Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г., Ярошевский В.А. Маневрирование космических аппаратов (1970) (1246622), страница 62
Текст из файла (страница 62)
нин при входе в атмосферу по шкале Купера дания прп воздействии перегрузок увеличивалась весьма незначительно, не более, чем на 0,5, если значение перегрузки не превосходило 6. Более сложные задачи стоят перед пилотом в том случае, когда требуется осуществить посадку аппарата в заданный район. Исследования возможностей пилота по управлению дальностью точки посадки проводились при различных способах задания программы управления. Результаты этих исследований схематически изображены на рис. 7. 25. Пилот, отклоняя ручки, включает и выключает струйные органы управления, создающие момент крена. Угол крена пропорционален двойному интегралу от момента крена.
Вертикальная скорость определяется интегралом от эффективной подъемной силы, зависящей от угла крена. Высота определяется интегралом от вертикальной скорости, скорость — интегралом от перегрузки, зависящей от высоты полета. Наконец, дальность определяется интегралом от скорости (рис, 7.26). Таким обра. зом, процесс управления описывается системой шестого порядка.
Результаты экспериментов показывают, что задачи, поставлен- 39о ные перед пилотом, упрощаются при переходе от отслеживания программы изменения дальности к отслеживанию программы изменения высших производных дальности (скорости, перегрузки и т. д.). Это следует нз понижения оценок степени трудности. На рнс. 7. 25 каждому варианту соответствугот две оценки — для случаев, когда управление короткопериодическим движением аппарата осуществляется автоматически и вручную (они были описаны выше).
Ошибки управления также убывают при задании программы изменения высших производных дальности. момект крена )струйка тяга ) ! угрорая стгрослм крека ! Угол крена 1 рертикаргкая скотгстг У места 1 перегрузка) Георг сто Далгкосто Рпс. 7. 26. Связь между параметрами углового н траекторного движе- ния аппарата и управляющим моментом На пилота можно возложить также и контроль над возможностью вылета аппарата из плотных слоев атмосферы. Граница захвата может быть аппроксимирована уравнением 17.
84) ~к( г) йн и" Если при функционировании ручной или автоматической системы аппарат приближается к границе, описываемой соотношением (7. 34), загорается предупредительная лампочка, пилот отключает автоматическую систему управления н выставляет угол крена, равный 180', после чего управляет аппаратом в зависимости от конкретных обстоятельств, Подробное описание системы ручного управления, связанной с прогнозированием дальности, приведено в [104).
Скорость входа в атмосферу принята равной второй космической скорости. Аппарат имеет возможность изменять угол атаки таким образом, что аэродинамическое качество изменяется от 0 до 0,5, а также изменять угол крепа. Бортовая вычислительная машина прогно- 396 зирует положение точки посадки с помощью приближенных ) равнений Чепмена при следующих значениях параметров. 1. — а =0,5, у=О (максимальная дальность полета Е ,„), 2. †" †.=О, у-==0 (минимальная дальность полета А,„м). сх 3.
†" =0,5, у =--45' (максимальная боковая дальность 7,„). с.т 4. Значения — '" и у являются постоянными, равными теку- С» щим значениям. Граница гахаагаа Угагт крена Нилснил граница (лмпх =М) Рис. 7. 27. Индикаторы, используемые прн ручном управлении апиаратол1 на участке входа в атмосферу Индикатор, который используется пилотом, представляет со. бой экран диаметром в 12 см, на котором прогнозируемая точка посадки имеет координаты в — см1 7 Ви1ат ' Внии ел|ах Кроме того, бортовая вычислительная машина определяет значениЯ свгсх, пРп котоРых ДостигаетсЯ пРеДельнО ДопУстимаЯ перегрузка и максимальная допустимая высота вылета аппарата из атмосферы.
Эти значения также выводятся на экран индика. тора (рис. 7.27). Имея в распоряжении эту информацию, пилот может осуществлять посадку в заданную точку, не нарушая ограничений по максимальной величине перегрузки и максимальной высоте вылета.
397 Интересно отметить некоторые особенности, связанные с управлением космическим летательным аппаратом при входе в атмосферу Земли или планеты со скоростью, существенно (в 2 — 3 раза) превышающей круговую. Как уже говорилось выше, коридор входа в атмосферу сухсается с ростом скорости входа в атмосферу. При движении вдоль верхней границы коридора необходимо использовать отрицательную подъемную силу вплоть до достижения круговой скорости полета. При движении вдоль нижней границы коридора необходимо вначале использо- д га Ю ' бй ВО г гак Рнс.
7. 28. Иамсненис угла крена аппарата при полете вдоль нижней и верхней границ коридора в случае входа в атмосферу Земли с большой скоростьк вать полохсительную подъемную силу, а затем во избежание вылета из атмосферы изменить знак эффективной подъемной силы (рис. 7.28). При полете с большой сверхкруговой скоростью возмущенное движение является неустойчивым и случайные отклонения возрастают очень быстро. Поэтому большую роль приобретает скорость выполнения операций управления аппаратом.
Если управление сводится к изменению угла крена, то угловые скорости и угловые ускорения крена должны быть достаточно велики — так, угловая скорость крена должна быть не менее 10 — 20 град/сек, а угловое ускорение — не менее 2— 5 г/хад/сект. В противном случае при полете вдоль нижней или верхней границы коридора не удается достаточно быстро выставить нужный угол крена и аппарат может вылететь из плотных слоев атмосферы с большой скоростью, либо наоборот, перегрузка может превысить предельно допустимое значение.
