Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г., Ярошевский В.А. Маневрирование космических аппаратов (1970) (1246622), страница 30

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 30)

187 Сравнивая уравнения парабол (3.9ч) или (3.95) с уравнением (3. 9?), замечаем, что параметр ае, парабол переключения можно рассматривать как среднее радиальное ускорение за все время процесса сближения. Следовательво, полное время сближения й приближенно может быть найдено из отношения на чальной скорости к параметру парабол — линий переключения, т.

е. аек Время цикла работы двигателя равно 2ае 2ае 2а ЛО Гы =-Гкк-ГГкык —— (ао ~ек) аек ек(ае ок) Следовательно, общее число й1 циклов работы двигателя будет дг ..= — =- Ооо(а ао ) гк 2аодо Немаловажное значение при ручном управлепии имеет длительность периодов включения и выключения импульсов тяги. Малая длительность создает неудобства для космонавта, прииуокдая его к частому включению и выключению двигателей. Управление угловой скоростью липии визирования 1) можно осуществлять постоянным ускорением а;, определяемым согласно формуле (3.91).

Поскольку радиальная тяга по величине не регулируется, пользоваться выражением (3.89) для вычисления 0 затруднительно. Правда, из этого выражения можно получить приближенное значение для 0, предполагая, что радиальное движение характеризуется в среднем ускорением ае, . Однако лучше производить вычисление о по фактической зависимости дальности от времени.

Рассмотрим тепсрь возможные способы приборной реализации пайденных законов управления вначале для случая непрерывной тяги, а затем для импульсной. В двухканальной схеме операция управления заключается в следующем. Космонавт обеспечивает ориентацию аппарата таким образом, чтобы свести к нулю угол у между линией визирования и вектором радиальной тяги. Измерение этого угла производится радиолокатором [10), одновременно осуществляется ориентация корабля по крепу. По окопчанпи процесса угловой ориентации космонавт устанав.

ливает поминальный уровень радиального ускорения а',, вычис. ляемый при предварительном анализе рассеивания траектории 1Вя сближения. Затем сравнивается номинальное ускорение с дейст. вительным значением ускорения, вычисляемого по формуле Ю ам=в 2в На индикаторе фиксируется отклонение аы от а„', . Уменьшение радиальной скорости сближения осуществляется управлением величиной ускорения ааг по величине рассогласования Срн2 Всличина рассогласования фиксируется па специальном янди. каторе, устанавливаемом па пульте управления. Кроме того. имеется индикатор для контроля отклонения действительного значения угловой скорости линии визирования от значения, вычисляемого по формуле (3.89).

Используя этот индикатор, космо. навт включает двигатель, создающий нормальное ускорение ас [!О]. К вспомогательным относятся индикаторы для фиксации дальности р, скорости о и угла у отклонения продольной тяги от линии визирования. Важным параметром для оценки двухканальной схемы яв. ляется требуемый диапазон дросселирования двигателя. Отно.

сительная степень дросселирования определяется по формуле а,л бр =-.. а, +а„, Здесь ускорение асл принимается равным своему максимальномуу значению. Прн поддержании ь на достаточно низком уровне степень дросселирования не превышает 10ч)ь )39). В одноканальной схеме управление радиальной тягой производится так жс, как и в двухканальной. Поддермгание номинальной величины а', осуществляется по рассогласовапню между измеренной скоростью о и требуемым законом ее изменения р,.

Что же касается направления вектора тяги (относительно линии визирования), то оно устанавливастся в соответствии с выра. женнем Для малых углов у, используется приближенное выражение При известных а, и а; данное выражение определяет угол у, который должен поддерживаться системой ориентации, Управление величиной ае производится следующим образом Вначале устанавливается постоянное ускорение, величина которого вычисляется по формуле (3.91). Затем прн дальност~ 0= 0,2155ое принимается переменное ускорение, величина кото. рого задается формулой (3,92).

В связи с трудностями измерений 0 за порогом чувствитель. ности переменное ускорение ае =400 определяется в соответсзвии с теоретической зависимостью ае.— 4ц„ 0„ ( — ) еп, где ое, 0„и 0„— значениЯ о, 0 и 0 в момент пеРеключениЯ Режима управления. Эту зависимость можно представить также в другой форме ае= — -400=-1,600 01 ~оееод255 / Целесообразность переключения режима управления ао становится попятной, если учесть, что это позволяет свестн ае к нулю, приведя тем самым продольную ось корабля к линни визирования во время подхода к станции для стыковки. Кроме того, переход к переменному норхгальному ускорению облегчает управление величиной 0 при низких уровнях 0.

