Тренажер пилотируемого космического корабля

Тренажер пилотируемого космического корабля

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к разделу пилотируемой космонавтики - космическому тренажеростроению, в частности к наземным техническим средствам, предназначенным для обучения космонавтов управлению космическими летательными аппаратами.

Известна система для имитации полета космического аппарата (United States Patent №5,435,725 SYSTEM FOR SIMULATING A FLYING VEHICLE, Current International Class: G09B 9/30; G09B 9/52; G09B 9/02; G09B 9/00; G09B 9/20; G09B 009/08, Date: June 17, 1993, Assignee: Kabushiki Kaisha Toshiba (Kawasaki, JP), содержащая интегрированный модуль управления, модуль процессов ввода-вывода, модуль генерации среды, базу данных переменных моделирования, средства имитации, включающие дисплейный терминал, блок начальных условий, блок выходных параметров и информационные блоки.

Недостатком данной системы является то, что она относится к чисто виртуальным автоматизированным обучающим системам, предназначенным преимущественно для теоретической и первоначальной практической подготовки (так называемой предтренажерной подготовки: знакомство с устройством космического аппарата и принципами его управления, привитие первоначальных навыков по управлению космическим аппаратом), в составе которой отсутствуют штатные органы управления и средства отображения информации (или органы управления и средства отображения информации в тренажном исполнении, внешне полностью идентичные штатным) и, соответственно, не обеспечивается приобретение обучаемыми устойчивых сенсорно-моторных навыков для выполнения динамических операций по управлению космическим аппаратом.

Известны система и метод для автономной подготовки астронавтов (международный патент WO/2004/109623 SYSTEM AND METHOD FOR AUTONOMOUS TRAINING, Int. Class.: A63B 24/00, G09B 9/00, G09B 9/52, Priority Data: 16.12.2004, Applicants: CANADIAN SPACE AGENCY [CA]), содержащие моделирующий компьютер, ручку управления движением, ручку управления угловым положением, базу данных: с параметрами движения реального объекта и моделируемыми параметрами движения объекта, с базовыми (эталонными) и текущими уровнями профессиональной подготовки астронавта, графический компьютер с тремя графическими акселераторами и три видеодисплея.

Недостатком данной системы является то, что она относится к автоматизированным обучающим системам, в которых для создания рабочего места обучаемого используется только несколько штатных компонент (ручка управления движением и ручка управления угловым положением) без воспроизведения интерьера или даже без имитации рабочей зоны макета кабины реального космического корабля (реального модуля орбитальной космической станции), что значительно снижает эффективность подготовки.

Наиболее близким по исполнению аналогом, принятым в качестве прототипа предлагаемого изобретения, является обучающее устройство (патент на полезную модель РФ №61053 ОБУЧАЮЩЕЕ УСТРОЙСТВО, МПК 8 G09В 9/52), содержащее пульт космонавта, модель системы управления бортовым комплексом, модель датчиков, ручку управления, модель системы управления движением, модель исполнительных органов, пульт контроля и управления тренировкой, модель измерителя линейного ускорения, модель прогноза движения космического корабля, модель цифрового вычислителя спуском, блок формирования форматов, модель движения космического корабля, второй выход которой соединен с первым входом модели датчиков, третий выход которой соединен с первым входом модели системы управления движением, второй вход которой соединен с ручкой управления, а третий выход модели системы управления движением соединен с первым входом модели исполнительных органов, второй выход которой соединен с третьим входом модели движения космического корабля, первый выход которой соединен с моделью измерителя линейного ускорения, выход которой соединен со вторым входом модели цифрового вычислителя спуском, первый вход которой соединен с выходом модели прогноза движения космического корабля, вход которой соединен с четвертым выходом пульта контроля и управления тренировкой, а четвертый выход модели цифрового вычислителя спуском соединен с первым входом блока формирования форматов, третий выход которого соединен с первым входом пульта космонавта, третий выход которого соединен с первым входом пульта контроля и управления тренировкой, а второй выход пульта космонавта соединен с первым входом модели системы управления бортовым комплексом, второй выход которой параллельно соединен со вторым входом модели датчиков, с четвертым входом модели системы управления движением и с третьим входом модели системы исполнительных двигателей, а третий вход модели системы управления бортовым комплексом соединен со вторым выходом пульта контроля и управления тренировкой, третий выход которого соединен с четвертым входом модели движения космического корабля, четвертый выход модели системы управления бортовым комплексом соединен с третьим входом модели цифрового вычислителя спуском, модель центрального бортового вычислительного комплекса, модель блока ручного ввода информации и модель командной радиолинии, вход которой соединен с пятым выходом пульта контроля и управления тренировкой, а выход модели командной радиолинии соединен с входом модели центрального бортового вычислительного комплекса, выход которого параллельно соединен со вторым входом блока формирования форматов и с входом модели блока ручного ввода информации, выход которой соединен с пятым входом модели цифрового вычислителя спуском.

Обучающее устройство-прототип обеспечивает, преимущественно, возможность обучения в ручном режиме выполнению таких операций по пилотированию корабля, как отделение космического корабля от орбитальной космической станции и спуск. Обучающее устройство-прототип обладает рядом недостатков: во-первых, для создания рабочего места космонавта в обучающем устройстве-прототипе используется всего только два компонента рабочей зоны космонавта: пульт космонавта и ручка управления спуском, без создания замкнутого объема и воспроизведения интерьера кабины спускаемого аппарата реального космического корабля (то есть без полноценной имитации рабочих зон для членов экипажа транспортного космического корабля и приближенности к реальным условиям пилотирования), во-вторых, не обеспечивается возможность визуализации внешней обстановки (закабинного пространства) и имитации связи «Борт-Земля» между обучаемым космонавтом и инструктором, а также отсутствует имитация акустической обстановки на рабочем месте космонавта, что уменьшает необходимый объем и качество информации, получаемой космонавтом в процессе обучения через органы чувств и, соответственно, значительно снижает эффективность подготовки космонавтов в целом.

Целью изобретения является создание тренажера, обеспечивающего подготовку одновременно всех членов экипажа космического корабля к выполнению наиболее ответственных динамических операций по пилотированию (сближение, причаливание и стыковка с долговременной орбитальной космической станцией типа «Международная космическая станция») космического корабля типа «Союз-ТМА» на орбитальном участке полета.

Технический результат изобретения выражается в расширении функциональных возможностей тренажера для повышения уровня и качества подготовки космонавтов, заключающийся в том, что в предлагаемом тренажере увеличивается полнота комплекса сенсорных воздействий практически на все органы чувств обучаемых.

Поставленная цель достигается тем, что в тренажер пилотируемого космического корабля, состоящий из пульта контроля и управления тренировкой, модели командной радиолинии, модели датчиков, модели измерителя линейного ускорения, модели движения космического корабля, модели исполнительных органов комбинированной двигательной установки, модели бортового цифрового вычислительного комплекса, модели системы управления бортовым комплексом, первого блока формирования форматов и пульта космонавтов; к первому входу пульта космонавтов через первый блок формирования форматов подключен второй выход модели бортового цифрового вычислительного комплекса, вход которой подключен к первому выходу модели командной радиолинии; третий выход пульта контроля и управления тренировкой подключен ко второму входу модели командной радиолинии, четвертый выход - к первому входу модели движения космического корабля, а пятый выход - ко второму входу модели системы управления бортовым комплексом, второй выход которой подключен ко второму входу модели исполнительных органов комбинированной двигательной установки; первый выход модели исполнительных органов комбинированной двигательной установки подключен ко второму входу модели движения космического корабля, второй выход которой подключен к входу модели измерителя линейного ускорения, а третий выход - к входу модели датчиков, введены модель движения космической станции, модель системы взаимных измерений, первый, второй и третий формирователи визуальной обстановки, модель построителя местной вертикали, второй блок формирования форматов, устройства сопряжения с объектом, модель блока управления перемещением объекта, формирователь акустической обстановки, первое и второе выходные устройства визуализации, рабочее место экипажа, представляющее собой макет кабины спускаемого аппарата пилотируемого космического корабля и включающее телекамеру наблюдения, средства имитации связи «Борт-Земля», ручку управления движением, визир специальный космонавта, ручку управления ориентацией, акустическую систему, первый и второй визуальные иллюминаторы, кресло бортинженера, кресло командира корабля и кресло космонавта-исследователя (космического туриста); первый выход пульта контроля и управления тренировкой через первый формирователь визуальной обстановки подключен к первому выходному устройству визуализации, второй выход - через второй формирователь визуальной обстановки подключен к визиру специальному космонавта, шестой выход - через формирователь акустической обстановки подключен к акустической системе, седьмой выход - через третий формирователь визуальной обстановки подключен ко второму выходному устройству визуализации, причем первое и второе выходное устройство визуализации оптически связанны соответственно с первым и вторым визуальными иллюминаторами; к первому входу пульта контроля и управления тренировкой подключена телекамера наблюдения, ко второму входу - второй выход модели командной радиолинии, к третьему входу - пятый выход модели движения космического корабля, к четвертому входу -третий выход модели системы управления бортовым комплексом, а первый вход-выход пульта контроля и управления тренировкой подключен к пятому входу-выходу модели бортового цифрового вычислительного комплекса, второй вход-выход - к входу-выходу модели движения космической станции, третий вход-выход - к входу-выходу средств имитации связи «Борт-Земля»; выход модели движения космической станции подключен к первому входу модели системы взаимных измерений; первый выход модели бортового цифрового вычислительного комплекса подключен к первому входу модели командной радиолинии, третий выход - через второй блок формирования форматов ко второму входу пульта космонавтов, а первый вход-выход модели бортового цифрового вычислительного комплекса подключен к входу-выходу модели датчиков, второй вход-выход - к входу-выходу модели измерителя линейного ускорения, третий вход-выход - к входу-выходу модели системы взаимных измерений, четвертый вход-выход - к первому входу-выходу модели системы управления бортовым комплексом, шестой вход-выход - к входу-выходу модели построителя местной вертикали; первый выход модели движения транспортного космического корабля подключен ко второму входу модели системы взаимных измерений, четвертый выход - к входу модели построителя местной вертикали; первый выход модели системы управления бортовым комплексом подключен к третьему входу модели движения космического корабля, первый вход модели системы управления бортовым комплексом подключен ко второму выходу модели исполнительных органов комбинированной двигательной установки, а второй вход-выход модели системы управления бортовым комплексом подключен к первому входу-выходу устройств сопряжения с объектом, третий вход-выход - к входу-выходу модели блока управления перемещением объекта; вход-выход пульта космонавтов подключен ко второму входу-выходу устройств сопряжения с объектом, выход которых подключен к первому входу модели блока управления перемещением объекта; выход модели датчиков подключен ко второму входу блока управления перемещением объекта, выход которого подключен к первому входу модели исполнительных органов комбинированной двигательной установки, причем к третьему входу пульта космонавтов подключена ручка управления движением, а к четвертому входу - ручка управления ориентацией.

Сущность изобретения состоит в том, что в предлагаемом тренажере обеспечивается полнота воздействий на все основные сенсорные системы человека (обучаемых космонавтов) - визуальную, кинестетическую (тактильную), аудиальную (речевую, акустическую) - максимально приближенно к реальному космическому полету пилотируемого космического корабля на всех его этапах, причем акцент сделан на повышение качества подготовки при выполнении наиболее ответственных операций по пилотированию космического корабля на ближнем орбитальном участке в ручном режиме (сближение, причаливание и стыковка).

