Определение параметров модели системы стабилизации ракеты в процессе полета

Abstract

Динамічні характеристики системи об’єкт керування і регулятор в значній мірі залежать від вибору закону регулювання, який визначається номінальними значеннями параметрів математичної моделі процесу стабілізації та його пріоритетним показником. Через відхилення параметрів ракети і, відповідно, моделі від номінальних величин проектанти встановлюють коефіцієнти запасу, виходячи із найбільш несприятливих умов, що негативно позначається на загальних показниках, зокрема на відносній вазі корисного навантаження. Тому виникає потреба в розробці алгоритмів уточнення — ідентифікації в процесі польоту параметрів моделі за допомогою сигналів пристроїв вимірювання і можливості бортових обчислювальних машин. Це підвищить ефективність використання методів вибору закону регулювання з погляду таких показників, як запас стійкості, точність стабілізації та потужність виконавчого пристрою. Метою статті є розробка методів уточнення параметрів моделі системи стабілізації руху ракети у площині рискання, які спираються на використання поточних даних вимірювальних пристроїв частини координат вектору стану, і перевірка ефективності уточнення з погляду названих показників. Прийнято лінійну стаціонарну в околі певної точки траєкторії модель системи стабілізації збуреного руху ракети із врахуванням інерції виконавчого пристрою у вигляді звичайних диференційних рівнянь п’ятого порядку. Для наближення параметрів моделі до їх фактичних значень запропоновано два підходи: 1) у просторі параметрів моделі знаходиться мінімум інтеграла відстані між точками траєкторії згідно з сигналами вимірювальних пристроїв і траєкторії, отриманої шляхом моделювання процесу компенсації збурення; 2) фактичні значення параметрів є результатом розв’язку системи нелінійних рівнянь, в які входять дані вимірювальних пристроїв і відповідні дані, отримані шляхом моделювання. На прикладі параметрів ракети космічного призначення показано, що вибір закону регулювання, виходячи із фактичних коефіцієнтів моделі, призводить до суттєвого зменшення відхилень від заданого значення запасу стійкості системи, похибки стабілізації і потужності виконавчого пристрою.The dynamic characteristics of the system that includes the controlled object and the regulator largely depend on the choice of the control law, which is determined based on the nominal values of the parameters of the mathematical model of the stabilization process and its priority indicator. Due to the deviation of the missile parameters and, accordingly, the model from the nominal values, the designers set the safety factors based on the most unfavorable conditions, which negatively affects the overall performance, in particular, the relative weight of the payload. Therefore, there is a need to develop algorithms for adjustment that is identification model parameters during the flight using the signals of measuring devices and the capabilities of on-board computers. This will increase the efficiency of methods of choosing the control law based on such indicators as stabilization accuracy, stability margin and power requirements of the actuator. The aim of the article is to develop methods for refining the parameters of the rocket stabilization system in the yawing plane, which are based on the use of current data of measuring devices of the part of coordinates of the state vector, and verify the effectiveness of refinement in terms of the above indicators. A linear stationary model of a system for stabilizing the perturbed motion of a rocket taking into account the inertia of the actuator in the form of ordinary fifth-order differential equations is adopted. Two approaches are proposed to approximate the model parameters to their actual values. In the first in the model parameter space there is a minimum of the integral of the distance between the points of the trajectory according to the signals of the measuring devices and the trajectory obtained by modeling the perturbation compensation process. In the second, the actual values of the parameters are the result of solving a system of nonlinear equations, which includes data from measuring devices and the corresponding data obtained by simulation. On the example of space rocket parameters it is shown that the choice of the control law based on the actual coefficients of the model leads to a significant reduction of deviations from the set value of the system stability margin, stabilization error and power of the actuator.