Management decision support algorithm for autonomous spacecraft’s control in the planet’s atmosphere

Full Text

Введение Наиболее сложным этапом осуществления космических экспедиций по изучению планет Солнечной системы является спуск космического аппарата (КА) в их атмосферах. Значительные проблемы при формировании управленческих решений на этом этапе могут возникнуть по следующим причинами: - неточность знания параметров атмосфер, в первую очередь их плотности, что может привести к существенным отклонениям реальных траекторий движения КА от оптимальных; - возможные навигационные погрешности, а также неточности проведения коррекций движения КА на этапе межпланетного перелета, определения орбитальных параметров полета аппарата, работы исполнительных органов и др. При этом параметры входа КА в атмосферу, в первую очередь высота условного перицентра , могут существенно отличаться от номинальных; - невозможность оперативного информационного взаимодействия с наземными станциями, что приводит к необходимости решения задач идентификации полетных ситуаций и выработки управленческих решений бортовыми средствами. В результате неблагоприятного стечения указанных обстоятельств могут возникнуть нештатные ситуации, приводящие в том числе к срыву программ полета. Вышеизложенные факторы предопределяют необходимость выработки автономных управленческих решений по проведению оперативных коррекций траекторий движения КА на атмосферном участке в условиях жестких временных ограничений. Формирование аналитических зависимостей компактного вида дает возможность создания высокоэффективных алгоритмов для формирования базовых решающих правил, охватывающих максимально возможные случаи возникающих полетных ситуаций и применяемых для парирования негативных тенденций в практически любых складывающихся условиях. Синтезу автономных алгоритмов управления КА при спуске в атмосфере Земли посвящены фундаментальные работы [1-5]. Их результаты использовались при создании алгоритмов управления в атмосферах планет. Вместе с тем следует отметить, что применение существующих алгоритмов без соответствующих корректив в большинстве случаев невозможно из-за специфических условий полета в атмосферах планет Солнечной системы. 1. Формирование базовых решающих правил при управлении КА в атмосфере Математическая модель движения КА описывается системой обыкновенных дифференциальных уравнений в скоростной системе координат с учетом влияния гравитационных, аэродинамических, центробежных и кориолисовых сил в центральном поле тяготения: где V - скорость КА, км/c; - угол наклона вектора скорости к местному горизонту, градусы; ε - угол между проекцией вектора скорости на местный горизонт и местной параллелью, градусы; h - высота полета КА над поверхностью планеты, км; λ и - геоцентрические долгота и широта, градусы; m - масса КА, кг; R - экваториальный радиус планеты, км; ρ - плотность атмосферы, кг/м3; μ - произведение гравитационной постоянной на массу планеты, км3/сек2; - радиус-вектор в ареоцентрической экваториальной системе координат, км; - приведенная нагрузка на лобовую поверхность КА, кг/м2; - аэродинамическое качество; γ - угол крена, градусы; α - угол атаки, градусы, - угловая скорость вращения планеты; Cx - аэродинамический коэффициент лобового сопротивления; Сy - аэродинамический коэффициент подъемной силы; - ускорение свободного падения, м/с2; S - площадь Миделева сечения, м2 Учитывались допущения о малости угла наклона вектора скорости к местному горизонту на ограниченных участках траектории движения КА [6-9]: Кроме того, использовались упрощения исходных систем дифференциальных уравнений, связанные с допущением об экспоненциальном характере изменения плотности атмосферы от высоты и о преобладании аэродинамической силы над суммой гравитационной, центробежной и кориолисовой сил при полете КА в атмосфере [8; 10; 11]: В качестве исходной рассматривалась система уравнений (1). С учетом указанных преобразований и допущений она перепишется в виде где и - рекуррентные кусочно-постоянные зависимости на конечных интервалах траекторий полета КА [6; 12; 13]: Очевидно, что для проведения высокоточных ускоренных расчетов использовать систему уравнений (2) можно лишь в условиях достаточно частого уточнения текущих параметров движения КА и при прогнозировании траекторий дальнейшего полета аппарата на ограниченных временных интервалах. Это обеспечивается при условии разработки на основе уравнений (2) рекуррентных соотношений для расчета координат полета КА на конечных интервалах кусочного постоянства рассмотренных выше переменных и . Новизной разрабатываемого метода является переход к независимому аргументу - плотности атмосферы планеты на высоте полета КА. Это обусловлено не только целесообразностью снижения порядка системы дифференциальных уравнений, но и тем, что на основе измерений этого параметра осуществляется идентификация полетных ситуаций