То же относится к времени упреждения при выполнении поворотов по крену. Так, если полет происходит вдоль нижней границы коридора входа в атмосферу, то выполнение поворота по крену от 0 до 180' должно происходить в строго определенный момент времени. Задержка этого момента приводит к вылету аппарата из атмосферы, а слишком ранняя перекладка по крену вызывает увеличение перегрузки свыше допустимых пределов (рис.
7. 29), Поскольку человек обладает определенным запаздыванием при выполнении сложных операций управления аппаратом, он ока- 398 зывается не в состоянии осугцествлять управление аппаратом при полете вблизи границ коридора. В итоге оперативный коридор входа в атмосферу для аппаратов, управляемых вручную, ом 0 Х Гп гх 20 т се« Рис. ?.
29. Влияние запаздывания в отработке поворота по крепу на максимальное значение перегрузки: т — опере>кение при выполнении поворота при полете вдоль нюкгмй границы оказывается заметно суженным по сравнению с теоретическим коридором входа и при скоростях входа в атмосферу порядка 20 км/сок исчезает. Зто иллюстрируется рис. 7.30, взятым из ан, ки ьн, км гп о г,п р г,о лп йо ка Рис. ?.
ЗО. Уменьшение оператинного коридора входа по сранненшо с тсо. ретическим коридором входа при автоматическом и ручном упрааленни аппаратом па участке входа и атмосферу 11071; границы оперативного коридора входа в атмосферу при ручном управлении оказываются несколько «размытыми», по- скольку у различных пилотов способность к быстрому выполне. пню операций проявлялась по-разному. 399 Дальность ла места посалки км Калечили ошибка и лапь ости п клг о о и м 2. о ,,а о* о ааа х Высота апагеп при амлете иа атмосферы км О лл» криМаксн- тнчеснаа мальнме точки псрагрраки бока- вап боко- проаольнап про .альнан 630 з72 204 б,о — 6,0 — В,Π— 4,65 — 7,5 — 7,5 — 7,5 — 7,5 — 7,а — 7,5 — 7,5 — 6,0 20800 !4800 925О 2780 14800 9250 925О 20800 14800 дгбо 14800 3700 о 0 0 о 740 370 740 о 0 о 370 185 9,9 д д д 9 1О,О 1О,О 1О,О 1О,О 6,3 6,4 6,6 8,8 148 151 151 151 154 152 161 170 179 рбб 168 214 369 лог 182 404 243 165 160 — 0,7 — О,! о,з 19.5 — 0,6 О 0,4 — 0,2 — о,б — 0,6 — о,г — З,7 Таблица 7 7 2,5 1,З О,д — 8,3 — 208 0,7 о,з 5„1 — 2,! 4,1 д,5 10,2 ПРИЛОЖЕНИЕ ! МЕТОД БЛОССБ Метод Блисса широко используется для определения функций влияния, связанных с системой линейных дифференциальных уравнений [48).
Рассмотрим систему уравнений в векторной форме — — А(Е)х==ю, лг (!. 1) где х и А(1) — вектор и квадратная матрица и-го порядка; 1 — вектор правых частей. т~ Запишем сопряженную систему уравнений — "-!-А'(Е) Л=о, лг (!. 2) где Д вЂ” также вектор и-го порядка; А т (1) — матрица, транспонированная к А (1) . Транспонируем систему уравнений (1. 2) ;т —,т +(А"(~)Л)'=-" — '- ).'А(т)- О.
(!. 3) Š— + — х:--. — (Е х) .Е ср, -т лх л1 — д .-т -.тлт лг лт (!. 4) нлп в скалярной форме Умножпм уравнение (1.1) на т.' слева, а уравнение (1. 3) — на х справа и сложим полученные уравнения. В результате получим Если нас интересует значение х!(Т), то уравнение (1.2) следует решать для 1(Т прн начальных условиях: Л('~ (Т) = (1. 5) Интегрируя (!. 4) по ! от Та до Т, получим х((7)=-Л( (га)х'! (га) —',- .. - ! ))! (га)ха(!а) т ;-~ [Л("(У)о,(()-'- ...
-':-4)())Р„(1)1 ТУ= = '"' (.)+ (' ['"'(У) ((М«. (!. 6) Л(7, г) =[к( ) Л( ),, Л(")) л( и т ( Л)( и (!) ; (1) х! Л2 . (и (2) ( ) .(2) )ч Ла .-.(2) т (!. 7) ,(ю Л("' Л'") )1 2 ° - и =(п)Т ПРИЛИИ(ЕИИЕ И ФОРМУЛЫ ЛЛЛ ИЗМЕРЕНИН ОЦЕНОК Н КОРРЕЛЯКИОИНЫХ МАТРОН З РЕЗУЛЬТАТЕ ИРОНЕЛЕНИЯ ИЗМЕРЕНИЙ Приведем краткий приближенный вывод формулы, описывающей изменение оценки вектора состояния бР и корреляционной матрицы вектора состояния в результате проведения совокупное~и измерений. 402 Таким образом, решение системы уравнений (!.2) прп начальных условиях (!.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
