Так как в настоящее время не происходит значительного усложнения структуры моделей процесса посадки, то одновре-менное увеличение быстродействия ПЭВМ вызывает широкое внедрение последних в расчетную инженерную практику.
ТИПИЧНЫЕ СХЕМЫ СПУСКА.
Посадка космических аппаратов на поверхность безатмос-ферной планеты (например,Луны) обычно производится по схеме полета, предусматривающей предварительный перевод КА на планетоцентрическую орбиту ожидания (окололунную орбиту).
Перспективность и преимущество такой схемы посадки опреде-
ляются следующими обстоятельствами: свобода в выборе места
посадки; возможность проверки системы управления непосредс-
· 9 -
твенно перед спуском; возможность уменьшения массы СА, так как часть массы можно оставить на орбите ожидания (напри-мер, топливо или прочный термозащитный отсек для посадки на Землю при возвращении).
После проведения на промежуточной орбите необходимых операций подготовки к спуску включается тормозной двига-тель, и спускаемый аппарат переводится с орбиты ожидания на переходную орбиту - эллипс траектории спуска (рис.1) с пе-рицентром вблизи предполагаемого места посадки. В опреде-ленной точке переходной орбиты вновь включается двигатель и начинается участок основного торможения,на котором решается задача эффективного гашения горизонтальной составляющей вектора скорости СА.
Управление на этом участке производится по программе, обеспечивающей заданные значения координат в конце участка при минимальном расходе топлива; информация при этом посту-пает с инерциальных датчиков.
Заданные конечные значения координат определяют вид но-минальной траектории спуска на последующем участке конечно-го спуска («прецизионном» участке); спуск может осущест-вляться по вертикальной или наклонной траектории.
Типичные траектории полета на основном участке основ-
ного торможения представлены на рис.2. Кривая 1 заканчива-
ется наклонной траекторией конечного спуска, кривая 2 -
· 10 -
вертикальной траекторией.Стрелками показаны направления вектора тяги ракетного двигателя, совпадающие с продольной осью СА. На рис.3 представлена (в увеличенном масштабе) наклонная траектория полета на участке (А,О) конечного спуска.
На участке конечного спуска, измерение фазовых коорди-нат объекта производится радиолокационным дальномером и из-мерителем скорости (доплеровским локатором).
К началу этого участка могут накопиться значительные отклонения (от программных значений) координат, характери-зующих процесс спуска. Причиной этого являются случайные погрешности определения параметров орбиты ожидания, погреш-ность отработки тормозного импульса, недостоверность сведе-ний о гравитационном поле планеты, закладываемых в расчет траектории спуска.
Кроме того, полет на всех участках подвержен действию случайных возмущений - неопределенности величины массы СА, отклонения от номинала тяги тормозного двигателя и т.д. Все это в сочетании с неточностью априорного знания рельефа по-верхности в районе посадки, делает необходимым терминальное управление мягкой посадкой. В качестве исходной информации используются результаты измерения высоты и скорости сниже-ния. Система управления мягкой посадкой должна обеспечить заданную точность посадки при минимальных затратах топлива.
· 11 -
На завершающем участке спуска (см. рис.3) - «верньер-ном» участке (В,О) происходит обычно вертикальный полет СА с глубоким дросселированием тяги тормозного двигателя. Верньерный участок вводится для того, чтобы повысить конеч-ную точность посадки, так как влияние погрешностей опреде-ления параметров траектории на точность посадки СА снижает-ся при уменьшении величины отрицательного ускорения. Кроме того, если тяга непосредственно перед посадкой мала, то уменьшается возможность выброса породы под действием газо-вой струи и уменьшается опрокидывающее воздейсвие на СА от-раженной от поверхности планеты реактивной струи.
ЗАДАЧИ, РЕШАЕМЫЕ СИСТЕМОЙ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ СА.
Таким образом, основное назначение системы управления полетом СА - компенсация возмущений, возникающих в полете или являющихся результатом неточности выведения СА на орби-ту ожидания. СА стартует обычно с орбиты ожидания, поэтому задачи управления естественно разделить на следующие груп-пы:
1.управление на участке предварительного торможения;
2.управление на пассивном участке;
3.управление на участке основного торможения;
· 12 -
4.управление на «верньерном» участке;
Более удобна классификация задач по функциональному назначению (рис.4).
Основной навигационной задачей является (рис.5) изме-рение навигационных параметров и определение по ним текущих кинематических параметров движения (координат и скорости), характеризующих возмущенную траекторию (орбиту) движения СА.
В задачу наведения входит определение потребных управ-ляющих воздействий, которые обеспечивают приведение СА в заданную точку пространсва с заданной скоростью и в требуе-мый момент времени, с учетом текущих кинематическихпарамет-ров движения, определенных с помощью решения навигационной задачи, заданных ограничений и характеристик объекта управ-ления.
Задачу управления можно проиллюстрировать примером -
алгоритмом управления мягкой посадкой СА на Луну. Структур-
ная схема соответствующей системы управления представлена
на рис.6
Радиодальномер измеряет расстояние r до лунной поверх-
ностивдоль определенного направления, обычно совпадающего с
направлением продольной оси СА. Доплеровский локатор дает
информацию о текущем векторе скорости снижения V, инерци-
альные датчики измеряют вектор Q углового положения СА, а
· 13 -
также вектор кажущегося ускорения V.
Результаты измерений поступают на выход управляющего устройства, в котором составляются оценки координат, харак-теризующих процесс спуска (в частности, высоты СА над по-верхностью Луны), и формируются на их основе управляющие сигналы U , U , U , обеспечивающие терминальное управление мягкой посадкой (O - связанная система координат СА). При этом U , U задают ориентацию продольной оси СА (и, следова-тельно, тяги двигателя) и используюся как уставки для рабо-ты системы стабилизации, а управляющий сигнал U задает те-кущее значение тяги тормозного двигателя.
В результате обработки сигналов U , U , U , тормозным двигателем и системой стабилизации полет СА корректируется таким образом, чтобы обеспечить выполнение заданных терми-нальных условий мягкой посадки. Конечная точность поссадки считается удовлетворительной, если величина вертикальной составляющей скорости в момент контакта с поверхностью пла-неты не вызывает допустимой деформации конструкции СА, а горизонтальная составляющая скорости не приводит к опроки-дыванию аппарата.
Задачи ориентации и стабилизации как задачи управления СА относительно центра масс формулируется следующим обра-зом:
1.совмещение осей спускаемого аппарата (или одной оси) с
· 14 -
осями (или осью) некоторой системы координат, называемой базовой системой отсчета, движение которой в пространстве известно (задача ориентации);
2.устранение неизбежно возникающих в полете малых угло-вых отклонений осей космического аппарата от соответствую-щих осей базовой системы отсчета (задача стабилизации).
Заметим, что весь полет СА разбивается, по существу, на два участка: активный (при работе маршевого двигателя); пассивный (при действии на СА только сил гравитационного характера).
Решения перечисленных задач (навигации и наведения, ориентации и стабилизации) на активных и пассивных участках имеют свою специфику.
Например, процесс управления полетом на пассивных участках характеризуется , как правило, относительной мед-ленностью и большой дискретностью приложения управляющих воздействий.
Совершенно иным является процесс управления полетом на активном участке, например, при посадке на Луну. Непрерыв-но, начиная с момента включения тормозного двигателя,на борту решается навигационная задача: определяются текущие координаты СА и прогнозируются кинематические параметры движения на момент выключения двигателя.
Так же непрерывно вычисляются и реализуются необходи-
· 15 -
мые управляющие воздействия (момент силы) в продольной и поперечной плоскости наведения. Процесс управления на этом этапе характеризуется большой динамичностью и,как правило, непрерывностью. В некоторых случаях задача наведения может решаться дискретно,причем интервал квантования по времени определяется требованиями к динамике и точности наведения.
Для решения перечисленных задач система управления по-летом СА последовательно (или параллельно) работает в режи-мах ориентации, стабилизации, навигации и наведения. Приборы и устройства, обеспечивающие выполнение того или иного режима управления и составляющие часть всего аппара-турного комплекса системы управления, обычно называют сис-темами навигакции, наведения, ориентации и стабилизации.
Наиболее часто на практике системы, управляющие движе-нием центра масс космического корабля, называют системами навигации и наведения, а системы, управляющие движением космического корабля относительно центра масс,- системами ориентации и стабилизации.
КОМПОНОВОЧНАЯ СХЕМА И УСТОЙЧИВОСТЬ СА.
Устойчивость - важнейшее свойство, которым должен об-ладать СА во время всех эволюций при посадке на планету.
Проблема обеспечения устойчивости, как известно, общая
· 16 -
проблема для всех движущихся объектов, в каждом конкретном случае решаемая, однако, по-разному. И в данном случае, применительно к СА, она также имеет свою специфику.
Дело в том, что жидкое топливо, питающее ракетный дви-гатель во время его работы, колеблется (в силу наличия слу-чайных возмущений). Воздействуя на корпус СА, эти колебания порождают колебания СА в целом.