарата Рис. 5. Имитационная модель системы ориентации космического аппарата Блок Motion моделирует движение как центра масс космического аппарата, так и движение космического аппарата относительно центра масс с учетом возмущающих и управляющих сил [3]. Блок содержит внутреннюю структуру, выполненную в соответствии с общими законами движения центра масс и относительно центра масс космического аппарата. Блок OrientationSystem представляет собой модель системы ориентации космического аппарата. Внутренняя структура блока приведена на рис. 5 и представлена моделями солнечного датчика SunSensor, датчика горизонта Земли EarthHorizonSensor [4], магнитного датчика MagneticSensor, механического гироскопического датчика Gyroscope, оптического гироскопического датчика OpticalGyroscope [5], электромагнитного исполнительного органа Magnetorquer и инерционных исполнительных органов-маховиков ReactionWheel. Таким образом, блок представляет собой набор моделей датчиков ориентации и исполнительных органов системы ориентации [2]. Та или иная модель датчиков или исполнительных органов по желанию пользователя может быть включена или исключена из модели системы ориентации. Выходные параметры моделей датчиков ориентации подаются на вход модели бортового комплекса управления, где управляющие воздействия моделируются в соответствии с заданными законами управления и подаются на входы моделей исполнительных органов. Блок OnBoardSystem Emulator моделирует работу бортового комплекса управления. На вход блока подается информация от всех остальных блоков космического аппарата, а на выход - управляющие воздействия для модели системы ориентации, системы связи и системы энергоснабжения. Таким образом, блок является замкнутой системой. Блок CommunicationsSystem моделирует работу системы связи с наземным комплексом управления. Блок содержит внутреннюю структуру, которая моделирует работу приемо-передающих устройств. Блок PowerSystem представляет собой имитационную модель системы энергоснабжения космического аппарата. Блок также содержит внутреннюю структуру, моделирующую работу солнечных и аккумуляторных батарей. Модуль GroundControlStation представляет собой имитационную модель наземного комплекса управления, внутренняя структура которой также представлена моделями приемо-передающих устройств. Кроме того, модель содержит дополнительные модули. Модуль ReportingBlock служит для экспорта результатов имитационного моделирования движения космического аппарата в различные форматы данных для их последующей обработки и анализа. Модуль VisualizationBlock предназначен для графического представления результатов имитационного моделирования движения космического аппарата [3]. Таким образом, разработаны имитационные модели внешних возмущений, влияющих на движение КА как центра масс, так и относительно центра масс: модель гравитационных сил и моментов Земли, Луны и Солнца, модель аэродинамических сил и моментов, модель сил и моментов солнечного давления. Для изучения вопросов управляемого движения КА относительно центра масс разработаны имитационные модели различных датчиков ориентации КА (гироскопический датчик, магнитный датчик), имитационные модели инерционных (маховики) и электромагнитных исполнительных органов, а также бортового комплекса управления, формирующего управляющие сигналы для исполнительных органов на основе информации, полученной от имитационных моделей датчиков ориентации. Проведены работы по проверке адекватности работы данных имитационных моделей. Разработанные модели могут быть использованы как для изучения поведения КА в реальных условиях космоса, так и при проектировании системы управления движением КА для определения ее основных параметров.

About the authors

S. A. Yelubayev

Subsidiary limited partnership “Institute of Space Technique and Technologies” оf cooperative association “National Center of Space Research and Technologies”

N. K. Jamalov

Subsidiary limited partnership “Institute of Space Technique and Technologies” оf cooperative association “National Center of Space Research and Technologies”

K. A. Alipbayev

Subsidiary limited partnership “Institute of Space Technique and Technologies” оf cooperative association “National Center of Space Research and Technologies”

Email: alipbaev.k@istt.kz

A. S. Sukhenko

Subsidiary limited partnership “Institute of Space Technique and Technologies” оf cooperative association “National Center of Space Research and Technologies”

T. M. Bopeyev

Subsidiary limited partnership “Institute of Space Technique and Technologies” оf cooperative association “National Center of Space Research and Technologies”

References

Supplementary files