Спуск и посадка космических аппаратов А на планете без атмосферы
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї
ЪДДґ УЃEавЃEыGЃEдвижениеЃEСА ГДДї
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ і
ЪДДДДДДДДДДДДБДДДДДДДДДДДї ЪДДДДДДДДДДДДБДДДДДДДДДДДї і УЃEавЃEыGЃEдвижениеЃE і і УЃEавЃEыGЃEдвижениеЃE і іъCыMситеЃEыM
цеыQра ЃEссі
цеыQра ЃEсс і АДДДДДДДДДДДДВДДДДДДДДДДДЩ АДДДДДДДДДДДДВДДДДДДДДДДДЩ
ЪДДДДДДДДБДДДДДДї
ЪДДДДДДДДБДДДДДДДДї ЪДДДДДДБДДДДДДДї ЪДДДДДБДДДДДДї ЪДДДДДБДДДДДї ЪДДДДДБДДДДДї і СтабиЃEзация і і Ориентация і
НавигацЃE і і Наведение і АДДДДДДДДДДДДДДЩ АДДДДДДДДДДДДЩ АДДДДДДДДДДДЩ АДДДДДДДДДДДЩ
риЃE4. ОсньAыZЃEзадачи управленЃE движениеЃEСА ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї
УЃEавЃEыGЃE і
движениеЃEцеыQра ЃEсс і
АДДДДДДДДДДДВДДДДДДДДДДДЩ
ЪДДДДДДДДДДДДДБДДДДДДДДДДДДДї ЪДДДДДДБДДДДДї
ЪДДДДДБДДДДДї
Наведение і
НавигацЃE і
АДДДДДДВДДДДДЩ
АДДДДДВДДДДДЩ ЪДДДДДДДДДДДДЕДДДДДДДДДДДДї
ЪДДДДДБДДДДДїЪДДДДДБДДДДДїЪДДДДДБДДДДДї і іОЃEеделениеііОЃEеделениеііОЃEеделениеі і і алгоритмЃEііуправляющихіі требуеЃEЃEі і іуправленЃE іівоздействийіітраеЃEъAии і і АДДДДДДДДДДДЩАДДДДДДДДДДДЩАДДДДДДДДДДДЩ і ЪДДДДДДДДДДДДДДВДДДДДДДДДДДДДДДВДДДДДДДДДґ ЪДДДДДБДДДДДїЪДДДДДДДБДДДДДДДїЪДДДДДДБДДДДДДї і іОЃEеделениеііПрогньF ЃEыDЃE-ііРасчеЃEъCЃEЃEі і іЃEЃEжеыGя иіітических ЃEра- ііыDыGя ъC за- і і іскъAъBти САііЃEтрьA движенЃEіідаыLьH ъAбитыі і АДДДДДДДДДДДЩАДДДДДДДДДДДДДДДЩАДДДДДДДДДДДДДЩ і
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДВДДДДДДДДДДДДДДДґ ЪДДДДДДДДДДБДДДДДДДДДїЪДДДДДДДДБДДДДДДДДїЪДДДДДБДДДДДї іОЃE. теЃEщиЃEЃEъA- ііРасчеЃEЃEизЃEре- ііОЃEеделениеі ідиъьЃEЃEьDЃEии КА ъьііыGЃEъьвигациЃEыZхііфаЃEичесЃEйі іЃEверхыMстЃEЃEанетЃEііэЃEЃEыQьA ЃEЃEта іі ъAбиты і АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩАДДДДДДДДДДДДДДДДДЩАДДДДДДДДДДДЩ
риЃE5. ОсньAыZЃEзадачи управленЃE цеыQроЃEЃEсс СА
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї
УЃEавЃEыGЃE і
движениеЃEцеыQра ЃEсс і
АДДДДДДДДДДДВДДДДДДДДДДДЩ
ЪДДДДДДДДДДДДДБДДДДДДДДДДДДДї
ЪДДДДДДБДДДДДї
ЪДДДДДБДДДДДї
Наведение і
НавигацЃE і
АДДДДДДВДДДДДЩ
АДДДДДВДДДДДЩ
ЪДДДДДДДДДДДДЕДДДДДДДДДДДДї
ЪДДДДДБДДДДДїЪДДДДДБДДДДДїЪДДДДДБДДДДДї і
ОЃEеделениеііОЃEеделениеііОЃEеделениеі і
алгоритмЃEііуправляющихіі требуеЃEЃEі і
управленЃE іівоздействийіітраеЃEъAии і і
АДДДДДДДДДДДЩАДДДДДДДДДДДЩАДДДДДДДДДДДЩ і
ЪДДДДДДДДДДДДДДВДДДДДДДДДДДДДДДВДДДДДДДДДґ
ЪДДДДДБДДДДДїЪДДДДДДДБДДДДДДДїЪДДДДДДБДДДДДДї і
ОЃEеделениеііПрогньF ЃEыDЃE-ііРасчеЃEъCЃEЃEі і
ЃEЃEжеыGя иіітических ЃEра- ііыDыGя ъC за- і і
скъAъBти САііЃEтрьA движенЃEіідаыLьH ъAбитыі і
АДДДДДДДДДДДЩАДДДДДДДДДДДДДДДЩАДДДДДДДДДДДДДЩ і
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДВДДДДДДДДДДДДДДДґ
ЪДДДДДДДДДДБДДДДДДДДДїЪДДДДДДДДБДДДДДДДДїЪДДДДДБДДДДДї
ОЃE. теЃEщиЃEЃEъA- ііРасчеЃEЃEизЃEре- ііОЃEеделениеі
диъьЃEЃEьDЃEии КА ъьііыGЃEъьвигациЃEыZхііфаЃEичесЃEйі
ЃEверхыMстЃEЃEанетЃEііэЃEЃEыQьA ЃEЃEта іі ъAбиты і АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩАДДДДДДДДДДДДДДДДДЩАДДДДДДДДДДДЩ
риЃE5. ОсньAыZЃEзадачи управленЃE цеыQроЃEЃEсс СА
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДїДДДДДДДДДДЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДїДДДДї ЪДДі системЃE
ДДДДДДДДДДі спусЃEемый іДДДїі іЪДі стабилизации і ЪДДДДДі апЃEраЃE іДДїіі іі АДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ і АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩДїііі іі ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї і ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї
системЃE іДДЩ ЪДДДДі радиьCалЃEьKер іЩііі ііЪі управленЃE
ЃEгоЃEі і АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї ііі ііі
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДї і ЪДДі доЃEерьAский ЃEЃEтоЃEіДЩіі ііАДі управляющеЃE
ДДДДЩ і
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ іі іАДДі устрьHство іДДДДДДЩ ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї іі АДДДі
ДДДДДДДДДі инерциалЃEые датчикЃEіДДЩі АДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩДДДДДДДДДАДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩДДДЩ риЃE6.
СтруктурнЃE схемЃEсистемЃEуправленЃE ЃEгкьH ЃEсадкьH СА
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї
іТопливо (рабочее тело)ГДДї іКорпус (конструкция) ГДДї
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ і
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ і
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї і
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї і
іСжатые газы і і іДвигательная установкаі і
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ і
корректировки траекто-ГДДґ
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї і
рии, маневра і і
іРасходуемые материалы і і
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ і
ісист. электроснабженияГДДЕДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДґ
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ і
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї і
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї і
Система управления і і
іРасходуемые запасы і і і(системы наведения и ГДДґ
ісистемы обеспечения ГДДЩ
стабилизации) і і
іжизнедеятельности і
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ і
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї і
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї іСистема навигации ГДДґ
іКомандная радиолиния ГДДї
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ і ЪДДї
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ і
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї і і і
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї і
Сист. электроснабженияГДДґ
і
іТелеметрическая сист. ГДДґ АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ і
і
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ і
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї і і і
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї ГДДДґРадиоэлектронное і
і і
іБортовая аппаратура ГДДЩ
оборудование
ГДДЕДДґ і
ітраекторных измерений і АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ і
і
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї і
і
іСистема
терморегули- ГДДґ і і
ірования і і і і
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ і і і
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї і АДДЩ
іБЦВМ или
програмное ГДДґ
устройство і і
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ і
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї і
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї іАппаратура для научныхГДДґ
іТормозная двигательнаяі іисследований і і
іустановка ГДДї
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ і
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ і
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї і
ГДДДґСпускаемый
аппарат ГДДґ
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї і
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ і
іСистема снижения и ГДДЩ
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї і
іспасения і
Система обеспечения ГДДґ
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ іжизнедеятельности і
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ і
ЪДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДї і
іСистема
аварийного ГДДЩ
іспасения і
АДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДДЩ
рис.7. Примерный состав (компановка) СА
МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ
ТЕХНИЧЕСКИЙ
УНИВЕРСИТЕТ
им.БАУМАНА
АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ ФАКУЛЬТЕТ
РЕФЕРАТ
СПУСК И ПОСАДКА КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ (КА)
НА ПЛАНЕТЫ БЕЗ
АТМОСФЕРЫ
Научный руководитель: Никитенко В.И.
Студент группы АК4-21:
Файнштейн И.А.
Москва 1994
Изучение Солнечной системы
с помощью космических
аппаратов вносит большой вклад в
развитие естественных наук.
Большое внимание к Солнцу
определяется вечно живущим в
человеке желанием понять, как устроен
мир, в котором он жи-
вет. Но если раньше человек мог
только наблюдать движение
небесных тел и изучать на расстоянии некоторые (зачастую
малопонятные) их свойства, то сейчас
научно-техническая ре-
волюция дала возможность достичь ряда небесных тел Солнеч-
ной Системы и провести наблюдения и даже
активные экспери-
менты с близкого расстояния в их
атмосферах и на поверхнос-
тях. Эта возможность детального изучения
"на месте" изменя-
ет саму методологию изучения небесных
тел, которая уже сей-
час широко использует арсенал средств и
подходов, применяе-
мых в комплексе наук о Земле. На стыке
планетной астрофизи-
ки и геологии идет формирование новой
ветви научного знания
- сравнительной планетологии. Параллельно на базе законов
электродинамики, атомной физики и физики
плазмы идет форми-
рование другого подхода к изучению
Солнечной системы - кос-
мической физики. Все это требует
развития методов и средств
космических исследований, т.е. разработки, проектирования,
изготовления и запуска космических
аппаратов.
Главное требование, предъявляемое к КА,- это его на-
- 2 -
дежность. Основными задачами спускаемых
и посадочных (ПА)
аппаратов являются торможение
и сближение с поверхностью
планеты, посадка, работа на поверхности,
иногда взлет с по-
верхности для доставки возвращаемого
аппарата на землю. Для
обеспечения надежного решения всех этих
задач при проекти-
ровании СА и ПА необходимо учитывать
условия в окрестностях
и на поверхности изучаемого тела: ускорение свободного па-
дения, наличие или отсутствие
атмосферы, а также ее свойс-
тва, характеристики рельефа и материала поверхности и т.д.
Все эти
параметры предъявляют определенные требования к
конструкции спускаемого аппарата.
Спуск является очень важным этапом
космического полета,
так как только успешное его выполнение
позволит решить пос-
тавленные задачи. При
разработке СА и ПА принимаются
две
принципиально различные схемы спуска:
с использованием аэродинамического торможения (для
планет, имеющих атмосферу);
с использованием тормозного
ракетного двигателя (для
планет и других небесных тел, не имеющих
атмосферы).
Участок прохождения плотных
слоев атмосферы является
решающим, так как именно здесь СА
испытывают наиболее ин-
тенсивные воздействия, определяющие основные технические
решения и основные требования к выбору
всей схемы полета.
Отметим наиболее трудоемкие и
сложные задачи , решае-
- 3 -
мые при проектировании СА:
исследование проблем баллистического и планирующего
спусков в атмосфере;
исследование динамики и
устойчивости движения при раз-
личных режимах полета с учетом
нелинейности аэродинамичес-
ких характеристик ;
разработка систем торможения с учетом
задач научных
измерений в определенных слоях
атмосферы, особенностей ком-
поновки спускаемого аппарата, его
параметров движения и
траектории.
Что касается спуска
на планеты, лишенные
атмосферы
(классическим примером здесь является
Луна), то в этом слу-
чае единственной возможностью
является использование тор-
мозного двигателя, чаще всего жидкостного (ЖРД). Эта осо-
бенность порождает дополнительные (кроме
чисто баллистичес-
ких) проблемы, связанные с управлением и
стабилизацией СА
на так называемых активных участках -
участках работы ра-
кетного двигателя.
Рассмотрим более подробно некоторые
из этих проблем.
Корни проблемы устойчивости СА на активном участке лежат в
существовании обратной связи между колебаниями
топлива в
баках, корпуса СА и колебаниями
исполнительных органов
системы стабилизации.
Колебания свободной поверхности топлива, воздействуя
- 4 -
на корпус СА, вызывают его поворот
относительно центра
масс, что воспринимается
чувствительным элементом системы
стабилизации, который, в свою очередь,
вырабатывает команд-
ный сигнал для исполнительных органов.
Задача заключается в том, чтобы
колебания замкнутой
системы объект - система стабилизации
сделать устойчивыми
(если нельзя их исключить вовсе).
Заметим, что острота этой
проблемы зависит от совершенства
компоновочной схемы СА, а
также от структуры и параметров автомата
стабилизации (АС).
Желательно, конечно, этот комплекс
вопросов решить уже
на стадии эскизного проектирования СА.
Трудность здесь, од-
нако, в том, что на этом этапе
практически нет информации о
системе стабилизации объекта,
в лучшем случае
известна
структура автомата стабилизации. Поэтому проводить анализ
устойчивости СА на данном этапе
невозможно.
В то же время ясно, что полностью
сформированный конс-
труктивный облик СА целиком (или, во всяком случае, в зна-
чительной мере) определяет его динамику
- реакцию на возму-
щение в процессе посадки. Следовательно,
задача теоретичес-
кого анализа заключается в выборе
математического аппарата,
способного выявить эту зависимость на
языке, понятном раз-
работчику. Такой аппарат
существует, и он опирается на из-
вестные термины
"управляемость", "наблюдаемость", "стабили-
зируемость", характеризующие именно
свойства СА как объекта
- 5 -
управления в процессе регулирования.
Этот аппарат дает возможность детально изучить зависи-
мость "качества"
конструктивно-компоновочной схемы СА
от
его проектных параметров и в конечном счете дать необходи-
мые рекомендации по доработке компоновки
объекта либо обос-
новать направление дальнейших доработок.
Обычно для стабилизации СА кроме
изменения компоновки
объекта используют также демпферы
колебаний топлива, наст-
ройку системы стабилизации и изменение
ее структуры.
Итак, применительно к
рассматриваемой задаче на этапе
эскизного проектирования инженеру
приходится решать целый
комплекс задач по качественному анализу
проблемы устойчи-
вости в условиях относительной
неопределенности в отношении
целого ряда параметров. Поскольку
рекомендации разработчика
должны быть вполне определенными,то единственный выход -
работать с математической моделью СА в режиме диалога "ин-
женер - ЭВМ".
Рассмотрим другой круг задач проектирования - моделиро-
вание процессов ударного взаимодействия
посадочного аппара-
та с поверхностью планеты.
Многие достижения отечественной и
зарубежной космонав-
тики были связаны с применением
посадочных аппаратов (ПА)
для непосредственного, контактного, исследования Луны и
планет Солнечной системы. Использование
ПА потребовало раз-
- 6 -
работки новых теоретических и экспериментальных методов
исследований, так как этап посадки, характеризуемый значи-
тельными (по сравнению с другими
этапами) действующими наг-
рузками, аппаратурными перегрузками и возможностью опроки-
дывания аппарата,является критическим
для всей экспедиции.
такие характеристики процесса
посадки объясняются большой
энергией, накопленной ПА к моменту
посадки, и совокупностью
многих неблагоприятных случайных
действующих факторов:
рельефом и физико-механическими
характеристиками места по-
садки, начальными характеристиками и
ориентацией СА, упру-
гостью его конструкции и др.
Очевидно, что в таких условиях
полная оценка надежнос-
ти всего этапа посадки возможна лишь при
глубоком и всесто-
роннем аналитическом исследовании
характеристик ПА, завися-
щем от наличия математических моделей
процесса и расчетных
(или расчетно-экспериментальных) методов
организации расче-
тов.
С точки зрения численного решения
задача посадки, при
учете всех сторон процесса,
характеризуется большим потреб-
ным машинным временем расчета для
одной посадочной ситуа-
ции(до 10 с при быстродействии ЭВМ
примерно 10 операций в 1
с), большим количеством возможных
посадочных ситуаций, ог-
раничениями на шаг интегрирования уравнений движения СА
(резкое изменение величин действующих усилий может вызвать
- 7 -
вычислительную неустойчивость
алгоритма). При параметричес-
ком исследовании характеристик СА, в ряде случаев проводи-
мом автоматизированно, возможно появление так называемых
"окон неустойчивости", где
расчет динамики аппарата нецеле-
сообразен и где используется
диалоговый режим работы
ЭВМ
для исключения из рассмотрения ряда
посадочных ситуаций.
При многих инженерных
расчетах, ставящих целью выбор
оптимального ПА, а также при
качественной оценке его харак-
теристик, наиболее разумно использовать
упрощенные матема-
тические модели процесса (например, модель посадки на ров-
ную абсолютно жесткую площадку). Потребное машинное время
при этом невелико (до десятка
минут) и может быть еще
уменьшено за счет применения
оптимальных методов и
шагов
интегрирования уравнений движения ПА.
При проектировании ПА многократно
возникает необходи-
мость оценки влияния незначительных конструктивных измене-
ний на характеристики процесса или
оперативной обработки
результатов испытаний в найденных заранее расчетных случа-
ях (критических ситуациях) посадки.
При проведении таких расчетных работ, доля которых в
общем объеме велика, наиболее выгодно использовать ПЭВМ,
обладающие такими (по сравнению с ЭВМ)
преимуществами, как
доступность и оперативность. Применение
ЭВМ в таких случаях
нерентабельно, так как
в силу их большого быстродействия,
- 8 -
значительная часть дорогостоящего
машинного времени расхо-
дуется уже не на расчет, а на
подготовительные операции при
вводе-выводе информации или
изменении начальных условий
процесса. Применение ПЭВМ выгодно также
при отладке сложных
программ контактной динамики, предназначенных для серийных
расчетов на больших ЭВМ. Время
отладки таких программ, в
силу их объема и структуры, зачастую
превышает время их на-
писания, а оперативная и постоянная
отладка программ на ЭВМ
в диалоговом режиме работы нежелательна
из-за большого вре-
мени их компиляции и неэкономичного
режима работы ЭВМ.
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.
Чувствительные элементы(гироскопы) реагируют на коле-
бания корпуса и включают, в свою
очередь соответствующие
исполнительные органы (рули), тем самым
формируя замкнутую
колебательную систему спускаемый аппарат
- автомат стабили-
зации (СА - АС).
При определенных условиях, в значительной степени за-
висящих от "
совершенства" компоновки СА, могут возникнуть
нарастающие колебания корпуса СА,
приводящие в конечном
счете к его разрушению.
Характерным здесь является то, что
корни неустойчивос-
ти лежат именно в особенностях
компоновочной схемы СА, что
влечет за собой необходимость самого
тщательного исследова-
ния этих особенностей (рис.7).
Использование жидкостного ракетного
двигателя для
обеспечения мягкой посадки
СА порождает, как видно, ряд
проблем, связанных с обеспечением его
устойчивости.
Займемся одной из них,
а именно - исследованием роли
- 17 -
конструктивных параметров компоновочной
схемы СА в формиро-
вании динамических свойств СА как
управляемой системы.
Управление СА относительно
центра масс в плоскостях
тангажа и рыскания
осуществляется специальным автоматом
стабилизации путем создания управляющих
моментов при целе-
направленном включении управляющих двигателей. Возможны и
другие схемы управления, например, путем перераспределения
тяг управляющих двигателей или отклонения маршевого двига-
теля (газового руля).
Что касается топливных баков, то
они обычно выполняют-
ся в виде тонкостенных оболочек
различной геометрической
конфигурации (обычно
осесимметричной) и размещены
внутри
СА.
Какими параметрами желательно
характеризовать ту или
иную компоновочную схему с тем, чтобы формализовать даль-
нейший анализ? С точки зрения динамики представляют инте-
рес те,
которые в первую очередь характеризуют: форму
и
расположение топливных баков; положение
центра масс СА; по-
ложение и тип управляющих органов; соотношение
плотностей
компонентов топлива; "удлинение" (т.е. отношение высоты к
диаметру) СА.
Будем предполагать, что траектория посадки СА выбрана
(и является оптимальной в том или ином
смысле). Есть также
(или формируется в процессе полета)
программа работы марше-
- 18 -
вого двигателя. Все это однозначно определяет упомянутые
выше параметры компоновочной схемы СА в каждый момент вре-
мени активного участка.
Этих предположений достаточно для формализации обсуж-
даемой проблемы - исследования влияния
особенностей компо-
новки СА на его устойчивость.
Однако задача стабилизации СА при
посадке на планеты,
лишенные атмосферы, включающая в себя анализ динамики объ-
екта, исследование причины неустойчивости и методов ее
устранения, не допускает полной формализации и требует прив-
лечения диалоговой технологии
исследования.
Для построения такой
технологии необходимо начать с
анализа основных факторов, определяющих в конечном счете
структуру диалога "человек -
ЭВМ", а именно: особенностей
СА как механической системы;
особенностей его математичес-
ких моделей; своеобразия методов
исследования этих моделей.
Спускаемый аппарат как механическая
система представ-
ляет собой тонкостенную (частично
ферменную) конструкцию,
снабженную тормозным устройством -
жидкостным ракетным дви-
гателем - и необходимой системой
стабилизации.
Важной особенностью
компоновочной схемы СА
является
наличие в конструкции топливных отсеков (с горючим и окис-
лителем) различной геометрической
конфигурации.
Стабилизация СА относительно центра
масс осуществляет-
- 19 -
ся специальным автоматом стабилизации
путем создания управ-
ляющих моментов за счет отклонения управляющих двигателей,
маршевого двигателя или газовых рулей.
В процессе движения СА жидкость в отсеках колеблется,
корпус аппарата испытывает упругие
деформации, все это по-
рождает колебания объекта в целом.
Чувствительные элементы
(гироскопы) и исполнительные
элементы (рули) замыкают
колебательную систему спускаемый
аппарат - автомат стабилизации и рождают
весь комплекс воп-
росов, связанный с обеспечением устойчивости системы в це-
лом.
Движение СА мы
представляем себе как "возмущенное"
движение, наложенное на программную
траекторию. Термин "ус-
тойчивость" относится именно к
этому возмущенному движению.
Уместно заметить, что выбор модели представляет собой
хороший пример неформализуемой
процедуры: без участия
разработчика он в принципе невозможен.
Какими соображениями
руководствуется инженер при выбо-
ре моделей?
Прежде всего ясно,
что не имеет смысла перегружать
расчетную модель различными
подробностями, делая ее неоп-
равданно сложной. Поэтому представляются разумными следую-
щие соображения.
Для анализа запасов статистической
устойчивости объек-
- 20 -
та можно ограничиться моделью твердого
жесткого тела.
При выборе же характеристик
устройств, ограничивающих
подвижность жидкости в отсеках, необходимо
уже учитывать
волновые движения на свободной
поверхности жидкости как ис-
точник возмущающих моментов.
Выбор рационального размещения
датчиков системы стаби-
лизации объекта приходится делать с
учетом упругости.
Некоторые методы, используемые при
анализе процессов
стабилизации, связаны с анализом
динамических свойств объ-
екта в некоторый фиксированный момент
времени. Для получе-
ния интегральных характеристик объекта в течение небольшого
интервала времени или на всем
исследуемом участке использу-
ются геометрические методы,
связанные с построением в
пространстве областей устойчивости, стабилизируемости спе-
циальным образом выбранных параметров
(как безразмерных,
так и размерных). Эти методы также
позволяют длать ответ на
вопрос, насколько велик запас
устойчивости или стабилизиру-
емости, и помогают выяснить причины возникновения неустой-
чивости.
Существует еще группа методов
обеспечения устойчивости
СА, включающая в себя:
1) рациональный выбор структуры и параметров автомата
стабилизации ;
2) демпфирование колебаний
жидкости в отсеках с по-
- 21 -
мощью установки специальных устройств;
3) рациональный выбор компоновочной
схемы объекта (пе-
рекомпоновка), с одновременной
настройкой параметров АС или
с принципиальным изменением его
структуры.
Обратимся теперь собственно к
термину "технология ре-
шения" проблемы. Под этим термином мы будем понимать набор
комплексов отдельных подзадач, на которые разбивается об-
суждаемоая задача, математических
методов и соответствующих
технических средств для их
реализации, процедур, регламен-
тирующих порядок использования этих
средств и обеспечивающих
решение задачи в целом.
Конечной целью проектных разработок
по динамике СА яв-
ляется обеспечение его устойчивости на участке посадки.
Этой задаче подчинены все другие, в том
числе и задача ана-
лиза структурных свойств СА как
объекта регулирования (по
управляемости, наблюдаемости,
стабилизируемости).
Так как устойчивость - это то, что в
конечном счете
интересует разработчиков (и заказчиков), то с этой задачи
(в плане предварительной оценки)
приходится начинать в про-
цессе исследования, ею же приходится и
завершать все разра-
ботки при окончательной доводке
параметров системы стабили-
зации. При этом меняется лишь глубина
проработки этого воп-
роса: на первом этапе используются
сравнительно грубые мо-
дели как объекта регулирования, так и
регулятора. На конеч-
- 22 -
ном этапе, после того как проведен комплекс
исследований,
проводится детальный анализ устойчивости
и качества процес-
сов регулирования объекта.
Итак, следует руководствоваться следующим принципом:
занимаясь анализом динамики
объекта, начав с оценки устой-
чивости, время от времени надо
возвращаться к ней, проверяя
все идеи и рекомендации, полученные в процессе анализа на
замкнутой системе объект -
регулятор, используя (по обста-
новке) грубые или уточненные модели как
объекта, так и ре-
гулятора.
Этот принцип и лежит в основе
комплекса процедур, рег-
ламентирующих порядок
использования моделей СА,
методов
анализа этих моделей, обеспечивающих решение задачи устой-
чивости СА в целом.
ЛИТЕРАТУРА
1. "Проектирование спускаемых
автоматических
космических аппаратов" под
редакцией члена-
корреспондента АН СССР
В.М.Ковтуненко. М.:
Машиностроение, 1985.
2. Баженов В.И., Осин М.С. Посадка
космических
аппаратов на планеты. М.:
Машиностроение, 1978.