КА с последующей выработкой рекомендаций по принятию управленческих решений. Вариация плотности атмосферы оказывает значительное влияние на характер траекторий движения КА. В этих условиях только оперативное парирование таких воздействий позволяет обеспечить эффективное решение задач космических миссий - спуска КА в атмосфере и выведения на спутниковые орбиты планеты. Эти зависимости с учетом указанных допущений преобразуются в виде Используемые в этих зависимостях переменные описаны при рассмотрении системы дифференциальных уравнений (1). После введения замены переменной получим систему уравнений пятого порядка: Интегрируя второе уравнение системы (3), определим закон изменения угла в зависимости от параметра где Здесь и далее индекс 0 характеризует значения соответствующих переменных в начале интервалов кусочного постоянства вышеуказанных параметров. Для получения закона изменения скорости полета от величины проинтегрируем первое уравнение системы (4): Зависимость курсового угла от плотности атмосферы на высоте полета КА можно получить в результате интегрирования третьего дифференциального уравнения системы (3) с учетом формулы (4): Соотношение между значениями курсового и траекторного углов можно записать следующим образом: где Аналитические соотношения (4)-(6) позволяют определить траекторные параметры пространственного движения КА в атмосфере при известных начальных условиях, весовых и проектно-баллистических характеристиках аппарата и параметров атмосферы. На интервалах кусочного постоянства функций и и параметров начальные значения скорости , траекторного и курсового углов и , конечные величины соответствующих параметров на предыдущем -м интервале определяются Для составления базовых решающих правил, выступающих основой формирования управленческих решений в условиях неопределенности полета КА, использовались разработанные аналитические зависимости траекторных координат от плотности атмосферы, то есть от параметра, являющегося определяющим источником возмущающих влияний на динамику движения аппарата. Такое структурное построение расчетных соотношений позволяет разработать формулы для определения параметров корректирующих управляющих воздействий в зависимости от текущих (в том числе и от возмущенных) положений КА. Анализ зависимостей (4), (5) показывает, что управляющие функции , влияющие на характер движения КА в продольной плоскости, содержатся в явном виде в дифференциальном уравнении для расчета траекторного угла , а влияющие на боковое маневрирование аппарата - в уравнении для определения курсового угла . Это дает возможность формирования решающих правил в виде аналитических зависимостей типа [14] на основе соотношений (4) и (5). Преобразуем уравнение для вычисления траекторного угла в зависимости от плотности атмосферы к виду В результате формулу для определения управляющих воздействий аэродинамическими силами на интервалах кусочного постоянства запишем следующим образом: Анализ данной зависимости позволяет оценить качественный характер влияния возможных отклонений плотности атмосферы от заранее прогнозируемых значений на корректирующие управляющие воздействия . Нетрудно видеть, что возрастание плотности приводит к необходимости увеличения управляющей функции на траекториях снижения КА в атмосфере, то есть при , и к уменьшению на участках рикошета траектории полета, где высота движения аппарата возрастает и соблюдается неравенство . Причем изменение величины может быть достигнуто за счет варьирования как угла крена , так и угла атаки , влияющего на аэродинамический коэффициент подъемной силы , а следовательно, и на величину аэродинамического качества. Для составления функциональной зависимости вариаций управляющей функции от отклонений плотности атмосферы воспользуемся формулой Окончательная зависимость для расчета будет иметь вид Итак, с помощью представленного соотношения (7) могут быть определены корректирующие программы управления КА в зависимости от возможных отклонений плотности атмосферы от заранее прогнозируемых значений. Как видно, для одинаковых отклонений величины будут больше при полете КА на меньших высотах, то есть в условиях повышенной плотности атмосферы, а также при большей крутизне траекторий полета аппарата. Для составления зависимости между управляющими воздействиями и параметрами движения КА в боковом направлении воспользуемся соотношением (6). После его преобразования получим формулу Как и в рассмотренном выше случае коррекции траекторных углов полета КА в моменты времени измеряются значения плотности атмосферы и перегрузки . С учетом этих значений рассчитывается скорость движения КА: Зная скорость при и параметры и в моменты предыдущих измерений , определим уточненные значения широты подспутниковой точки КА и коэффициента , входящих в формулу (9): По формуле (8) определяется текущая величина курсового угла , которая сравнивается с прогнозируемым номинальным