РЕФЕРАТ

СПУСК И ПОСАДКА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ (КА)

НА ПЛАНЕТЫ БЕЗ АТМОСФЕРЫ

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: