Диссертация (Метод обеспечения безопасного спуска пилотируемого КА при возникновении нештатной ситуации на любом этапе орбитального полета), страница 6

Многие результаты этих исследований внастоящее время используются при создании перспективного пилотируемогокорабля, т.к. основным требованием к нему остается возможность посадки на34территории России, а это невозможно без увеличения точности работы СУСдо 1 км [2].Основной задачей исследования является синтез алгоритма выборанаиболее безопасной точки прицеливания.

Данный алгоритм предполагаетиспользование электронной карты всех достижимых районов посадки ивключает в себя расчет номинальной попадающей траектории спуска,служащейисходнымиданнымидлятерминальногоуправлениянаатмосферном участке спуска возвращаемого аппарата ПТК НП. Такимобразом, эти два алгоритма должны входить в комплекс бортовыхалгоритмов обеспечения спуска ПТК НП на любом этапе полета.Задача разработки электронной карты достижимых районов посадкидля любого времени возникновения нештатной ситуации математическиможет быть сформулирована следующим образом: для множества Λдостижимых районов посадки пилотируемого транспортного корабля,разработать функцию( , , ) однозначно определяющую возможностьпосадки, в заданную точкуисходя из требований по безопасностипроведения спуска для районов посадки [1].Задача синтеза алгоритма выбора наиболее безопасного вариантаспуска математически может быть сформулирована следующим образом.Заданы модели движения пилотируемого транспортного корабля и ВА научастках схода с орбиты и атмосферном участке спуска:×x = f 1 ( t , x, u ); (1.4.1)×× Т- вектор состояния ТК или ВА;где x = x, y, z, V x , V y , V z , g , gx, y , z - координаты ЦМ ТК или СА;35V x , V y , V z - компоненты вектора скорости ЦМ;×g , g - угол скоростного крена и угловая скорость в канале крена ВА;t – время;u - вектор управления; в рассматриваемом случае: для участка схода сорбиты – вектор тяги тормозной ДУ P в заданном режиме ориентации истабилизации; для атмосферного участка спуска –командный уголкрена g ком .Задана модель бортовой системы управления для атмосферногоучастка спускаg ком = f 2 ( t , x , j пр , l пр ) ; (1.4.2)где j пр - прицельная широта ввода ОСП;l пр - прицельная долгота ввода ОСП.Задано также множество ℝ все возможных районов посадки дляконкретной орбиты пилотируемого транспортного корабля.Необходимодляразличныхвариантоввременвозникновениянештатных ситуаций, требующих срочного завершения полета получить:·форму и расположение зоны маневра U (U ⊆ ℝ) для участкатерминального управления с высоты гарантированного получениянавигационной информации от АСН;·значение координат прицельной точкиусловию (∃∈ ) (, ), где (ξпр[φ,λ], удовлетворяющей, ) (1.4.3) – функция зависящаяот текущей точки посадки и заданной экспертной оценки безопасностирайона (k);36·значениевременивключенияДУнаторможение,обеспечивающее попадание в прицельную точку ξпр при движении пономинальной траекториивкл=( , ,пр ).Для успешной работы алгоритмов выбора наиболее безопасноговарианта спуска, необходимо проведение исследований возможностигарантированного получения навигационных измерений для любого времениполета и этапа спуска с точностью, обеспечивающей возможностьприведения ВА в точку ввода парашютной системы не хуже 1 км.

В рамкахэтой задачи рассматриваются вопросы работы аппаратуры спутниковойнавигации с учетом особенностей движения ВА на участке спуска(необратимость процесса спуска, наличие значительных угловых скоростейпри управлении на атмосферном участке и др.).Задача гарантированной доступности высокоточных навигационныхизмерений для любого времени полета и этапа спуска математически можетбыть сформулирована следующим образом. Заданы модели движенияпилотируемого транспортного корабля (1.4.1) на участках схода с орбиты иатмосферном участке спуска и спутников ГЛОНАСС с учетом действующихна них возмущений от гравитационного притяжения Земли, Луны иСолнца (1.4.4):×x = f 1( t , x );(1.4.4)Необходимо для каждого суточного витка полета и этапа спускаопределить:·число видимых спутников ГЛОНАСС N, удовлетворяющимусловияммежду≤КА ТПК≤ 360 −ТПК и навигационным(1.4.5), гдеКА ТКспутников ГЛОНАСС,- угол-минимальный угол видимости между ТПК и навигационным спутниковГЛОНАСС;37·максимальный коридор угловвыбранное созвездиеКА ТК ,при котором не меняетсяспутников ГЛОНАСС при возобновлениирадиосвязи на атмосферном участке спуска.Задача исследования особенностей работы аппаратуры спутниковойнавигации с учетом особенностей движения ВА на различных участкахспуска математически может быть сформулирована следующим образом.Заданы массивы измерений АСН, полученный на различных этапахвозвращения КА на Землю (начиная с этапа движения КА в связке состанцией, заканчивая этапом ввода парашютной системы)zj (xi), j = 1,…k, i = 1,…n,где k – число этапов спуска, n – число точек в массиве.Необходимо для каждого массива измерений:·построить( )= ∑сглаживающийn-гопорядка, построенный по m заданным точкам z(xi), i = 1,…m,причем m>n+1 и ∑·полином( ( ) − ( )) =(1.4.6);если отклонение (1.4.6) по координатам превышает 100м, а поскоростям 1 м/с, то такие данные от АСН использовать дляобеспечения высокоточного спуска использовать нельзя.2.Практические аспекты совершенствования применяемыхтехнологий обеспечения безопасного спуска2.1Основные задачи использования АСН при обеспечениивысокоточного спускаСпуск пилотируемого космического корабля с орбиты ИСЗ состоит изследующих этапов:· движение по предспусковой орбите (после расстыковки).· активный участок работы ДУ на торможение.· внеатмосферный участок полёта;· атмосферный участок полёта;· участок движения в условиях экранирования плазмой;· участок управления;· парашютный участок спуска.Каждый из этапов спуска вносит свой вклад в рассеивание точекпосадки, поэтому для достижения заявленной требуемой точности посадкиПТК НП в 5 км, необходимо минимизировать промахи на каждом участке.Так как основным ограничением по точности работы СУС является качествонавигационной информации, получаемой от автономной БИНС, то длярешения этой проблемы необходимо вводить источник внешнетраекторныхизмерений.

В проекте ПТК НП в качестве источника высокоточныхнавигационных измерений предусмотрено использование АСН на всехэтапах спуска, где возможна связь со спутниками ГНСС. Для увеличениянадежности СУС в ситуациях, когда использовать данные АСН дляобеспечения навигации при спуске не представляется возможным, а такжедля максимизации использования существующих технологий, используемыхпри спуске, данные АСН в СУС ПТК НП, будут использоваться только длякоррекции БИНС.40На различных этапах спуска и посадки ВА на поверхность Земли дляработы АСН существуют свои задачи и особенности [14]. При движении попредспусковой орбите по информации от АСН необходимо оперативноуточнять значения координат и скоростейцентра масс космическогоаппарата (КА) после отстыковки от станции и по этой информации вноситьпоправки во время включения ДУ.

На внеатмосферном участке полета передвключением и после выключения двигателя на торможение по информацииот АСН можно оценить величину выданного тормозного импульса иуточнить параметры опорной траектории на атмосферном участке. Придвижении в атмосфере после восстановления радиосвязи со спутникамиГЛОНАСС данные АСН используются для коррекции БИНС, тем самымобеспечивая работу терминальных алгоритмов наведения.2.2Использование электронной карты для работы алгоритманахождения точки прицеливания при возникновении нештатнойситуацииНа сегодняшний день алгоритмы выбора точки прицеливания ТПК«Союз ТМА - М» работают исходя из гарантированной точности посадкиΔL∑ = 30 км для штатного спуска в режиме АУС и ΔL∑ = 500 км для срочногоспуска в режиме БС. Такая точность (особенно в режиме БС) не позволяетнайти в пределах допустимых широт (±51,6° для орбиты МКС) большоеколичество приемлемых по безопасности районов посадки.

Для срочногоспуска ТПК «Союз ТМА - М» с помощью картографического анализа былонайдено несколько районов посадки (табл. 2.2.1), спуск в которых возможноосуществить на каждом витке полета. Так как спуск в режиме БС непредполагаетманеврированияватмосферномучасткеспуска[15],управляемым параметром является только время включения ДУ наторможение. Исходя из этого, прицеливание осуществляется только поодному параметру – долготе посадки. Структура исходных данных для41реализацииработы алгоритма выбораприцельной долготы посадкипредставлена в таблице 2.2.1.Табл. 2.2.1 Прицельные долготы при срочном спуске ТПК «Союз ТМА - М»Диапазон долгот восходящего узлао17,0о - 3,5Долгота линии прицеливания69,0о......109,0 о - 104,0 о-171,8о+ k1 ·lв.у.104,0 о - 90,0 о100,4о+ k2·lв.у.30,0 о - 17,0 о64,0оМетод обеспечения безопасного спуска перспективного пилотируемогокорабля предполагает спуск в режиме АУС с гарантированной точностьюпосадки при штатном спуске ΔL∑ = 5 км и ΔL∑ = 10 км в случаевозникновения нештатной ситуации.