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 представлена функционально-структурная схема тренажера пилотируемого космического корабля, на фиг.2 - общий вид рабочего места экипажа специализированного тренажера «Дон-Союз-ТМА» в РГНИИЦПК им. Ю. А. Гагарина, а на фиг.3 - общий вид космического тренажера-аттракциона транспортного пилотируемого космического корабля «Союз-ТМА» в Донском филиале Центра тренажеростроения в г.Новочеркасске в составе молодежного образовательно-познавательного развлекательного Космоцентра «АСТРОН» им. космонавта Г.С.Шонина.

Согласно фиг.1 тренажер включает пульт контроля и управления тренировкой 1, модель командной радиолинии 2, модель движения космической станции 3, модель датчиков 4, модель измерителя линейного ускорения 5, модель системы взаимных измерений 6, модель движения космического корабля 7, модель исполнительных органов комбинированной двигательной установки 8, модель бортового цифрового вычислительного комплекса 9, модель системы управления бортовым комплексом 10, первый 11, второй 12 и третий 19 формирователи визуальной обстановки, модель построителя местной вертикали 13, первый 14 и второй 15 блоки формирования форматов, устройства сопряжения с объектом 16, модель блока управления перемещением объекта 17, формирователь акустической обстановки 18, рабочее место экипажа 20, представляющее собой макет кабины спускаемого аппарата и которое содержит телекамеру наблюдения 21, пульт космонавтов 22, средства имитации связи «Борт-Земля» 23, блок ручного управления оборудованием освещения и вентиляции макета кабины спускаемого аппарата транспортного пилотируемого космического корабля 24, блок ручных поворотных вентилей для выравнивания давления между кабиной спускаемого аппарата и бытовым отсеком космического корабля 25, ручку управления движением 26, визир специальный космонавта 27, ручку управления ориентацией 28, акустическую систему 29, первое 30 и второе 36 выходные устройства визуализации, первый 31 и второй 35 визуальный иллюминаторы, кресло борт-инженера 32, кресло командира корабля 33 и кресло космонавта-исследователя (космического туриста) 34. К первому входу пульта космонавтов 22 через первый блок формирования форматов 14 подключен второй выход модели бортового цифрового вычислительного комплекса 9, вход которой подключен к первому выходу модели командной радиолинии 2; третий выход пульта контроля и управления тренировкой 1 подключен ко второму входу модели командной радиолинии 2, четвертый выход - к первому входу модели движения космического корабля 7, а пятый выход - ко второму входу модели системы управления бортовым комплексом 10, второй выход которой подключен ко второму входу модели исполнительных органов комбинированной двигательной установки 8; первый выход модели исполнительных органов комбинированной двигательной установки 8 подключен ко второму входу модели движения космического корабля 7, второй выход которой подключен к входу модели измерителя линейного ускорения 5, а третий выход - к входу модели датчиков 4; первый выход пульта контроля и управления тренировкой 1 через первый формирователь визуальной обстановки 11 подключен к первому выходному устройству визуализации 30, второй выход - через второй формирователь визуальной обстановки 12 подключен к визиру специальному космонавта 27, шестой выход - через формирователь акустической обстановки 18 подключен к акустической системе 29, седьмой выход - через третий формирователь визуальной обстановки 19 подключен ко второму выходному устройству визуализации 36, причем первое 30 и второе 36 выходное устройства визуализации оптически связанны соответственно с первым 31 и вторым 35 визуальными иллюминаторами; к первому входу пульта контроля и управления тренировкой 1 подключена телекамера наблюдения 20, ко второму входу - второй выход модели командной радиолинии 2, к третьему входу - пятый выход модели движения космического корабля 7, к четвертому входу - третий выход модели системы управления бортовым комплексом 10. Первый вход-выход пульта контроля и управления тренировкой 1 подключен к пятому входу-выходу модели бортового цифрового вычислительного комплекса 9, второй вход-выход - к входу-выходу модели движения космической станции 3, а третий вход-выход - к входу-выходу средств имитации связи «Борт-Земля» 23. Выход модели движения космической станции 3 подключен к первому входу модели системы взаимных измерений 6, а первый выход модели бортового цифрового вычислительного комплекса 9 подключен к первому входу модели командной радиолинии 2, третий выход - через второй блок формирования форматов 15 ко второму входу пульта космонавтов 22, а первый вход-выход модели бортового цифрового вычислительного комплекса 9 подключен к входу-выходу модели датчиков 4, второй вход-выход - к входу-выходу модели измерителя линейного ускорения 5, а третий вход-выход - к входу-выходу модели системы взаимных измерений 6, четвертый вход-выход - к первому входу-выходу модели системы управления бортовым комплексом 10, шестой вход-выход - к входу-выходу модели построителя местной вертикали 13. Первый выход модели движения космического корабля 7 подключен ко второму входу модели системы взаимных измерений 6, четвертый выход - к входу модели построителя местной вертикали 13. Первый выход модели системы управления бортовым комплексом 10 подключен к третьему входу модели движения космического корабля 7, первый вход модели системы управления бортовым комплексом 10 подключен ко второму выходу модели исполнительных органов комбинированной двигательной установки 8, а второй вход-выход модели системы управления бортовым комплексом 10 подключен к первому входу-выходу устройств сопряжения с объектом 16, третий вход-выход - к входу-выходу модели блока управления перемещением объекта 17. Вход-выход пульта космонавтов 22 подключен ко второму входу-выходу устройств сопряжения с объектом 16, выход которых подключен к первому входу модели блока управления перемещением объекта 17. Выход модели датчиков 4 подключен ко второму входу блока управления перемещением объекта 17, выход которого подключен к первому входу модели исполнительных органов комбинированной двигательной установки 8. К третьему входу пульта космонавтов 22 подключена ручка управления движением 26, к четвертому входу - ручка управления ориентацией 28.

Пульт контроля и управления тренировкой 1 предназначен для задания «сценария полета» и начальных условий тренировки, запуска и оперативного контроля хода тренировки, ввода отказов, останова и завершения тренировки.

Модель командной радиолинии 2 обеспечивает автоматизированный ввод с пульта контроля и управления тренировкой 1 (имитирующего «Центр управления полетами (ЦУП)») в модель бортового цифрового вычислительного комплекса 9 команд управления моделью исполнительных органов комбинированной двигательной установки 8 на отработку разгонных и тормозных импульсов.

Модель движения космической станции 3 обеспечивает вычисление текущего вектора состояния центра масс космической станции, а также параметры ориентации космической станции во внешнем пространстве.

Модель движения космической станции 3 описывается следующей системой уравнений:

1. Уравнения орбитального движения в векторной форме:

где - оператор локальной производной;

r - радиус-вектор центра масс;

e_r=r/r - орт радиус-вектора;

V - скорость поступательного движения;

Ω - абсолютная угловая скорость орбитальной системы координат;

C - удельный кинетический момент в орбитальном движении;

a=(a₀, a₁, a₂, a₃) - кватернион преобразования систем координат (инерциальной в орбитальную);

a·Ω - кватернионное умножение;

g - ускорение от второй гармоники геопотенциала;

f_a - ускорение от аэродинамической силы;

µ=398601,3 км³·с^-2 - гравитационный параметр Земли;

J₂=1,802628·10^-3 - коэффициент при второй зональной гармонике в разложении геопотенциала.

