Константинов М.С., Каменков Е.Ф., Перелыгин Б.П., Безвербый В.К. Механика космического полета (1989) (1246269), страница 76
Текст из файла (страница 76)
При данных методах управления кос- 389 Онпгегрирабание и преоброзабание каарбина~п Гораппопг- агарма туг иь Учел браагения армии г и пмаз пгаг т Ограничипгель Закан бпаабпенип Кгаа г ббптопипапг бппаь ам /оррекиия гипм гапрапгибпения Табпиаа мкгепера- аз еу, аг мепгрм Рис. !0,3.
Схема системы управления с прогнозированием точки посапкн монавт получает достаточное количество информации для успешного осуществления ручного управления. Основным недостатком таких систем является необходимость иметь на борту БЦВМ с достаточно высоким быстродействием и большим объемом памяти. Однако в настоящее время имеются определенные успехи в создании малогабаритных БЦВМ, которые могут быть использованы в СУС СА [19]. При применении БЦВМ в контуре СУС СА одним из важных вопросов является выбор системы дифференцированных уравнений прогноза и методов их численного интегрирования, так как именно это определяет требования к быстродействию БЦВМ н объему оперативной памяти. В работе [491 разработан вариант системы уравнений прогноза, описывающий пространственное движение СА при входе в атмосферу.
В[53~ рассмотрена задача о прогнозировании параметров движения, используемых в алгоритме управления прн входе СА в атмосферу с параболической скоростью. Приведены две системы упрощенных уравнений движения СА, Рассмотрены два метода интегрирования: модифицированный метод Эйлера и модифицированный метод Адамса третьего порядка. Указывается на предпочтительность метода Адамса. 390 Еа участке первого погрум ения шаг интегрирования можно выбграть в пределах -9 с, а на внеатмосферном участке его можно увеличить до 200 с. Ошибка приведения СА в точку посадки с учетом возмущений плотности атмосферы лежит в пределах 1 ...
2 км. Требования к БЦВМ можно значительно уменьшить, если вместо интегрирования уравнений движения использовать их приближенное решение. Траекторию спускаемого аппарата можно составить из отдельных «модельных> участков, на каждом из которых имеется решение в замкнутой форме (изоперегрузочные, изовысотные участки, участки равновесного планирования и т. д.).
Практический выбор зого или иного типа траектории СА зависит от большого количества иногда противоречивых факторов, однако наибольшее значение имеет простота системы управления и возможность осуществления безопасного спуска в аварийной ситуации. В связи с тем, что точность аналитических решений может оказаться недостаточно высокой, ошибки приведения СА в точку посадки будут несколько больше, чем при прямом интегрировании уравнений движения на борту СА. При проектировании СУС с прогнозированием точки посадки необходимо стремиться к тому, чтобы ошибка прогнозирования, обусловленная неточным расчетом траектории, не превышала среднеквадратичного отклонения прогнозируемого места посадки вследствие действия на СА в процессе спуска случайных возмущающих факторов.
Суммарная ошибка приведения СА складывается из динамической ошибки управления, которая остается нескомпенснрованной к концу процесса управления, и навигационной ошибки, обусловленной неточностью определения фазовых координат СА. Таким образом, анализ автономных СУС СА показывает, что в лучшем случае суммарную ошибку приведения СА в точку посадки не удается получить меньше 1 ... 2 км, При прямом спуске СА с гиперболическими скоростями входа суммарная ошибка приведения СА в точку посадки может оказаться значительно больше. Стремление уменьшить конечный промах приводит к необходимости усложнения алгоритма управления, увеличения быстродействия БЦВМ и объема оперативной памяти, усложнения бортового навигационного оборудования СА.
В связи с этим, особенно для многоразовых систем, необходимы СУС, обладающие на порядок меньшими динамическими н навигационными ошибками и обеспечивающие приведение СА непосредственно на космодром. К числу таких систем могут быть отнесены комбинированные системы, с использованием алгоритмов наведения СА в точку посадки на конечном участке спуска. 391 1О.З. УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ СА НА КОНЕЧНОМ УЧАСТКЕ СПУСКА В связи со значительным расширением в ближайшем будущем класса задач, которые будут решаться космическиии аппаратами в околоземном и окололунном пространстве, вопросы повышения точности посадки возвращаемых ракетнокосмических объектов становятся весьма актуальными. Существующие системы управления спуском (СУС), основанные на использовании только автономных методов управления, не позволяют решить эти вопросы.
Имеющиеся в настоящее время автономные СУС не обеспечивают требуемой точности посадки порядка сотен метров, и получение такой точности наведения СА в заданную точку с использованием только автономных средств управления весьма затруднительно из-за наличия ошибок в определении начальных параметров входа, инструментальных погрешностей навигационных систем, действия различного рода возмущающих факторов и т.
д. Ведущиеся в последнее время интенсивные исследования автономных СУС с использованием бортовой вычислительной техники позволяют значительно повысить точность посадки СА. Однако, как показывает анализ работы подобных СУС (см. 10.2), обеспечение точного приведения СА на космодром связано с рядом технических трудностей, так как прогнозирование траектории спуска на конечном участке будет довольно неточным из-за существенной переменности аэродинамических коэффициентов на околозвуковых скоростях полета. При значительном увеличении в будущем грузопотока на орбиты ИСЗ и увеличении интенсивности полетов в околоземном и окололунном пространстве необходимо решать задачу об обеспечении посадки СА непосредственно на космодром с ошибками в точке посадки, не превышающими нескольких сотен метров.