Требуемый диапазон дросселировання двигателя в одно. канальной схеме значительно больше, чем в двухканальной. Это объясняется тем, что тяга должна регулироваться пе только для компенсации возмУщений а,*,, вызванных 00' и йе, но такж~ и для компенсации уменьшения вектора радиального ускорения вследствие приложения вектора тяги под у~лом у, к линии внзи. рования. Относительная степень дросселировапия определяетсн как а 1(1 — гез у), а,, Д1А ае1 + аее (а„+ аее) 1 Если предположить, что а составляет — от ае„то прн угле 9 у,=45', когда а,=а;, требуемая суммарная степень дросселировапия составляет уже Збе(е.

Считается, что при использовании одноканальной схемы в состав приборного оборудования могут быть включены вспомогательные индикаторы дальности, скорости изменения дальности и угловой скорости линии визировании. В импульсном режиме закон управления радиальным ускорением мозкет быть реализован с помощью осцилтографического индикатора фазовой плоскости 00 с напссеппымн на ней лн- !90 пнями переключения (391 Такой индикатор указывает на необходимость переключения двигателя и воспроизводит в любой момент времени состояние по дальности и скорости изменения дальности. Прпменсние осциллографического индикатора позволяет выполнять все операции управления по радиальному каналу, не прибегая к помощи счетнорец~ающих устройств.

Закон управления угловой скоростью линии визирования (управление ускорением а~) может быть таким же, как и в случае непрерывной тяги в одноканальной схеме. Единственная трудность связана с тем, что изменение характера радиального ускорения становится другим и уравнение (3.89) оказывается непригодным, Значение в для индикации вычисляется по урав- нению Аналогичные исследования по выбору законов управления могут быть проведены и в пространственном случае сближения корабля со станцией.

ГЛАВА )О Маневрирование при полетах н Луне Л 4,1. ТРАЕНТОРИИ ПОЛЕТОВ К ЛУНЕ Луна является ближайшим к Земле небесным телом. Поэтому вполне естественно, что полеты к Лупе с целью ес исследования начались вскоре после запуска первого искусственного спутника Земли. Необходимость выполнения маневров, их количество и качество )интенсивность н точность) определяется конечной целью полета космического аппарата к Лупе. Поэтому прежде всего рассмотрим основные задачи полета к Лупе н соответствующие траектории. Первой задачей является полет с целью попадания на Лупу.

В этом случае достаточно, чтобы конечный участок траектории пересекал поверхность Луны. При этом космический аппарат осуществляет «жесткую посадку», сближаясь с поверхностью Лупы со скоростью порядка 2,5 км/сек. Подобная задача решалась в полетах первой советской космической ракеты, доставившей на Луну вымпел с гербом Советского Союза, а также американских космических кораблей типа «Рейнджер».

Дальнейшим развитием этой задачи является полет на Луну с выполнением мягкой посадки па ее поверхность. Впервые эта задача решена советской автоматической станцией «Луна-9», совершившей 3 февраля 1966 г. мягкую посадку. Одновременно при этом выполнялись исследования лунной поверхности в районе посадки, результаты которых наряду с большим общенаучпым значением сыграли значительную роль в последующих полетах к Луне. Важнейшей задачей является также полет с целью облета Луны по незамкнутой селеноцентрнческой (относительно Луны) орбите. При этом возможны облеты как со стороны Луны, обращенной к Земле, так и с обратной стороны.

Облет может быть однократным и многократным, на произвольном и заданном расстоянии (высоте) от поверхности Луны. Впервые облет Луны по незамкнутой селеноцентрической орбите был осуществлен в сентябре !959 г. автоматической станцией «Луна-3». При этом 192 производилось фотографирование обратной стороны Луны. В результате были составлены первые карты невидимой с Земли части лунной поверхности. Естественно, что требования и точности выдерживання заданной траектории различны при решении указанных выше задач облета. Решение задачи многократного облета Луны на заданном (сравнительно близком) расстоянии от ее поверхности требует значительно большсй точности выдерживания траектории полета.

Характеристики

Список файлов книги