значением на оптимальных траекториях полета, соответствующим измеренным значениям плотности атмосферы . Отклонения значений от компенсируются за счет реализации в момент времени корректирующей программы управления , определяемой на основе зависимостей (8): Анализ данного уравнения показывает, что фактором, в наибольшей степени определяющим значения , является различие между текущими и прогнозируемыми значениями курсовых углов траектории движения КА и . Эти углы, в свою очередь, существенно влияют на значения боковой дальности спуска аппарата в атмосфере . Следовательно, требования к точности вычисления корректирующих функций в значительной мере определяются допустимыми погрешностями в определении дальности . Учитывая, что приоритетные задачи планируемых программ исследования дальнего космоса не связаны с обеспечением высокоточной посадки КА в области достаточно малых размеров на поверхности планет назначения (существующие технические требования к проведению экспедиций дальнего космоса определяют необходимость выполнения спуска аппаратов в некоторые укрупненные районы без жесткой привязки к конкретным географическим координатам точки посадки на поверхности планеты), приемлемое управление спускаемыми аппаратами в боковом направлении может быть обеспечено при реализации корректирующих воздействий, рассчитываемых в соответствии с зависимостью (9). Итак, с использованием уравнения (9) можно определить необходимые корректирующие воздействия на динамику полета КА в боковом направлении на основе измерений плотности атмосферы и перегрузки в зависимости от отклонений параметров реальных траекторий от номинальных. С помощью соотношений (4)-(9) можно выполнить оперативное нахождение корректирующих программ управления КА и реализовать движение КА в атмосфере по траекториям, близким к оптимальным, даже в условиях значительных воздействий возмущающих факторов на динамику полета аппарата. 2. Алгоритм поддержки принятия управленческих решений при спуске КА в атмосферах планет На основе преобразования данных в процессе диагностики полетных ситуаций осуществляется автономная выработка управляющих воздействий на КА. Этот этап является наиболее сложным при формировании алгоритмов управления. Существующие аналоги способов выработки управленческих решений в основном базируются на применении заранее установленных соотношений между параметрами идентифицируемого состояния КА и командными воздействиями. Вместе с тем могут возникать такие полетные ситуации, при которых практически невозможно заранее сформулировать необходимые логические соотношения. Например, при входе в атмосферу планеты условия полета КА могут отличаться от номинальных в достаточно широких пределах по значительному числу параметров: крутизне траектории, скорости полета, нарастанию перегрузки, плотности атмосферы и т. д. Вышеизложенные факторы предопределяют необходимость выработки автономных управленческих решений при полете КА на атмосферном участке в условиях жестких временных ограничений [15-20]. Следует отметить, что основная сложность решения этой задачи в необходимости определения управляющих корректирующих воздействий на основе анализа нелинейных систем дифференциальных уравнений, не имеющих аналитических решений. Опишем основные этапы процесса выработки и принятия управленческих решений. Этап 1. Основным целевым назначением блока идентификации полетных ситуаций является оценка уровня совпадения параметров реальных траекторий движения КА с соответствующими параметрами номинальной траектории. Отметим, что наиболее важным параметром, определяющим основной признак сравнения качественного характера реального и номинального движения КА, является угол наклона вектора скорости к местному горизонту (траекторный угол) . Значительные отклонения этого параметра могут свидетельствовать о чрезмерном изменении крутизны траектории полета КА и о возможных нарушениях целей космических миссий (вылет КА из атмосферы вместо посадки спускаемого аппарата на поверхность планеты, превышение максимальных перегрузок и температур сверх допустимых значений). Для расчета параметров реального движения КА измерительными средствами блока, в частности датчиками измерения плотности атмосферы, с достаточно малыми интервалами времени определяются значения плотности атмосферы на различных высотах полета КА . На основании измеренных значений плотности атмосферы рассчитываются значения траекторного угла на реальных траекториях движения КА. В результате формируется массив значений , соответствующих плотностям атмосферы , измеренным в моменты времени на различных высотах . Путем сравнения расчетных величин с номинальными для каждого момента измерений делается вывод о необходимости (или ее отсутствии) проведения коррекций траекторий движения КА. Причем рекомендации по их проведению даются при устойчивом нарастающем характере отклонения значений относительно : Таким образом, необходимо