Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г., Ярошевский В.А. Маневрирование космических аппаратов (1970) (1246622), страница 61
Текст из файла (страница 61)
(7. 29) Составляющие вектора Лг(«) — функции 61(«), 62(«) вычисляются предварительно. В ряде случаев эти составляющие могут быть определены аналитически. Так, например, в [76] рассмотрена система управления траекторией квазистационарного планирования. Предполагается, что измеряются значения вы. соты Н, угла наклона траектории 0, дальности «. и скорости 1«, которая является аргументом системы уравнений в вариациях. Основное соотношение, аналогичное соотношению (7. 27), записывается в следующем виде: таких, например, как возможные отклонения аэродинамических характеристик аппарата, отклонения плотности атмосферы. Поэтому большое распространение получили различные модификации этого метода. Простейшей модификацией является введение коэффициента перекомпенсации А>! в законе (7. 28) са =- Й (г) ох (1).
(7. 31) Если выбрать коэффициент )е очень большим, то система управления приближается к релейной, так как диапазон изменения угла атаки ограничен. Влияние постоянного коэффициента пере- Ж хм Рис. 7. 22. Влиянпс величины иоэффицяснта псреномпенсания на характер управляемого движения компенсации, большего 1, на характер процесса управления показано на рис. 7. 22.
Как видно, при 1=1 система управления неполностью компенсирует начальное отклонение по дальности, но при увеличении й до 2 обеспечивает удовлетворительную точность управления. В ряде работ переменные коэффициенты перекомпенсации подбираются эмпирическим путем, причем законы изменения этих коэффициентов оказываются различными для различных сигналов управления. Для примера можно привести рис.
7.23 из работы (89), где показаны коэффициенты перекомпенсапии й, и уах, подобранные для закона управления З ( — "1=7еА(Г) З('в(У) —,'-угэугэ(Ь') аггс((')- 6а((') Ы(Г). 17,321 Как видно, значения коэффициентов перекомпенсации зависят от требуемой дальности атмосферного участка траектории и скачком изменяются при переходе от сверхкруговой скорости (первое погружение в атмосферу) к докруговой скорости (второе погружение в атмосферу). Одной из интересных модификаций схемы управления с использованием коэффициентов влияния является так называемый 390 ге 391 метод г;матргичноео управления 161), '182), который основан на выборе переменных передаточных коэффициентов из условий наиболее экономного использования управляя щего воздействия. В простейшем случае закон отклонения управляющего воздействия подбирается та- "г ~ кнм образом, чтобы скомпенсировать влияние измеренных отклонений параметров траектории и, вместе с тем, обеспечить минимум -интеграла от квадрата отклонения управляющего воз- ге действия (угла крена или угла атаки).
Системы управления, рас- «г считанные на решение задачи 3 (см. 9 7. 1) — вывод аппарата на стационарную орбиту около планеты после торможения в атмосфере, ггг --- р<г могут быть основаны на любом из трех перечисленных принципов. В [108) рассматривается система управления аппаратом, входящим в атмосферу Марса со скоростью, в 3 — 4 раза превышающей местную круговую ч скорость. «, Задача заключается в том, чтобы вывестп аппарат, г -«, подлетающий к Марсу, на орбиту спутника Марса. Тор- «г мо>кенне аппарата до мест- в ге г'.
тггг ггм ной крутовой скорости может быть выполнено н с по- Рнс. 7.93. Зевггсггггость коэффидггмгмощыо тормозных двигате- то» пеэекомпенсацнк от лальност~ весовых затрат, необходимых для обеспечения теплозащиты аппарата, атмосферное торможение, позволяет получить большую экономию стартового веса, если используется двигатель большой тяги. Одним из наиболее важных возмущений в случае входа в атмосферу «чужой» планеты является отклонение плотности атмосферы Система управления способна скомпенсировать влияние довольно больших отклонений плотности атмосферы— так, при отклонении логарифмического градиента плотности атмосферы Марса ЛХ71,=-ь0,25 отклонение высоты апогея траектории вылета из атмосферы составляет лишь -~-1О км.
При торможении аппарата в атмосфере имеется возможность изменить плоскость орбиты по отношению к исходной плоскости орбиты. Если регулирование подъемной силы осуществляется путем изменения угла крена, то изменение плоскости орбиты характеризуется углом Ьф, который приближенно равен: нач сд .
с" М= — ~ — зЫТ— сх 17. 33) сан Траектория входа в атмосферу Земли завершается предпосадочным участком, на котором могут применяться вспомогательные посадочные устройства: парашюты, парапланеры, роторные устройства, тормозные двигатели мягкой посадки. Посадку самолетного типа могут осуществлять аппараты с большим аэродинамическим качеством — порядка 5 и выше. Вопросы управления аппаратом на этом участке рассматриваются в работах [531, [791 и др. а 7.4. ИЧНОК УПИВЛКНИВ ПРИ ВХОДК В йтМаафю Как правило, при проектировании систем управления космическими летательными аппаратами стремятся к возможно более полной автоматизации процессов управления полетом, чтобы в максимальной степени облегчить поставленные перед космонавтом задачи и предотвратить возможность ошибок пилотирования.
Кроме того, человек, находящийся на борту аппарата, может выполнять целый ряд операций, дополняя автоматическую систему управления. К ним, в первую очередь, относится контроль над работой автоматических систем управления, всесторонняя оценка поступающей информации, опознавание аварийных ситуаций, отбрасывание ложной или сомнительной информации. Если самочувствие человека удовлетворительно, он может взять на себя и основные задачи по управлению аппаратом, причем человек иногда оказывается в состоянии выполнить эти задачи и при выходе нз строя некоторых элементов системы управления.
Работа человека осложняется при воздействии аэродинамических перегрузок в процессе управления аппаратом. Степень воздействия перегрузки на организм человека зависит от величины, направления и времени действия перегрузки [рис. 7.24), [771. Результаты исследования возможности человека осуществлять управление полетом аппарата на участке входа в атмосферу приведены в [1071 и [108].
При проведении экспериментов использовался комплекс, ьключающий центрифугу, с помощью которой моделировались перегрузки, действующие на пилота, и быстродействующую вычислительную машину, на которой были запрограммированы уравнения управляемого движения аппарата. Предполагалось, что пилот имеет возможность с помощью струйных органов 1правлять поворотами аппарата относительно трех различных осей. Управление движением крена осуществлялось в двух ва- Дллуои 2 печении 7- Дулулллив г тлечелле 2-у Дплуеталю д ~елее~ ие улип~ельллел гуеет ели в у у г у -г Рис 7.24.
Влияние направлении и времени действии перегрузки иа чувствительность пилота риантах. В первом варианте огклонение ручки управления вызывало появление углового ускорения по крену, равного 10 град/сек'. Во втором варианте отклонение ручки приводило к появлению угловой скорости крена, пропорциональной отклонению ручки, с ошибкой, не превосходящей в среднем 1 град/сек, что обеспечивалось специальной замкнутой системой регулироьания. Максимально возможная угловая скорость, достигаемая при максимальном отклонении ручки, составляла 20 град/сек. Для управления движением тапгажа и рыскания достаточно лишь обеспечить демпфирование — создать реакцию системы управления на угловые скорости, поскольку устойчивый аппарат имеет достаточную аэродинамическую статическую устойчивость по тапгажу и рысканию.
Это демпфирование может осуществляться с помощью автоматической системы или пилотом. Испытания проводились для двух случаев. !. Работа пилота облегчена в максимальной степени, если управление креном осуществляется по второму варианту, а демп. фирование колебаний тангажа и рыскания выполняется автоматической системой. В этом случае, по сути дела, управление 393 короткопериодическим движением аппарата происходит автоматически. 2. Более трудные задачи стоят перед пилотом, если управление креном осуществляется по первому варианту, а демпфирование движений тангажа и рыскания должен выполнять пнлоч, так как в этом случае допустимо лишь небольшое запаздывание.
Пилот располагается в кабине, на приборную доску которой выведены индикаторы следующих параметров: 1) угла крена; 2) производной угла рыскания; 3) производной угла тангажа; 4) отклонения угла крена; 5) производной от перегрузки; 6) перегрузки; 7) скорости; 8) прогнозируемого бокового отклонения точки посадки; 9) дальности; 1О) времени. Участие пилота в управлении космическим летательным аппаратом на траектории входа в атмосферу может предусматриваться при различных методах управления как в схеме с отслеживанием поминальной траектории, так и в схеме с прогнозированием точки посадки. Простейшей задачей, которая может стоять перед пилотом, является управление полетом в аварийной ситуации, когда условия входа существенно отличаются от расчетных или автоматическая система управления выходит из строя.
Тогда перед пилотом ставится ограниченная задача — обеспечить захват атмосферой и безопасную посадку аппарата, не превышая предельно допустимой перегрузки. Простейшим способом выполнения этой задачи является выход на траекторию с постоянной перегрузкой. Пилот способен выполнить эту задачу, имея в распоряжении лишь грубый датчик угла крена и акселерометр. Конечно, при этом не выполняется условие посадки аппарата в заданный район. Следует отметить, что для полной характеристики систем ручного управления необходимо оценивать не только качество работы этих систем, но и степень трудности осуществления управления.
Для оценки степени трудности используется специальная десятибалльная шкала, разработанная Купером [70]. Пилоты, проходяшие испытания, оценивают степень трудности на основании своих субъективных ощущений, причем результаты опроса пилотов осредняются. Считается, что оценка, пе превосходящая 3,5, указывает на то, что выполнение необходимых операций не вызывает затруднений и возможно в нормальных условиях. Оценка от 3,5 до 6,5 указывает на то, что выполнение операций связано с определенными трудностями и возможно лишь в аварийных ситуациях. Оценка более 6,5 указывает, что на выполнение предусмотренных операций практически рассчитывать нельзя. Результаты испытаний показали, что наиболее приемлемым значением постоянной перегрузки, которую может отслеживать пилот, является 3.
При этом амплитуда отклонений от заданной перегрузки составляет около 0,2, а оценка по шкале трудности равняется в среднем 3,5. Эти испытания проводились как в статических условиях прп остановленной центрифуге, так и в условиях воздействия перегрузок. Оценка трудности выполнения за- сз руннае упрадлепие нереткапериединееним Зплабление дбимением 8 нгбтмепне о ебтаматинегкее упрабление керетнепе- риади нескин ддилениен угляди я угол лреизбад- перегруз- гкброете даленеете Лраграммел енграгть крена ния ка крена перегрузки Рис у. 25, Оценка различных вариантов системы ручного управле.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
