5. Методы наведения и системы управления снижением КА в атмосфере планеты (Лекции)

МЕТОДЫ НАВЕДЕНИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СНИЖЕНИЕМКА В АТМОСФЕРЕ ПЛАНЕТЫСодержание лекций:1. Особенности спуска в атмосфере планеты2. Траектории спуска в атмосфере2.1. Баллистический спуск2.2. Вход с использованием подъемной силы2.3. Нагрев при спуске в атмосфере3. Выбор аэродинамической формы СА4. Определение дальности планирования СА5. Определение установившейся скорости снижения6. Определение площади парашюта7. Определение условий мягкой посадки8.

Методы управления движением спускаемых аппаратов8.1. Классификация систем управления спуском (СУС)8.2. Автономные системы управления спуском9. Система управления спуском транспортного корабля "Союз ТМ"9.1. Траектория спуска. Начальные условия входа в атмосферу9.2. Аэродинамические характеристики спускаемого аппарата и способуправления траекторией спуска9.3. Назначение СУС ТК «Союз-ТМ». Структурная схема СУС9.4. Принципы управления дальностью спуска1.

Особенности спуска в атмосфере планетыВ настоящее время большое внимание уделяется вопросам создания КА,обладающих аэродинамическим качеством и в связи с этим способных совершать управляемый маневр в атмосфере. КА данного класса обладают преимуществами по сравнению с аппаратами баллистического (неуправляемого) спуска, поскольку наличие подъемной силы и управление движением в процессеспуска позволяет:существенно уменьшить на траектории спуска максимальные перегрузки и температуры;совершить посадку КА в заданный район, в том числе лежащий внеплоскости орбиты;существенно расширить трубку подлетных траекторий, с которыхвозможен спуск в заданный район поверхности планеты.Реализация всех этих преимуществ потребует наличие СУ, которая обеспечила бы решение задачи управления движением в особых условиях, характерных для спуска в плотной атмосфере.При проектировании спускаемых аппаратов возникают следующие основные проблемы:1.

При входе КА в плотные слои атмосферы его кинетическая энергия изза возникновения перед его носовой частью ударной волны переходит частично в тепловую энергию, которая передается обшивке КА. В результате этогосильно нагревается корпус и возникает проблема защиты от чрезмерногонагрева.Эту проблему можно решить, если применить:пассивные способы теплозащиты, заключающиеся в нанесении наоболочку КА различного рода теплозащитных покрытий;активные способы, заключающиеся в выборе таких траекторийспуска, движение по которым обеспечивало бы минимальный нагрев, а такжесоответствующих принципов построения и методов наведения, реализованныхв системе управления спуском (СУС).2.

Решение проблемы перегрузки особенно важно и сложно при спускепилотируемого КА, входящего в плотные слои атмосферы со второй космической скоростью при возвращении после полета к планетам Солнечной системы( n x max  78 ед. ). Если перегрузка при торможении превышает допустимыйдля экипажа предел, то СУ должна увеличить подъемную силу КА, уменьшитьтем самым вертикальную составляющую ускорения и удлинить путь КА, в результате чего перегрузка уменьшается.Нагрев оболочки КА и испытываемая им перегрузка зависят от траектории снижения.Траектории спуска в атмосфере могут быть трёх типов в зависимости от: условий входа в плотные слои атмосферы; аэродинамических и центровочных характеристик спускаемого аппарата; принципов работы СУС.Типы траекторий спуска в атмосфере:а) баллистический спуск, т.е.

движение в атмосфере при отсутствииподъемной силы;б) планирующий спуск, т.е. движение с использованием подъемной силы;в) спуск с многократным погружением в атмосферу.3. При возвращении из межпланетного космического пространства в отличие от спуска с низкой орбиты возникает проблема обеспечения требуемойточности посадки при выполнении заданных ограничений по перегрузкам иаэродинамическому нагреву с учетом определенных коридоров входа для каждой планеты, нарушение границ которого может привести либо к чрезмернымперегрузкам и нагреву, либо к неконтролируемому уходу КА в космическоепространство.Кроме того, задача усложняется в ряду случаев большой дальностью отточки входа в плотные слои до точки посадки.Большие дальности полета могут быть реализованы на траекториях смногократным погружением в атмосферу, типичным представителем которыхявляется траектория с двумя погружениями, имеющая три характерных участка:I.

Участок первого погружения в атмосферу;II. Промежуточный участок вылета за условную границу атмосферы(Н=100 км);III. Участок второго погружения.Наиболее высокие требования предъявляются к СУС на участке I. Этообъясняется: сложной динамикой движения КА на этом участке; высокими требованиями по точности обеспечения соотношения кинематических параметров траектории в точке вылета из атмосферы(большие погрешности в выдерживании точного соотношения междууглом наклона траектории при высоте  и скоростью аппарата V приводят к недопустимым отклонениям точки посадки, например, приV  1м/с или   0,010 разброс конечной дальности  25 км); невозможностью радиосвязи с Землей из-за плазменной экранизации.В связи с этим СУС на этом участке должна быть полностью автономной.2.

Траектории спуска в атмосфереЗадача возвращения КА на Землю, посадки на поверхность Венеры илиМарса требует решения проблемы спуска в атмосфере. Специфика спуска КА ватмосфере связана с высокой скоростью входа:–для ИСЗ она может быть близка к местной круговой;–для межпланетных КА приближаться или превосходить местнуюпараболическую.Аэродинамическое торможение аппарата, развивающего такие скорости,связано с большим нагревом и возникновением серьезных перегрузок. Тепловые потоки могут достигать 104 ккал/м2с, а перегрузки 515 и даже выше.Рассмотрим динамику полета КА в атмосфере и проведем оценку тепловых режимов полета.Выберем не вращающуюся инерциальную СК с началом в центре Земли(Рис. 1).Рис. 1Высота аппарата над поверхностью h , угол входа в атмосферу  .

Примем следующие допущения:1. Планета – идеальный шар, поле тяготения является центральным.2. Экваториальная скорость вращения планеты (а вместе с ней и атмосферы) мала по сравнению со скоростью движения аппарата.3. Высота достаточно плотной атмосферы мала по сравнению с радиусомпланеты, т.е. h а  R .Отсюда следует, что:R2g  g0 const .(R  h ) 2Эти допущения, в целом, понятны, т.к. высота, с которой начинаютсяплотные слои атмосферы h a  130 км незначительна по сравнению сR   6400 км, а скорость входа КА Vкр  7800 м/с во много раз превосходитскорость движения атмосферы за счет вращения Земли, которая даже на экваторе не превосходит V  250 м/с.4. Температуру атмосферы (с определенным допуском) можно считатьпостоянной и тогда закон изменения ее плотности - экспоненциальный   0 e  h ,  const ,где: 0 – плотность на уровне моря; h – высота.С этими допущениями – в направлении скорости:dV(1)m mg sin   X ;dtв перпендикулярном направлении: V cos  d dmV mV    mg cos   Y .dtRhdt  Последнее становится понятным, при учете:d V cos d d d,. ,dt R   hdt dt dtТаким образом, второе уравнение приобретает вид:dcos  mV Y  mV 2 mg cos  .(2)dtR  hВторое слагаемое: центробежная сила, она действует противоположносиле тяжести.Подъемная сила Y и сила лобового сопротивления X выражаются традиционным образом:V 2V 2X  CxSм ,Y  CySм ,22где Sм – площадь миделевого сечения.Принципиально возможны два способа входа в атмосферу:1.

Баллистический вход (Y=0) (например, если спускаемый аппарат –шар).2. Вход с использованием подъемной силы.Оценим возможности этих способов в первую очередь в плане возможной перегрузки.2.1. Баллистический спускПри баллистическом входе с круговой орбиты на первом этапе можносчитать, что скорость близка к круговой, т.е.V 2  g(R   h ) .Тогда, в уравнении (2) правая часть обращается в ноль и следовательноd 0 (угол входа не меняется некоторое время).dtКак следует из рисунка, вертикальная скорость:dh(3) V sin dtУчтем, что в реальных условиях угол  мал и, следовательно, sin    ,также мал в сравнении с остальными членами.

Поделим уравнение (1) на mg , ис учетом вышесказанного получим:1 dVX1V 2  CxSм  n x ,g dtmg2mgгде n x – продольная перегрузка.В то же время:nx где1 dV 1 dV d~,~g dt g d dt~   0т.е.d~dh e h ~V sin  .dtdtТаким образом:0gdVV.(4)d~2 (mg / C x Sм ) sin Это уравнение можно интегрировать от момента входа в атмосферу при  0 до момента, когда значение скорости становится V :0g ~ 2 ( mg / C xSм ) sin  (5)V  V0 eИз выражения для n x следует, что продольная перегрузка максимальна,когдаd (V 2 ) 0,dтак как остальные сомножители постоянны, и, поскольку, ~   0 , это эквивалентноd ( 0 ~V 2 )dV 0 , т.е.  0 V 2  2 0 V~ ~ 0.~ddНо 0  0 , V  0 , следовательноdVV d~V  2~ ~  ~.d2 dVПодставляя это выражение в (5) с учетом (4), имеем: для момента максимальной перегрузки:12Vm  V0 e .В этом случае, на основании (5)(mg / C x Sм ) sin ~m .0gПодставляем эти значения в формулу для n x : V02sin  .2geТаким образом, увеличение скорости и угла входа приводит к возрастанию n x .n x max Заметим, что изменяя по мере спуска баллистический коэффициент C x Sм  в сторону уменьшения можно существенно снизить максимальную пе mg регрузку почти в 1,5 раза.

Так, например, при снижении с невысоких круговыхорбит при значении угла входа 6, n x снижается с 16,6 до 9,3 при релейномуправлении баллистическим коэффициентом.Типичный вид характера изменения перегрузки по мере снижения аппарата показан на рис. 2.Рис. 2.При осуществлении баллистического спуска максимально допустимойперегрузкой для пилотируемых аппаратов считалась n x  10g .В настоящее время, однако, такой вид спуска не применяется, т.к. все современные аппараты имеют возможность создавать подъемную силу, использование которой позволяет существенно улучшить все характеристики траекторий снижения в атмосфере.2.2. Вход с использованием подъемной силыВ данном случае перегрузка:RX 2  Y 2 V 2Sм(6)nX2  Y2mgmgmgЗаметим, что по-прежнему можно считать, что аэродинамическое сопротивление значительно превышает силу тяжести. Кроме того, начальная скорость входа весьма мало меняется до момента достижения макс.