проведение коррекций при наступлении следующих формализованных событий для каждого момента измерений : В случаях невыполнения указанных условий или при их выполнении не для всех моментов измерений решение о проведение коррекций движения КА переносится до наступления событий или . При этом событие соответствует необходимости проведения коррекций, предусматривающих снижение аэродинамического качества, то есть либо увеличение угла крена , либо отклонение угла атаки от положения, соответствующего максимальному значению аэродинамического коэффициента подъемной силы. При наступлении события необходимо увеличивать аэродинамическое качество КА. Итак, с помощью проведения измерений бортовыми средствами блока идентификации полетных ситуаций устанавливается необходимость проведения оперативных коррекций траекторий движения КА в атмосфере путем изменения аэродинамического качества. Этап 2. После выявления признаков отклонения реальных траекторий движения КА от прогнозируемых на средства машины логических заключений выдается формализованная информация о наступлении событий или , на основании которых определяются параметры корректирующей программы управления КА. При полете КА по более пологим траекториям, по сравнению с номинальными, то есть при возникновении угрозы несанкционированного вылета спускаемого аппарата из атмосферы (событие ), целесообразно применять программу постепенного уменьшения аэродинамического качества с непрерывным контролем изменения крутизны траектории. При резком снижении аэродинамического качества до нулевого или отрицательного значений может наступить процесс интенсивного уменьшения высоты полета, что приведет к возрастанию максимальных перегрузок и температур, действующих на КА, сверх допустимых значений. В случаях наступления события целесообразно, как можно быстрее, переводить КА на режим полета с нулевым углом крена, то есть с максимально возможным значением эффективного аэродинамического качества на заданном балансировочном углу атаки . При этом угол следует выбирать из условия сокращения разницы между траекторными углами для реальной и номинальной траекторий. Информация о расчетных значениях отклонений углов поступает из машины логических заключений в базу знаний, где вырабатываются решающие правила для коррекции движения КА, после чего сформированная программа управления вновь поступает на средства машины логических заключений. Формальная запись базовых решающих правил, определяющих программу изменения аэродинамического качества, составленную на основе разработанной зависимости (8), имеет следующий вид: Из рассмотрения представленного правила нетрудно увидеть, что при положительных отклонениях значений угла наклона вектора скорости к местному горизонту , следовательно, при снижении плотности атмосферы, корректирующие значения аэродинамического качества снижаются, а при отрицательных - увеличиваются. Для окончательного принятия решения о целесообразности реализации рекомендуемой корректирующей программы управления информация о сформированных решающих правилах передается на блок моделирования и прогнозирования параметров движения КА для проверки корректности разработанной программы. Этап 3. Эффективность проведения коррекций движения КА при спуске на аэродинамическом участке во многом определяется частотой измерений плотности атмосферы планеты, последующих расчетов траекторных углов полета и формирования программ управления. Наряду с перечисленным важным фактором обеспечения надежности реализации корректирующих воздействий является проверка правильности рекомендуемых управленческих решений путем прогнозирования участков полета КА после исполнения программ управления. Средствами блока моделирования и прогнозирования после каждого обновления корректирующих программ проводится прогнозирование последующих участков полета КА. При этом считается, что корректирующая программа составлена правильно, если после ее реализации обеспечивается уменьшение отклонений между траекторными углами . В противных случаях в программу управления вносятся итерационные поправки по изменению углов крена и/или атаки для снижения отклонений . Несмотря на возможный итерационный характер вычислительного процесса, расчет прогнозируемых параметров движения КА обеспечивается на высоком уровне оперативности. Это достигается, во-первых, за счет использования аналитических зависимостей компактного вида и, во-вторых, из-за прогнозирования только начального этапа траекторий полета после проведения коррекции. По результатам расчетов делается вывод о характере эволюции отклонений . После выполнения условий об установлении факта сокращения рассогласований между расчетными и номинальными значениями траекторных углов принимаются решения об исполнении разработанных программ управления аэродинамическим качеством. Такой процесс поддержки принятия и реализации управленческих решений продолжается в течение всего полета