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

С помощью ИНС можно получить значения координат и скорости СА, а используявысоту полета h – значение плотности атмосферы в каждой точке траекториипо соотношению    0 e  h .Ошибки в определении  приводят к большим ошибкам L . Для компенсации ошибки L необходимо в момент прогноза измерять действительноезначение лобового сопротивления СА. Для коррекции можно использовать коэффициент, полученный из уравнения Xa m  дC 2,V  C xa S M   0 e  h2  m X где  a  - действительное отношение силы лобового сопротивления X a к m дмассе СА m ;V - воздушная скорость.Зависимости C xa (V , ) и  (h) заложены на борту в виде таблиц.Команды на управление дальностью перед подачей на автопилот оптимизируются, т.е.

получаются максимальные маневренные возможности аппаратадля парирования ветровых возмущений, колебаний  и ошибок СУС.Достоинствами методов управления движением СА с прогнозированиемточки посадки являются:- возможность определения nx max , qmax , высоты полета h и т.д., что делаетих гибкими методами, работоспособными в любых реальных условиях полета;- космонавт получает достаточное количество информации для осуществления ручного управления.Основным недостатком таких систем является необходимость БЦВМ свысоким быстродействием и большим объемом памяти.При использовании БЦВМ в контуре управления СУС СА одним из важных вопросов является выбор системы дифференциальных уравнений прогнозаи методов численного интегрирования, так как именно это определяет требования к быстродействию БЦВМ и объему ОП.Требования к БЦВМ можно значительно смягчить, если вместо интегрирования уравнений движения использовать их «приближенное» решение.

Траекторию СА можно составить из отдельных «модельных» участков, на каждомиз которых есть решение в замкнутой форме (изоперегрузочные, изовысотныеучастки, участки равновесного планирования и т.д.). Практический выбор тогоили иного типа траектории СА зависит от большего числа противоречивыхфакторов, однако наибольшее значение имеет простота СУ и возможностьосуществления безопасного спуска в аварийной ситуации.Поскольку точность аналитических решений ниже, чем при прямом интегрировании, то ошибки приведены СА в точку посадки будут несколько больше.При проектировании СУС с прогнозом точки посадки необходимо, чтобыошибка прогноза была меньше СКО прогнозируемого места посадки из-за действия на СА случайных возмущений в процессе спуска.Суммарная ошибка приведения СА складывается из динамическойошибки управления, которая остается не скомпенсированной к концу процессауправления, и из навигационной ошибки, из-за неточного определения фазовыхкоординат СА.Выводы.Анализ автономных СУС показал:1.В лучшем случае суммарная ошибка приведения СА в точку посадки составляет не менее 1-2 км (это плохо для многоразовых КА).2.При прямом спуске СА с гиперболическими скоростями входасуммарная ошибка приведения СА в точку посадки может оказаться значительно больше.3.Стремление уменьшить конечный промах приводит к усложнениюалгоритма управления, увеличению быстродействия БЦВМ и объема ОП,усложнению бортового навигационного комплекса СА.Необходимо разрабатывать СУС, имеющих на порядок меньшие динамические и навигационные ошибки и обеспечивающие приведение СА непосредственно на космодром.

К числу таких систем относятся комбинированные системы с использованием алгоритмов наведения (или самонаведения) СА в точку посадки на конечном участке спуска.9. Система управления спуском транспортного корабля "Союз ТМ"9.1. Траектория спуска. Начальные условия входа в атмосферуДля орбитального космического аппарата (КА) спуск с орбиты ИСЗначинается с момента выдачи тормозного импульса.Торможение на орбите должно обеспечивать переход КА на траекториюспуска, достигающую границ плотной атмосферы за время, меньшее, чем период одного витка на орбите.Такой траекторией может быть переходная эллиптическая орбита с высотой перигея Нп, меньше радиуса сферы Rвх, соответствующей принятой границеатмосферы (Рис. 1):Рис. 1где: Rз – радиус Земли;Rвх – радиус сферы, соответствующий принятой границе атмосферы;Нп – высота перигея переходного эллипса;Qвх – угол входа, образуемый касательной к границе атмосферы в точкевхода, и касательной к переходному эллипсу в этой точке;НА – высота апогея.Снижение по переходному эллипсу характерно для торможения на исходной орбите при помощи двигательной установки, т.е.

импульсного торможения.Выбор траектории движения КА при снижении в плотных слоях атмосферы должен предусматривать постепенное торможение до момента вводапарашютов. При этом интенсивность торможения ограничена величиной продольной перегрузки, допустимой для экипажа, приборов управления и конструкции спускаемого аппарата.С увеличением глубины погружения аппарата в атмосферу растет интенсивность нагрева его поверхности.

Эти факторы являются определяющими длярасчета предельной крутизны траектории спуска.При баллистическом спуске крутизна траектории снижения определяетсяпрежде всего, начальным углом входа Qвх в атмосферу.Баллистической траектории спуска присущи большие перегрузки, обусловленные неуправляемым аэродинамическим торможением, и большие отклонения фактической точки посадки от расчетной. Поэтому баллистическиетраектории рассматриваются в качестве резервных на случай отказа основнойсистемы управления спуском.Вид траектории спуска определяется начальными условиями входа в атмосферу и прежде всего углом входа Qвх.Из рис. 2.

видно, что угол входа связан с параметрами переходного эллипса и ограничен, по условиям безопасности, предельными значениями:Qвхmin  Qвх  Qвхmaxили, что эквивалентно:Нпmin  Нп  НпmaxТаким образом, получает так называемый "коридор входа" (рис. 2).Рис. 2Ширина "коридора входа" зависит от характеристик спускаемого аппарата и принятых ограничений. Для аппарата, способного управлять траекторией,ширина "коридора входа" тем больше, чем выше его несущие способности,определяющие возможность управления спуском.Проблема спуска СА в атмосфере связана с решением следующих задач:- определение допустимых условий входа при заданных ограничениях повысоте и скорости полета, перегрузкам, аэродинамическому нагреву и т.п.;- программирование траектории, обеспечивающей поддержание допустимых для данного аппарата уровня перегрузок и интенсивности нагрева приизвестных условиях выхода;- управление дальностью и боковым смещением точки посадки при заданных условиях входа;- определение условий конечного приземления спускаемого аппарата.9.2.

Аэродинамические характеристики спускаемого аппарата и способ управления траекторией спускаВажнейшей аэродинамической характеристикой спускаемого аппаратаявляется величина располагаемого (максимального) аэродинамического качества, определяющего возможность аэродинамического управления траекториейспуска.Спускаемые аппараты (СА) (например, для ТК «Союз-ТМ») имеют сегментально - коническую форму и обладают аэродинамическим качеством порядка К=0,3. Аппараты такого типа называются полубаллистическими.При движении СА в сплошной воздушной среде аэродинамические силы,действующие на него, определяются его формой, ориентацией, характером обтекания.Аэродинамическая сила R, действующая на СА в полете, раскладываетсяна составляющие в плоскости симметрии.Вектор R располагается в плоскости аэродинамической симметрии поднекоторым углом  к вектору скорости (рис.

3).Рис. 3Его выражение имеет вид:Cx  V2R S мид C y ,2Czгде: V22 скоростной напор;С x, y, z – аэродинамические коэффициенты;S мид – площадь Миделя;Проекция вектора R на ось ОХ называется силой лобового сопротивления Х:X = R cos Проекция вектора R на ось OY называется подъемной аэродинамическойсилой:Y = R sin Отношение величины подъемной силы к величине силы лобового сопротивления называется аэродинамическим качеством:K = Y/X = tg Изменяя ориентацию СА относительно оси ОХ, т.е. изменяя угол крена,осуществляется изменение эффективного значения подъемной силы, в результате чего изменяется профиль траектории.При уменьшении угла крена подъемная сила увеличивается и траекториядвижения СА становится более пологой, при увеличении угла крена - наоборот.Существует два основных метода формирования закона управления траекторией спуска с заданным уровнем точности:1 - управление, направленное на устранение текущих измеренных отклонений параметров координат траектории от расчетных (управление текущимотклонением относительно опорной траектории);2 - управление, направленное на устранение отклонения параметров точки приземления, прогнозируемой по текущим измерениям параметров траектории (управление конечным состоянием).В первом случае с требуемой точностью выдерживается заданная опорная траектория спуска, во втором - траектория отличается от опорной, приближаясь к ней лишь в конечной точке.Для системы управления спуском ТК «Союз-ТМ» принят второй методуправления траекторией снижения.9.3.

Назначение СУС ТК «Союз-ТМ». Структурная схема СУСНазначение СУС. Система СУС (ТК «Союз-ТМ») предназначена для организации управления движением СА относительно центра масс и управления конечной дальностью полета (т.е. движением центра масс) с момента разделенияТразд и до достижения величины потерянной (кажущейся) скорости VS = 7372 м/свозвращения экипажа в заданный район посадки с точностью 3 = 30 км.Система СУС (ТК «Союз-ТМ») работает в следующих режимах:- АУС - автоматический управляемый спуск;- РУС - ручной управляемый спуск;- БС - баллистический спуск;- БСР - баллистический спуск резервный.При аварийных ситуациях на участке выведения (при аварии носителя) взависимости от момента аварии система СУС переходит в один из следующихрежимов работы:1, 1а - баллистический спуск (БС);2- спуск с максимальным качеством или баллистический спуск (БС);3 - баллистический спуск с разделением СА и ПАО по командам от системы термодатчиков (БС по ТД).Система СУС автономна и обеспечивает безопасное возвращение экипажа при возникновении любых двух отказов в СУС.Структурная схема СУС.

На рис. 4 приведена структурная схема СУС.Рис. 4Спуск разделяется на внеатмосферный и атмосферный участок. Рассмотрим задачи, решаемые системой на участках спуска.Внеатмосферный участок спуска. Начинается от момента разделенияотсеков корабля (Тразд) и заканчивается моментом достижения спускаемым аппаратом кажущейся скорости Vs = 25,6 м/с.