В связи с этим возникает необходимость разработки СУС, обеспечивающих такие точности посадки. Одним из возможных путей решения данной задачи является создание комбинированных (цолуавтономных) СУС, использующих иа конечном участке спуска внешнюю информацию с целью уточнения взаимного положения СА и точки посадки. Такую информацию можно получить при использовании наземной радиолокационной станции (РЛС) или всенаправленного радиомаяка. Подобного рода СУС могут быть применены для точного приведения на космодром современных орбитальных космических аппаратов многоразового использования, обладающих сравнительно высоким аэродинамическим качеством, а также космических аппаратов, входящих в атмосферу Земли и других планет с гиперболическими скоростями. 392 Одной из основных проблем при проектировании данных СУС является обеспечение радиосвязи СА с Землей на конечном участке спуска.
Так как в настоящее время радиосвязь не может быть обеспечена на всем атмосферном участке спуска, то на начальном участке входа могут быть использованы достаточно отработанные в настоящее время автономные СУС, а радионаведение используется с момента восстановления радиосвязи.
При использовании командного наведения СА в точку посадки положение СА в геоцентрической системе координат определяется с помощью наземной РЛС. Путем обработки результатов измерений определяется вектор фазового состояния СА. В наземном вычислительном комплексе проводится интегрирование полных уравнений движения СА в ускоренном масштабе времени и определяется требуемая величина управляющего параметра, обеспечивающая приведение СА в заданную точку посадки. В связи с большими возможностями по быстродействию и объему памяти наземной ЭЦВМ частота коррекций управляющего параметра определяется возможностями исполнительных органов СА. При управлении по одному параметру (углу крепа у) для отработки бокового отклонения необходимы перекладки по углу крена, так как для управления продольной дальностью спуска используется эффективное аэродинамическое качество СА.
С этой точки зрения более рациональным является управление СА по двум параметрам (а — у-управление), причем угол крена может быть использован для стабилизации плоскости наведения, а угол атаки а для обеспечения полета па заданную дальность. Для уменьшения требований к быстродействию ЭЦВМ возможен режим работы ЭЦВМ, основанный на сравнении реальной траектории полета СА с серией опорных траекторий, заложенных в память ЭЦВМ, и выбор опорной траектории, удовлетворяющей фактическому фазовому состоянию СА. Сигналы коррекции высоты, дальности, азимута передаются на борт аппарата по радиолинии с предварительным разделением их по каналам автопилота, В запоминающем устройстве наземной ЭЦВМ содержатся несколько опорных траекторий, которые позволяют осуществлять более гибкое управление СА и производи~ь посадку в любую из наперед заданных точек при значительных ошибках в начальных условиях входа в атмосферу или, например, в случае аварийной посадки.
Число наземных РЛС определяется из условия обеспечения непрерывного сопровождения СА от момента входа в атмосферу до момента посадки. Вследствие кривизны поверхности Земли сопровождение СА при некоторой заданной максимальной дальности действия РЛС и некотором минимальном угле возвышения РЛС может быть осуществлено в том случае, когда 393 высота полета СА больше некоторого минимального значения. Для средних дальностей спуска при непрерывном сопровождении СА достаточно двух РЛС, одна из которых должна быть установлена в районе расчетной точки посадки. Одним из важнейших вопросов, который должен учитываться при проектировании данной системы управления, является вопрос о прохождении радиосигналов через ионизированный слой газа, окружающий СА при спуске с большими скоростями в атмосфере.
Оболочка из плазмы и связанные с ней явления электромагнитного поглощения, отражения, рефракции и т. д. в значительной степени затрудняют связь с СА в процессе спуска. Данный метод управления СА на конечном участке требует минимума бортовой аппаратуры СА.
Метод обеспечивает гибкое управление движением СА при наличии аварийной ситуации. На конечном участке спуска возможно также использование различных методов самонаведения СА на маяк. В связи с тем, что скорость полета СА значительно превышает окружную скорость маяка в геоцентрической системе осей координат, с кинематической точки зрения все известные методы самонаведения в данном случае приблизительно равноценны. Сравнительный анализ в данном случае различных методов самонаведения в существующих системах проводится на основании анализа закона поворота руля, соответствующего каждому из методов самонаведения. При самонаведении СА на радиомаяк закон поворота руля вблизи точки посадки не играет существенной роли, так как допустимая точность приведения составляет несколько сотен метров.
Поэтому выбор того или иного метода самонаведения диктуется, в первую очередь, составом бортового оборудования, плавностью изменения кинематических параметров траектории, возможностью ограничения этих параметров, возможностью выполнения задачи в аварийных ситуациях. С этой точки зрения заслуживает внимания метод пропорциональной навигации, при котором угловая скорость вектора скорости СА пропорциональна угловой скорости линии визирования точки посадки. Соответствующим выбором коэффициента пропорциональности (или его программированием по траектории) возможно воздействие на параметры движения СА в процессе спуска (281. Прн использовании в качестве управляющего параметра угла крена (у) самонаведение СА на маяк может быть организовано в плоскости наведения, проходящей через вектор текущей скорости СА и линию визирования, причем в качестве управляющей силы используется проекция вектора подъемной силы на эту плоскость.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