2. Уравнения вращения относительно центра масс (ориентация) в векторной форме:

2.1 Динамические уравнения Эйлера

2.2 Кинематические уравнения для кватерниона

где ω - абсолютная угловая скорость космической станции;

b=(b₀, b₁, b₂, b₃) - кватернион преобразования систем координат (инерциальной в связанную космической станции);

J^с·ω - матричное умножение;

M^с - главный момент внешних сил относительно центра масс космической станции;

- главный вектор внешних сил;

J^C - тензор инерции космической станции, определенный в его центре масс.

Модель датчиков 4 обеспечивает вычисление значений проекций абсолютной угловой скорости космического корабля на связанные оси координат.

Описание функции, моделирующей датчики, имеет следующее математическое выражение:

(I_dus, U_dus, F_dus)=BDUS (K_dus, ω).

1. Входные переменные:

Logical: (Признаки команд на включение комплекта датчиков угловых скоростей 1 (2, 3))

Real: ω=(ω₁, ω₂, ω₃); (Абсолютная угловая скорость космического корабля в проекциях на его связанные оси координат)

2. Выходные переменные:

Logical: (Квитанции в модель системы управления бортовым комплексом 10 об исполнении команд включения комплекта датчиков угловых скоростей 1 (2, 3))

Real: (Аналоговые выходные сигналы, характеризующие проекции абсолютной угловой скорости космического корабля в проекциях на его связанные оси координат, - для модели блока управления перемещением объекта 17)

(Дискретные выходные сигналы, характеризующие проекции абсолютной угловой скорости космического корабля на его связанные оси координат, - для модели бортового цифрового вычислительного комплекса 9).

Модель измерителя линейного ускорения 5 обеспечивает вычисление значений проекций ускорения центра масс космического корабля на связанные оси координат.

Описание функции, моделирующей измеритель линейного ускорения, имеет следующее математическое выражение:

1. Входные переменные:

Logical: (Признаки команд на включение выбранного комплекта измерителя линейного ускорения 1 (2, 3))

Real: (Производные правых частей уравнений орбитального движения космического корабля, в проекциях на его связанные оси)

2. Выходные переменные:

Logical: (Квитанции в модель системы управления бортовым комплексом 10 об исполнении команд на включение выбранного комплекта измерителя линейного ускорения 1 (2, 3))

Real: (Значения частот, характеризующих проекции на связанные оси космического корабля «видимого ускорения» его центра масс)

Модель системы взаимных измерений 6 обеспечивает вычисление параметров относительного движения космического корабля и космической станции на всех этапах сближения, а также выработку признаков состояния радиоканалов связи космического корабля и космической станции.

Описание функции, моделирующей систему взаимных измерений, имеет следующее математическое выражение:

1. Входные переменные:

Logical: (Признаки команд на включение выбранного комплекта системы взаимных измерений 1 (2))

Test, (Признак команды включения выбранного комплекта системы взаимных измерений в режим тест-контроля)

KrugP, (Признак команды включения выбранного комплекта системы взаимных измерений в режим кругового поиска)

SectP, (Признак команды включения выбранного комплекта системы взаимных измерений в режим секторного поиска)

RO; (Признак команды включения выбранного комплекта системы взаимных измерений в режим ориентации)

Real: ρ, (Относительная дальность центров масс космических корабля и станции)

(Относительная скорость центров масс космических корабля и станции)

(Абсолютная угловая скорость линии визирования, проходящей через центры масс космических корабля и станции в проекциях на визирные оси координат)

ω=(ω₁, ω₂, ω₃); (Абсолютная угловая скорость космического корабля в проекциях на его связанные оси координат)

2. Выходные переменные:

Logical: (Квитанции в модель системы управления бортовым комплексом 10 об исполнении команд на включение выбранного комплекта системы взаимных измерений 1 (2))

RTK, (Признак в модель бортового цифрового вычислительного комплекса 9 о переходе системы взаимных измерений в режим тест-контроль)

RF, (Признак в модель бортового цифрового вычислительного комплекса 9 о переходе системы взаимных измерений в режим функционирования)

SNC, (Признак сигнала «Наличие цели» в модель бортового цифрового вычислительного комплекса 9)

АО, (Признак в модель бортового цифрового вычислительного комплекса 9 об окончании переходных процессов в канале ориентации)

Zahvat, (Признак формирования канала дальности в модель бортового цифрового вычислительного комплекса 9)

AS, (Признак в модель бортового цифрового вычислительного комплекса 9 об окончании переходных процессов в канале автосопровождения)

BazaAO, BazaAR, (Признаки измерения взаимного крена космических корабля и станции по базам АО и АР)

Рr, (Признак в модель бортового цифрового вычислительного комплекса 9 о переходе системы взаимных измерений в режим причаливания)

Real: ρ_sνi, (Расстояние между антеннами канала дальности комплектов системы взаимных измерений космических корабля и станции)

(Относительная скорость антенн канала дальности комплектов системы взаимных измерений космических корабля и станции)

(Абсолютная угловая скорость линии визирования, проходящей через антенны канала дальности комплектов системы взаимных измерений космических корабля и станции)

ψ_sνi, θ_sνi, (Углы пеленга линии визирования, проходящей через антенны стыковочных узлов космических корабля и станции)

γ_r; (Угол взаимного крена космических корабля и станции)

Модель движения космического корабля 7 обеспечивает вычисление текущего вектора состояния центра масс космического корабля, а также параметры ориентации космического корабля во внешнем пространстве.

Модель движения космического корабля 7 описывается следующей системой уравнений:

1. Уравнения орбитального движения в векторной форме:

где - оператор локальной производной;

r - радиус-вектор центра масс;

е_r=r/r - орт радиус-вектора;

V - скорость поступательного движения;

Ω - абсолютная угловая скорость орбитальной системы координат;

С - удельный кинетический момент в орбитальном движении;

a=(a₀, a₁, a₂, a₃) - кватернион преобразования систем координат (инерциальной в орбитальную);

а·Ω - кватернионное умножение;

g - ускорение от второй гармоники геопотенциала;

f_a- ускорение от аэродинамической силы;

u - управляющее ускорение от комбинированной двигательной установки;

µ=398601,3 км³·с^-2 - гравитационный параметр Земли;

J₂=1,802628·10^-3 - коэффициент при второй зональной гармонике в разложении геопотенциала.

2. Уравнения вращения относительно центра масс (ориентация) в векторной форме:

2.1 Динамические уравнения Эйлера

2.2 Кинематические уравнения для кватерниона

где ω - абсолютная угловая скорость космического корабля;

b=(b₀, b₁, b₂, b₃) - кватернион преобразования систем координат (инерциальной в связанную космического корабля);

J^c·ω - матричное умножение;

M^c - главный момент внешних сил относительно центра масс космического корабля;

- главный вектор внешних сил;

J^c - тензор инерции космического корабля, определенный в его центре масс.

2.3 Вычисление параметров относительного движения

2.3.1 Вектор относительной дальности ρ:

ρ=r_s-r_k,

где r_s, r_k - радиус-векторы космической станции и космического корабля.

2.3.2 Вектор относительной скорости ν_r

вычисление:

ν_r=V_s-V_k,

дифференциальное уравнение (определение):

где V_s, V_k - скорости космической станции и космического корабля.

Ω_лв - абсолютная угловая скорость линии визирования.

2.3.3 Вычисление лучевой скорости (скорости сближения)

V_rl=(ρ,ν_r)/ρ

2.3.4 Вычисление абсолютной угловой скорости линии визирования Ω_лв=[ρ,ν_r]/ρ²

2.3.5 Определение ортов базисов визирной (лучевой) системы координат

l₁=ρ/ρ, l₂=Ω_лв/Ω_лв, l₃=[l₁,l₂]

Модель исполнительных органов комбинированной двигательной установки 8 обеспечивает на всех этапах сближения вычисление управляющих линейного ускорения и момента соответственно в поступательном и вращательном движениях космического корабля.