КА на атмосферном участке до момента посадки на поверхность планеты. На рис. 1 представлена схема функционирования системы управления в процессе принятия решений при управлении КА в атмосфере. Рис. 1. Схема функционирования системы управления при спуске КА в атмосфере Figure 1. Diagram of the operation of the control system during the spacecraft descent in the atmosphere градусы degrees t, с sec γθγ, градусы degrees θ,h, км km Рис. 2. Изменение высоты , траекторного угла , перегрузки и угла крена при использовании алгоритма управления КА в атмосфере Марса: = 60 км/с; ; = 0,5; ; сплошные линии - номинальная траектория; штриховые линии - возмущенная траектория Figure 2. Change altitude , trajectory angle , overload and roll angle when using the spacecraft control algorithm in the Martian atmosphere: = 6 km/s; ; = 0.5; ; solid lines - nominal trajectory; dashed lines - perturbed trajectory Для оценки работоспособности алгоритма управления приведены наиболее характерные примеры парирования возмущающих воздействий при спуске КА в атмосферах Марса и Юпитера. На рис. 2 представлены зависимости высоты полета , угла наклона вектора скорости к местному горизонту , управляющего угла крена , перегрузки от времени спуска для номинальной и возмущенной траекторий спуска КА в атмосфере Марса. При проведении расчетов возмущенной траектории угол входа КА в атмосферу определялся с помощью датчика случайных величин с использованием нормального закона распределения параметра при математическом ожидании, равном номинальному значению , и дисперсии, соответствующей величине навигационного коридора входа км [6; 20]. Так, для представленной на рис. 3 возмущающей траектории . Для определения номинальных траекторий в случаях положительных отклонений абсолютных значений δ использовалась минимальная модель плотности атмосферы Марса (- угол входа в атмосферу при возмущенной траектории, - угол входа в атмосферу при номинальной траектории), а при расчете возмущенных траекторий - максимальная модель. В случаях δ номинальные траектории рассчитывались для максимальной модели, а возмущенные - для минимальной. γ, градусы degrees h, км km θ, градусы degrees γθt, с sec Рис. 3. Изменение высоты , траекторного угла , перегрузки и угла крена при использовании алгоритма управления КА в атмосфере Юпитера: = 60 км/с; = 0,6; ; сплошные линии - номинальная траектория; штриховые линии - возмущенная траектория Figure 3. Change altitude h, trajectory angle θ, overload and roll angle γ when using the spacecraft control algorithm in the atmosphere of Jupiter: = 60 km/s; = 0.6; ; solid lines - nominal trajectory; dashed lines - perturbed trajectory Из рассмотрения представленных зависимостей видно, что для компенсации достаточно большого рассогласования траекторных углов, достигающего ~ к 85-й секунде движения КА в атмосфере, осуществляется уменьшение значения угла крена . Так, от входа КА в атмосферу до 85-й секунды полета угол снижается от до . С этой же целью отрабатывается более раннее переключение аэродинамического качества на положительное значение. Учитывая малую плотность атмосферы на начальном участке полета и значительные отклонения углов от номинальных, реализуемая программа управления позволяет лишь замедлить темп роста рассогласования траекторных углов: к моменту переключения угла величина δ снижается лишь до . На этом участке спуска перегрузка, действующая на КА, примерно на 2-3 единицы больше, чем на номинальной траектории. Существенное сближение траекторий наступает после того, как эффективное аэродинамическое качество принимает положительное значение и происходит плавное снижение угла крена от до нуля. Так, к моменту рикошета траектории аппарата отклонение δ уменьшается до , а к 210-й секунде полета в атмосфере - до . В дальнейшем для предотвращения роста углов относительно номинальных значений отрабатывается увеличение угла от . Следует отметить, что максимальная перегрузка на возмущенной траектории незначительно (примерно на 1,5 единицы) превышает расчетное номинальное значение. На рис. 3 приведены результаты расчетов параметров спуска КА в атмосфере Юпитера на номинальной и возмущенной траекториях: высоты , углов и , перегрузки . Как и при расчете номинальной траектории полета КА в атмосфере Марса, рассматривалась программа одноразового переключения угла крена с на . Отклонение угла входа КА в атмосферу на возмущенной траектории от номинального значения определялось с учетом нормального закона распределения параметра внутри навигационного коридора входа по высоте условного перицентра, равного км [6]. При расчете номинальной траектории использовалась средняя (номинальная) модель плотности атмосферы Юпитера, а при моделировании возмущенной траектории применялась либо максимальная модель (при большей крутизне траектории входа), либо минимальная (при меньшей крутизне). Это соответствует наименее благоприятному сочетанию навигационных ошибок и вариаций плотности атмосферы с точки зрения увеличения максимальных перегрузок и температур в первом случае и возможности несанкционированного вылета из атмосферы - во втором. Для приведенного варианта расчета возмущенной траектории угол входа КА в атмосферу составляет (для номинальной траектории ), что соответствует выбору минимальной модели. В связи с чрезвычайно высокой скоростью движения КА и сравнительно малой плотностью атмосферы на начальном участке полета отличие крутизны номинальной и возмущенной траекторий сначала увеличивается. Так, если в момент входа КА в атмосферу отклонение δ составляет , то к 25-й секунде полета оно возрастает до . При этом управляющий угол монотонно увеличивается, достигнув своего максимума к 40-й секунде полета. Применение такой корректирующей программы позволяет лишь замедлить темп роста рассогласования δ. Другим фактором замедления роста δ является более позднее переключение (примерно на 7 секунд) эффективного аэродинамического качества на положительное значение. После реализации переключения углы на возмущенной траектории начинают приближаться к своим номинальным значениям: отклонение δ через 8 секунд после момента переключения уменьшается до . Для дальнейшего снижения величины δ управляющий угол возрастает, достигая к 100-й секунде своего локального максимума, равного . Использование такой программы управления уже к 115-й секунде полета КА в атмосфере обеспечивает качественное совпадение возмущенной и номинальной траекторий с отклонениями δ, не превышающими . В связи с этим угол снижается до своего номинального значения . Как и следовало ожидать, в связи с меньшей крутизной начального участка возмущенной траектории полета максимальная перегрузка несколько меньше (~ на 10 единиц) соответствующего значения для номинальной траектории. Таким образом, проведенные расчеты, часть из которых представлена на рис. 2 и 3, показали высокую эффективность применения алгоритма управления эффективным аэродинамическим качеством при спуске КА в атмосферах Марса и Юпитера. Даже при наиболее неблагоприятных сочетаниях навигационных ошибок и вариаций плотности атмосферы отработка составленных корректирующих программ управления в большинстве случаев обеспечивает качественное совпадение возмущенных и номинальных траекторий. Разработанные алгоритмы могут быть эффективно применены при движении КА в атмосферах планет при различных краевых условиях, ограничениях, проектных характеристиках аппарата и моделях атмосферы. Разработанный алгоритм поддержки принятия автономных управленческих решений позволяет осуществить устойчивое управление КА относительно номинальных траекторий полета, что обеспечивает возможность надежного выполнения целевых задач космических миссий. Алгоритм может быть эффективно применен при движении КА в атмосферах планет в широком диапазоне изменения краевых условий, ограничений, проектных характеристик аппарата и атмосферы. Заключение С использованием базовых правил рассчитываются корректирующие воздействия при управлении КА в продольной плоскости полета. Разработан алгоритм поддержки принятия управленческих решений при спуске КА в атмосфере планет. Представлены описания процесса взаимодействия отдельных блоков системы автономного управления при идентификации полетных ситуаций, формировании корректирующих программ, проверке корректности принятия рекомендуемых решений. Сформированы аналитические зависимости для расчета траекторий движения КА на атмосферном участке полета. В основу расчета параметров движения КА в атмосфере положен алгоритм преобразования исходной системы дифференциальных уравнений, где в качестве независимого аргумента используется плотность атмосферы на высоте полета КА. Такое преобразование обусловлено тем, что с помощью измерений этого параметра может осуществляться идентификация полетных ситуаций с последующей выработкой рекомендаций по принятию управленческих решений. Показано, что при полном качественном совпадении данных, рассчитанных с использованием аналитических зависимостей и результатов численного интегрирования, вычислительные погрешности не превышают 3 %. Заложенные в систему возможности прогнозирования различных динамических режимов полета КА дают возможность принятия оперативных управленческих решений, в том числе в условиях быстро меняющихся ситуаций с КА и в условиях неопределенности. К элементам научной новизны следует отнести структурное построение системы, нацеленность многоэтапного процесса формирования логических заключений на достижение задаваемых целей управления, составление решающих правил в виде аналитических зависимостей от текущего состояния КА, а также возможность автоматизированной идентификации вновь возникающих нештатных ситуаций и последующего накопления базы знаний. Разработанный алгоритм может найти широкое применение при проектировании перспективных миссий ближнего и дальнего космоса.

About the authors

Dmitry A. Orlov

RUDN University

Author for correspondence.
Email: orlov-da@rudn.ru
ORCID iD: 0000-0002-2733-4479
SPIN-code: 5313-6772
Scopus Author ID: 57193905914

Ph.D of Technical Sciences, Associate Professor of the Department of Mechanics and Control Processes, Academy of Engineering

6 Miklukho-Maklaya St, Moscow, 117198, Russian Federation

Sergei A. Kupreev

RUDN University

Email: kupreev-sa@rudn.ru
ORCID iD: 0000-0002-8657-2282
SPIN-code: 2287-2902
Scopus Author ID: 57201885865

Doctor of Sciences (Techn.), Professor of the Department of Mechanics and Control Processes, Academy of Engineering

6 Miklukho-Maklaya St, Moscow, 117198, Russian Federation

Oleg E. Samusenko

RUDN University

Email: samusenko@rudn.ru
ORCID iD: 0000-0002-8350-9384
SPIN-code: 6613-5152

Ph.D of Technical Sciences, Head of the Department of Innovation Management in Industries, Academy of Engineering

6 Miklukho-Maklaya St, Moscow, 117198, Russian Federation

Vitaly M. Melnikov

RUDN University

Email: vitalymelnikov45@yandex.ru
ORCID iD: 0000-0002-2114-7891
Scopus Author ID: 16646368100

Academician of the K.E. Tsiolkovsky Russian Academy of Cosmonautics and International Academy of Informatization, Doctor of Sciences (Techn.), Professor of the Department of Mechanics and Control Processes, Academy of Engineering

6 Miklukho-Maklaya St, Moscow, 117198, Russian Federation

References

Supplementary files