Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г., Ярошевский В.А. Маневрирование космических аппаратов (1970) (1246622), страница 28
Текст из файла (страница 28)
Правую часть формулы (3.82) удобно выразить в функции значений переменных о, о и 0 после установления радиальной скорости сближения. Особенно наглядно такое представление формулы (3.82) для орбитального параллельного сближения, поскольку решения уравнений относительного движения в этом случае имеют конечные аналитические выражения.
Разделим левую и правую части формулы (3.82) на оа и, используя соот. ношения (3.80) и (3.8!), представим ее в виде : 1000 0 0,2 Оу 00 0,0 10 1Ч Рис. 3. 26. Зависимость требуемого иынтльса слорости в зависимости от начальныт условий для орбитального параллельного сближения 00';000 НРДгК 00' 110' 100 '0хб га11"510ч 150'и0 0 0г 00 00 00 70 а й4 Рис. 3.27. Зависимость требуемого времени в фуняиии начальных условий лля орбитального параллельного сближения )3.
72) на вычислительной машине, показаны на рис. 3. 28 и рис, 3. 29. Данные, используемые для построения графиков, определялнсь по начальной дальности йо(45 км. Пользуясь этими графи. ками, можно сравнительно легко оценить затраты энергии прп параллельном сближении в сравнении с другими методами осуществления встречи. Что же касается сравнения методов орби. оял о бро,гаро о,ть гтро гт' тлт ро Грега о тгоо г,г г,гг Рнс. 3 28. Зависимость требуемого нмпульса сьоростп от напалы<ыт условна алп параллельного сблажеапн тального и ннерциального параллельного сближения, то его можно провести по графикам, приведенным на рис. 3.
26 и рнс, 3. 28. Метод инерциального сближения является более экономичным, чем метод орбитального параллельного сблихсения, Это вытекает из того факта, что потребная величина нормальной тяги при инерциальном сближении полностью определяется разиостной силой тяжести. В других случаях, в том числе п прп орбитальном параллельном сближении, необходимы дополни.
тельные затраты энергии на преодоление действия кориолисова ускорения. Следует иметь в виду, что важное значение прп выборе того нлп иного метода наведения имеют так же располагаемые технические средства их реализации. В качестве примера рассмотрим использование графиков, изображенных на рис. 3.28 и 3.29, ва предварительной стадии проектирования системы управленця сближением [10). Допустим, что необходимо вычислить импульс скорости при инерциальном параллельном сближении, когда ос=30000 м, Ос=200' (корабль находится ниже и впереди станции), т =0,001 /тад/сек. Принима„ отношение ром/по=!, находим 0оо-Ооч= — 30 м/сек, а из графика на рис. 3.
29 в/и=0,81, по';гор' го о гоо' о ~а.уеоо о';гго' о';но' о';гаг' О Ог ОО ОО Ог /О Ее )Ч Рис. 3. 29. Зависимость требуемого времени от начальных условий для нараллельного сбли. жения Последнее равенство определяет время сближения = — =810 сек=13,5 мин. 0,81 Я' — = 1,58; В соответствии с графиком на рис. 3. 28 получаем ) ео1 откуда Л)ге=-!,58 ) (0) ) =48 м/сек.
Таким же образом проводится выбор Л)гв при орбитальном параллельном сближении. Н З,Ь. РУЧНОЕ УПРАВЛЕНИЕ КОРАБЛЕМ ПРН НАВЕДЕНИИ НА КОНЕЧНОМ УЧАСТКЕ Управление встречей пилотируемого корабля со станцией на зтапах непосредственного сближения (относительная дальность порядка 15 — 30 км) и стыковки может возлагаться на пилотакосмопавта.
Это объясняется исключительными способностями человека объемно видеть и лучше машины оценивать обстановку при непредусмотренных программой условиях полета. Ясное понимание возникшей ситуации в сочетании с приобретенными ранее знаниями и опытом позволяют космонавту на основе умозаключений принимать гибкие решения. Однако привлечение космонавта к участию в управлении полетом требует освобождения его от выполнения однообразных утомительных операций, 176 снижающих работоспособность и притупляющнх правильное восприятие окружающей обстановки и приборной информации.
Другими словами, при ручном управлении следует использовать такие методы сближения, которые обеспечивают максимальную надежность и могут быть легко осуществлены космонавтом. Применительно к космическим аппаратам это предполагает простоту приборного оборудования, необходимого для управления, и минимизацию топлива, расходуемого на выполнение ма- тт)таяна невров сближения, е г г сааяаии с: Не затрагивая здесь всей обширной проблемы ручного управлсния, остано- Геореаияеггая яуаавимся на одном частном во- еятяаяая яаллистяипросе использования навн- чеегага яеяеггаж гационной информации для задания режимов ручносо управления тягой двигателей корабля, отвечающих вполне определенным законам управления )!01 По- Земля следние реализуются в виде наглядной инструктивной рнс, 3.30. Относнтетвное рвсноложеиндикации.
В целях конкре- нвс порвал и ствннпн в моне т тизации постановки вопроса встречп с опережением ограничимся рассмотрением маневра компланарного сближения с опережением. Изображение на рис. 3.30 поясняет физическую сущность такого маневра, заключающегося в том, что управление относительной дальностью осуществляется торможением, в результате которого относительная скорость уменьшается до приемлемого конечного значения. Задача одновременного управления дальностью и относительной скоростью представляет собой задачу управления величиной п направлением ускорения корабля.
Решение этой задачи во многом определяется схемой компоновки двигательной системы на корабле. Для двигательных систем с регулируемой тягой рассмотрим следующие две схемы компоновки. В первой схеме на корабле устанавливается несколько реактивных двигателей, создающих тягу по ортогональ. ным осям (рис. 3. 31), где через Рс обозначена тяга вдоль про. дольной оси корабля, а через Ре тяга, нормальная к этой оси). Такую схему компоновки условимся называть в дальнейшем двухканальной. По второй схеме (рис. 3.32) все двигатели со.
здают тягу вдоль продольной оси корабля. Одновременное создание ускорений корабля вдоль линии визирования и по нор. мали к ней обеспечивается ориентацией продольной оси под определенным углом у к линии визирования. Эту схему будем пазы. вать одноканальной.
В обеих рассмотренных схемах векторы 177 Линия аизирадини я /.'„ни я аиа ;аа Рпс. 3. 3К Этви сближении по липки ви- аироваиип Рис. 3 32, Управлеиие ориеитапией корабля путем бокового смспгсиип Запасы топлива на борту корабля ограничены, поэтому основным критерием качества ручного управления тягой двигателей и ориентацией кооабля является критерий минимума энергетических затрат. Реализация данного критерия не должна требовать от космонавта выполнения большого объема вычислений и использования сложных индикаторов. Рассмотрим для двухканальной и одноканальной схем возможные пути решения этой задачи при инерциальном способе управления сблнгкениеа1 корабля и станции. Перепишем уравнения (3.70) в виде =.
Вбз---ди -- сто, (3. 88пу р6 — осэб+ рс с-пв, [3. 886 е ив . о .=Рг, ~ —, — — ~ з1п 3 — — ' гс гк га ! пе=рг ! — — — соз Э. с 'с г' г,', где В соответствии с приведенными уравнениями управление движением корабля заключается в таком изменении радиального ае н нормального ая ускорений, которое обеспечивает сближение 173 тяги Ра и ипв располагаются в плоскости орбиты, что требует ориентации корабля по каналу крена. Будем предполагать, что такая ориентация обеспечивается специальной системой, использующей, например, в качестве углового датчика крена инфракрасную вертикаль.
Компоновочные схемы двигательных систем, работающих в импульсном режиме, считаются аналогичными рассмотренным выше схемам двигателей с регулируемой непрерывной тягой. При разработке системы ручного управления сближением должны учитываться особенности принятой компоновочной схемы двигательной системы и режим ее работы. с минимальнымп затратами топлива.
С этой целью получим аналитические зависимости ускорений ае н а, от параметров относительного движения корабля. Поскольку управление скоростью о корабля производится в зависимости от дальности о, то ускорение должно быть функцией о и о. Примем, что ач зависит от рассогласования между действительной скоростью сближения о н ее требуемым значением й„т. е. а, =((й — и,).
Требуехюе зна. чение о, задается в виде известной функции дальцостп о. Допустим, что о, и о связаны следующей зависимостью: (г=- -- С(", (3.84) сое тдс С = гж е;. е — —: — Сй' и потребное радиальное ускорение аеь которое надо придать кораблю, будет ае, —.о=аС'в"-' Принимая а='/м получим йе аы 2 2 еач (3. 85) В этом случае под действием ускорения аы скорость корабля будет приближаться к пулю в зависимости от о по параболе. В действительности изменение о будет отличаться от этого законз, поскольку йчз и д, отличны от нуля, для компенсации возмущающего действия этих ускорений в выражение радиаль. .ного ускорения ае должен входить член ача, определяемый по формуле еэ=й(о',— «)=й(сйн' — И, (3.
86) где А — постоянный коэффициент. Таким образом, радиальное ускорение '2 ае — -- аы -'- аез = — -'- й (с()п- — й) еое 2вое меч и ве„ вЂ” значения дальности и скорости ее изменения в момент включения радиальной тяги; а — постоянный параметр. Предположим, что скорость сближения о, достигается при условии, сели возмущающие ускорения о1 и ггч в правой части урав. пения (3. 83) равны нулю. Тогда Е0+ 200=а„. (3. 87) Умножая левую н правую части равенства на е, можно перепи- сать данное уравнение так; И (026) =ае, аг откуда непосредственно следует гУ(Ез0)=ааЕ сК и после интегрирования ЕО=-Е",,0,, )-)'а,Е а (3.
88) где Ео, и Оое — значения Е и 0 в момент включения нормальной тяги. Предположим, что величина аг является постоянной, а изменение дальности происходит при постоянном радиальном ускорении е=ае =а,н которое определяется выражением (3.85). Тогда уменьшение дальности происходит в соответствии с тре- 100 состоит из постоянного члена, не зависящего от текущих значений Е и Е, и переменного члена, пропорционального отклонению действительной величины е от требуемого значения, Всчедствие убывания возмущающих ускорений о0' и ее прн уменьшении дальности переменный член в выражении радиального ускорения также уменьшается. Ускорение аг придается кораблю для сведения к нулю и под. держания на нулевом уровне угловой скорости вращения линии визирования 0. Необходимость в атом обусловлена двумя прн.
чинами. Во-первых, при 0 =0 минимизируется величина центробежного ускорения, вызываемая преждевременным уменьшением скорости е, во-вторых, исключается вращение корабля вокруг станции по спирали, возникающее при уменьшении дальности согласно закону сохранения количества движения. Все зто уменьшает объем маневрирования при разворотах корабля, необходимых для стабилизации вектора тяги по линии визирования. Кроме того, в случае использования на станции маяка-ответчика для радиолокатора, установленного на корабле, уменьшается потребная зона действия ответчика. Последнее приводит к увеличению козффициента усиления антенного устройства.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