Описание функции, моделирующей исполнительные органы комбинированной двигательной установки, имеет следующее математическое выражение:

(I_kdu,u,М^c)=KDU(K_kdu,T,τ)

1. Входные переменные:

Logical: (Признаки включения каналов Х (Y, Z) комбинированной двигательной установки)

Real: T=(T₁, T₂, T₃), (Периоды работы двигателей комбинированной двигательной установки в каналах Х (Y, Z))

τ=(τ₁, τ₂, τ₃); (Времена работы двигателей комбинированной двигательной установки в каналах Х (Y, Z))

2. Выходные переменные:

Logical: (Признаки работы составных частей комбинированной двигательной установки: сближающее-корректирующий двигатель, двигатели причаливания-ориентации (большие и малые), выдаваемое в модель системы управления бортовым комплексом 10)

Real: u=(u₁, u₂, u₃), (Управляющее ускорение центра масс космического корабля в проекциях на его оси координат)

(Управляющий момент относительно центра масс космического корабля в проекциях на его оси координат)

Модель бортового цифрового вычислительного комплекса 9 обеспечивает имитацию в тренажере в автоматическом режиме функционирования оборудования и систем космического корабля на всех этапах полета: при старте и выведении космического корабля на орбиту ожидания, при выдаче команды для формирования разгонного импульса, обеспечивающего переход на орбиту космической станции, при выдаче команды для формирования тормозного импульса при сближении космического корабля с космической станцией, при зависании космического корабля для построения плоскости облета космической станции, при автоматическом облете космической станции, при зависании для согласования связанной системы координат космического корабля и системы координат стыковочного узла космической станции с последующим выполнением причаливания и стыковки космического корабля с космической станцией, при отделении космического корабля от космической станции, при облете и перестыковке космического корабля к космической станции, при спуске и приземлении космического корабля.

Модель системы управления бортовым комплексом 10 на всех режимах функционирования в тренажере обеспечивает имитацию управления бортовыми системами и оборудованием космического корабля.

Модель построителя местной вертикали 13 обеспечивает имитацию в автоматическом режиме совмещения оси ординат космического корабля с местной вертикалью.

Описание функции, моделирующей построитель местной вертикали, имеет следующее математическое выражение (см. Управление ориентацией космических аппаратов. Б.В.Раушенбах, Е.Н.Токарь. М.: «Наука», 1974. - 600 с.):

1. Входные переменные:

Logical: (Признаки команд на включение выбранного комплекта построителя местной вертикали 1 (2, 3))

Real: A_, ₂=(А₁₂, А₂₂, А₃₂), (Проекции орта местной вертикали на связанные оси координат космического корабля)

2. Выходные переменные:

Logical: , (Квитанции в модель системы управления бортовым комплексом 10 об исполнении команд на включение выбранного комплекта построителя местной вертикали 1 (2,3))

SNP, (Сигнал «наличия поля» - признак «Земля в поле зрения построителя местной вертикали»)

Real: u_t, u_k, (Значения сигналов канала тангажа и крена, зависящих от величины рассогласования местной вертикали и оси Y связанной системы координат космического корабля)

Модель блока управления перемещением объекта 17 обеспечивает имитацию в ручном режиме управления линейными и угловыми перемещениями космического корабля.

Описание функции, моделирующей блок управления перемещением объекта, имеет следующее математическое выражение (K_bupo, Т, τ)=BUPO (I_ruo, I_rud, U, U_dus)

1. Входные переменные:

Logical: I_ruо, I_rud, (Признаки выбора ручек управления)

Real: U=(U₁, U₂, U₃), (Проекции вектора уставок, зависящих от величины отклонения РУО от нейтрали)

(Аналоговые выходные сигналы, характеризующие проекции абсолютной угловой скорости космического корабля на его связанные оси координат)

2. Выходные переменные:

Logical: