Вейцель В.А. Радиосистемы управления (2005) (1151989), страница 60
Текст из файла (страница 60)
7.19. Геометрические ссствавмввя прв посадке космических аппаратов ма рассчитать модуль радиуса-вемюра Р, перицевтра орби™, т. е. кратчайшее расстояние атнасительво цеитра небесного те ла [для Земли — радиус перигея). Ово определяется детерьпаш розаввой фувкцией. зависящей з данвый момент С от модули чекущего радиуса-вектора р КА и сюстаалспощих вектора его скорости ч = [ю, ю ч) — радиальной ю и тавгевцкальвой ю с= р рч— (7.25) Длв плавет с атмосферой при Расчетах траектории спуска необходимо учитывать влияние атмосферы. Если месса поссщки строго не задано, то зозможев вепюсредстзеиный переход с межпланетной орбиты ва траекторию спуска. При этом з расчетной точке Ор осуществляется коррекция скорости тс так, чтобы получился требуемый рьп который апределяаг допустимые траектории спуска при поездке или траекторию М пролета КА при выводе его ва орбиту спутника.
При непосредственной посадке аадаются границы аовы посадки и допустимые верхняя и вижвяя траектории спуска. Разброс траекторий нозаикает эа счет погрешностей измерений р н тс з веточвюсти коррекции орбиты. Ов определяет трубку (коридор) допустимых траекторий относительно средвей траектории.
Определение р производится относительно центра небесного тела О„, са средним радиусом г по формуле р=г +Н„, (7.26) где Н вЂ” высота полета КА относительно среднего уровня пас зерхвости. Поскольку для обеспечевия вужной карре»шип необходимо определять р ва звачвтельвом удалении КА от поверхности, то авачеиие Н„доливо быть порядка вескольких сотен и даже тысяч километров. Прямое измерение Нс с помощью радиовысотомера з принципе вазмсзкво, во малозффективво из-за недюстаточиой точности за счет неиавествога рельефа небесвого тела. Для устранения этого прешгссчкия можно применять системы типа нысотоиервьпс КЭНС-1 (см. рис. 7.16, о).
Однако для их рабаты сребуются априорвые данные о поверхности плаве ты. Значение ю можво иаиерить с помощью ДИС илв опредер лить дифферевцирозавием оцевки Н„". Требуемая точность здесь порядка десятков метров з секувду при скорости ие. сколько тысяч километров в час, т.
е. достаточно высокая. 318 Таигевциальиую составляющую скорости рассчитывают из саотвошеиия юрх — — (г + Н") [7.27) д»р' где -х- — ацевка угловой скорасчи вращения рэди с Ра Р. получаюзза абычио с помощью астроиверциальвой систеь»»» ТРебуемзл точность — порядка тысячных долей милли. радиана в секунду, т. е. такске достаточно высока. Полная скорость КА определзетюя двумя состзвляющвиис мадулеи юр — (аз + юрс )~и и Углом наклова траектоРии 7 — агс12 (ю,/юр).
В состав посадочного комплекса (рис. 7.20) входят командная радиосистема передачи информации (РСПИ) с антенной Аи юбеспечиззхлцая прием команд пш,, от иажмиого коиплекса управления; верадиатехвические системы астроориентации и гирастзбилизации, а тзк»ке акселераметри, рэди»киса»амеры ба~~шик (Не = 10 ки) и мал~к [Нс = 10 ки) зьх.ат; посадочный ДИС и БЭВ1»(, формирующая на основе всей поступзюсцей ивформации вектор команд в„ва органы управления двигателей малой и большой тяги.
Посадка КА обычво проводится з два этапа. На первом с помощью тормоэиога двигателя большой тяги гасится звачительвая часть входной скорости ю = аз з точке О„качала тра- Рве. 7.20. Структурнан схе»м пасадочхого Рздзюкюмплекса 319 р а.ДЯ д ~~ ~ й точке по формуле ( ° ле (7.26) с помощью РВ балыпих высот.
Затем ь з КА (совпадающую с осью тормозного дзигате. дальную ось аю совп влению вектора т . Двигатель долже д н вы ать па ля) по капрала , после че. заранее аало женкой программе тормозной импульс, лен от го совместно с РВ болыпих высот он может быть отдел КА аа ненадобностью. На втором зтзпе беаатмосферной посадки обычно использурованный на рис. 7.21, а для одной плоскости Ох,„змк перпен- по т еквня скорости О КА начинает спускаться по ра ... 10 м/с, и этом бокала с га ить начальную скорость аа до 3 ...
м/, пр меньвые составлякяц ие должны быть примерно на порядок ше, чтобы искл тоб сключить опрокидывание. По тай же причине тре- ЛЯ ПО- б брать достаточно гориаоатальную площадку д устоя вы ове икаита садки. . Эту задачу можно решить с помощью радио рт ( . 7.2), совмещенного, например, с ДИС. равд На заключительном эгапе посадки КА снижается расч по ат. аой фазовой траектории Нз(па г) (рис. 7.21, а), которая связыва- ю состазляюет необхоДимУю высотУ Нс полета в веРтикальнУю О = а скорости. После основного тормсзнога импульса на первом этапе КА имеет высоту Нз и вергихаль ую роаг и ока ь П(гм) Пк О к Ог „,Д а) з) Ряс. 7.21.
Геометрические саатнашенвя прк посадке КА методом грентасиаанага разворота (а) к арк управляемом спуске (а) азл а в тачке.А Отмеченнаи на рис 7 21 б р параметров за счет различных ошибок показав заштрихованной областью рассеяния в конце траекгарии входа КА. Далее с произвольной точки зтай области идет спуск с неиаменной скоростью до точки В с высотой Н, соответствующей началу расчетной номинальной фааонай траектории (врофи. лю) мягкой посадки — кривая ВСВЕ иа рнс. 7. 21, б. Основной ее участок ВС определяется уравнением разномерна-замедлевнога движения прн азданяых в точке С значениях высоты Нс и составляющей скорости аагс, которые соответственно имеют значения порядка десятков метров и единиц метров в секунду.
На участке СВ идет снижение с постоянной скоростью. В тачке В двигатели выключаются, и аег постепенно возрастаег до точки касания Е. что обеспечивает вертикальную устойчивость КА. Неабходимал фазовая снорость на участке ВС зздаегся соотношением (10] ае.г(НО) = (2()УО г — Д )(Но Нс) + 4~ОРз (7.23) где )У ь — номшюльнае тормозное ускорение КА в инерциальной системе коордиват за счет тяги двигателей на втором этапе; л,, — ускорение своболяого ведения ва поверхность небесного тела.
Для удержании КА на фазовой траектории Нс(аа„г) право- дигсЯ РегУлиРование УскоРениЯ )УО, = )Уе тоРможениЯ па пРадольвой оси з, КА(рис. Т.22). Для мого пропорционально рассогласованию по вертикальной соагевляющей скорости йааь Оаь "е ~ (На) вырабатывается сигнал команды икг(г) на органы управления силой тяги Р, (1) двигателей, кото)хш изменяет ускорекие )Уа Р) =(1/тх„)Р „(Г). где ~„„— ~асса КА. Вектор ускорения (торможения) %ге с помощью кинематического звена КЗ1 по схеме рис. 7.22 преобраауется в высоту Н Я и вектор скорости та(Г) путем интегрирования соответствующих составляющих и добавления к приращевиям ЛНе(г) и Ьт (Г) начальных условий Нл и т „в точке А. в которой ков гуры управления замыкаются (включаются). Для ушпйчвносчи контура используетая сигнал обратной связи по продольному ускорению )уся которое измерается акселерометром.
Этот сигнал подастся на формирователь команд ФКг в ВЭВМ. 320 1! -псаглчеа Ф 321 Рвс. 7,22. Схема контура рздвсузрззлеввя КА пря е»о псеадке методам гдэвитэцвоввсгс разверста Взорой контур регулирования ва рве. 7.22 ориентирует ось з ЕА по вектору ъс для гразктацвовкого равворота. Его основой является ДИС, пзмеряющпй продольвую о, к поцеречвые есм оз составляэвцве т„в вверцкзльвой системе координат. Оценки ос,з, оэ,. озм в бортовой системе коордвват формврукятя в ЬЗВМ ка освове деевых об углах ф в д, откловеввя осв з в горвэовтзльвой я вертикальной плоскостях кверпяэльвой системы коордвпат.
Зтв даввые поступают от астровверцвальвых датчиков арвевтацкв ДО. В в»псе в БЗВМ вычисляются углы откловепвя а,',„м сс /о~,„ я пзг поз~/осы Зтк углы задают отвловеввя осп зэ от направлении вэ з перпендикулярных плоскостях, щюходящвх через э, в ортоговальвые осл хм в уы. Совокупность углов пс = (оо», а,;„) поступает в бюрмврователь комавд ФКм куда также поступают данные с датчвка угловых скоростей ДУС о соответствующвх угловых скоростях ы„, мэ КА вокруг осей вверцяальвой свсте- мы коордвват.
Зта отрпцэтельваз обратваэ связь повьппает устойчивость орвевтвцвк КАПод действкем сформаровавного свгвала комавды п»з(г) пропорцвопэльво ас(г) органы управления вырабатывают воздействвв Ь ва двигатели малой т»пм, которых обычво ве менее трех. Зтв двигатели аа счет асимметрии тягл совдают совокупжкть вращательных моментов Мз = (М„з. М»э) вокруг осей хзэ к ум. Получаемые под действием моментов угловые ускорения и„. а категркруются в кввематпческом авеке Кеа, образуя угловые скороств ы», м„я углы й.
и, ориентации. Измепевке эткх углов меняет каяравлевве вялы тягк Р, так. чтобы аво совпало с вапрэглевкем тс, что в требуется для граввтацяовкого разворота КА. Таким образом, ва этапе коррекции траекторвк КА в его мягкой беэатмосферкой посздкв ка провввольвый участок местности веобходвмо измерять четыре параметра: высоту в трв составляющве скорости. Зго можво обеспечвть с помощью автовомвых радвоскстем. Освоввые погрешности взмеревпя этих параметров рассмотревы в равд. 7.2. Прв решении ряда задач применение АРС для рэдвоупрэвлепвя КА ограяячево дальностью действия к точвостыо вамереквя АРС, а также специФикой вх работы пэд пересечеквой местностью. Отсюда дополнительно воэкккает аэдача вэмереввя профиля рельефа с целью определевкя еще двух коордкват х, у площадки места посэдкп я камереявя собствеквых м коордккат хс, ус КА для его наведения в горкзовтальвой плоскости.
Для этого возможно применение АРС, освовэпвой ва распозвававвк образов (равд. 7.4). Напрямер, прп»обучеввк» зталоявый обреа посздочвой площадка может бьггь полууек с орбиты прк облете небесного тела. а прв»самообучевяя» эталоквый образ формвруетсв в процесса сввжевпя и ваведеввя КА ва площадку, удовлетворающую выбравкому критеРию.
7.6. Полуавтономное радиоуправление 7.6Л. ОбщиЕ прИнЦИПы Выкупе были рассмотревы спсгемы радвоупрэвлеввя с полкой автовомностью: вкформацяовкой я аппаратурвой. Наряду с ними существуют я системы полуавтовомвого рэдвоуправлевкя, в которых кмеется явформацковкая азтовомвость. а аппаратуряая — отсугствует, поскольку прв определеввв ЗзЗ вектора состояния УО Хо используется аппаратура, расположенная вне УО. Примерами такой аппаратуры могуг служить передающие устройства, облучающие (зподсвечннающиеэ) естественные радиоориентиры (например, подстилающую поверхность), а также передающие либо приемопередающие устройстаа, выполняющие функции искусственных радиоориенгироэ.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
