Бэттин Р.Х. Наведение в космосе (1966) (1246625), страница 62
Текст из файла (страница 62)
Одно из первых применений этого метода к задаче оптимизации систем управления читатель может найти в работе Лэнинга и Бэттина [351. Распространение оптимальной линейной оценки на случай коррелированных ошибок измерений было опубликовано в статье авгора [9[, Автор благодарен Дж.
Смиту из Эймса и д-ру Р. Ситтлеру из Аркона, исправившим серьезную ошибку в первоначальной трактовке задачи со взаимно коррелированными ошибками. Метод анализа влияния параметров ошибок, описанный в равд. 9. 9, взят из отчета Аркона [1[, который был написан по субконтракту с Приборной лабораторией.
Метод исключения вычислительных трудностей при расчете корреляционной матрицы (задача 9.1!) предложил д-р Дж. Поттер. ГЛАВА Х Теория наведения летательного аппарата для исследования Луны с непрерывно работающим двигателем малой тяги' В настоящей главе рассматриваются задачи определения траекторий, а также вопросы управления и наведения, связанные с лунным исследовательским кораблем с непрерывно работающим двигателем малой тяги. В технической литературе встречается немало работ, посвященных оптимизации межпланетных траекторий полета аппаратов с двигателями малой тяги, где используются вариационные методы. С другой стороны, проблемам наведения фактически не уделяется никакого внимания. Что касается оптимизации траекторий, то полученные в этом направлении результаты, бесспорно, представляют академический интерес, однако, судя по всему, до сих пор не была еще решена сколько-нибудь серьезная задача с учетом более одного гравитационного поля.
Настоящий подход основывается на той предпосылке, что формирование схемы наведения и выбор наилучшей траектории являются тесно связанными задачами, которые должны решаться одновременно. Основным свойством наилучшего метода наведения должна быть его простота, в то время как наилучшая траектория характеризуется максимальной полезной нагрузкой при удовлетворительном времени перелета. Эти требования не всегда совместимы и отсюда вытекает неизбежность компромиссных решений. Любой подход, при котором оптимизируется одно условие и игнорируется другое, не может считаться реализуемым. Методы наведения различны для разных этапов полета, перечисленных ниже: многовитковая спираль вокруг Земли на малых высотах; последние обороты вокруг Земли, предшествующие пассивному полету в район Луны; траектория приближения к Луне, состоящая из большого числа оборотов по спирали вокруг Луны с постепенным уменьшением радиуса; маневр окончательного регулирования орбиты.
Здесь также представлены результаты моделирования типичных траекторий полета, которые демонстрируют возможности системы наведения, основанной на излагаемых принципах. ь Содержание этой главы основано на материале статьи, написанной автором совместно с д-ром Джеймсом Миллером из Приборной лаборатории МТИ.
Работа представляет собой обзор донторсной диссертации Дж. Миллера Глрим. автора). 380 10.1. Введение Рассматриваемая здесь частная задача наведения состоит в переводе летательного аппарата с заданной орбиты спутника Земли на заданную селеноцентрическую орбиту. Достаточно очевидны сложности, связанные с формированием осуществимой схемы наведения, которая являлась бы в принципе простой, способной противостоять возмущениям и ошибкам, и при этом не противоречила бы основным целям полета. Нами была сделана попытка обойтись без общепринятого метода опорной траектории, который лежит в основе большинства систем наведения для космических кораблей, длительное время летящих с выключенными двигателями. В нашем случае аппарат с двигателем малой тяги, если не считать возможного короткого пассивного участка, непрерывно ускоряется вследствие совместного действия гравитационных сил и тяги двигателя.
Величина ускорения от тяги двигателя на несколько порядков меньше гравитационного ускорения Земли, поэтому для того, чтобы работа двигателя оказала заметное влияние на траекторию корабля, требуются значительные периоды времени. Вследствие этого возможность отклонений от расчетного режима работы двигателя и ошибок ориентации тяги делает нереальным предположение о том, что траектория полета корабля будет мало отличаться от заданной номинальной траектории. Задача наведения, естественно, делится на отдельные части, соответствующие различным этапам полета; отдельные из них схематически показаны на рис.
10. 1. Здесь они описываются вкратце и более подробно будут рассмотрены ниже. Во-первых, в течение периода раскрутки от Земли корабль должен управляться таким образом, чтобы в конце этого участка вектор скорости корабля соответствовал условиям встречи с Луной.
Для большей части витков спирали скорость возрастания радиуса крайне мала, и если начальная геоцентрическая орбита круговая, то мгновенная орбита корабля будет также почти круговой. На протяжении этого этапа полета относительное расположение корабля и Луны не имеет большого значения, так как орбитальный период корабля составляет всего лишь несколько часов и весьма мал по сравнению с периодом обращения Луны, занимающим один месяц. Зато на малых высотах большую роль играет несферичность Земли, которая вызывает вращение траекторной плоскости вокруг полярной оси Земли. Противодействие этому неизбежному вращению с по. мощью определенного выбора направления тяги здесь не предусматривается.
Задача системы наведения на первом участке, называемом учаатком раскрутки, состоит просто в обеспечении наискорейшего возрастания энергии корабля и одновременно в предотвращении больших отклонений от номинальной вращающейся плоскости движения. Когда корабль удалится от Земли на много тысяч километров, его расположение относительно Луны будет изменяться гораздо 381 медленнее, орбитальный период возрастет до нескольких дней и скорость изменения геоцентрического радиуса станет значительной.
В это время относительное положение корабля и Луны начинает играть существенную роль, а в задачу системы наведения входит обеспечение таких начальных условий пассивного полета к Луне, которые неизбежно приведут к контакту с Луной, если пассивнын участок будет продолжаться до самой Луны. Здесь последовательно используются два различных режима разворота вектора тяги.
ллогей траектооии лагсидного полета Пассийный участок траектоеии оетл тгн Уголноклоненол оноксанун гс'1 Рис, 10.1. Этаиы ваяедеиия Участки, на которых каждый из этих режимов применяется, будем для удобства называть участком ориентации и предпассиекым участком. Когда положение и скорость корабля достигнут таких значений, что станет возможным свободный полет в окрестность Луны, двигатели выключаются для экономии топлива и начинается пассивный полет, который может продолжаться в течение нескольких дней.
В это время скорость относительно Луны будет постепенно уменьшаться, однако она все же не станет настолько малой, чтобы можно было надеяться на автоматический захват корабля притяжением Луны. Поэтому за некоторое время до конца полета двигатели снова включаются и начинается наведение на участке сближения. В действительности принцип работы схемы ближнего наведения таков, что она может использоваться немедленно после предпассивного участка без промежуточного пассивного периода.
Таким образом, если повторное включение двигателей представляет собой слишком серьезную проблему, то пассивный участок можно вообще исключить без существенных потерь топлива. 382 Схемы наведения для различных этапов полета описываются в следующих разделах главы. Они обсуждаются в последовательности, обратной порядку их применения, так как способность системы наведения противостоять ошибкам и возмущениям на каком- либо этапе полета определяет требования к предыдущему этапу. Предлагаемые принципы проверялись с помощью численного моделирования на цифровой вычислительной машине и полученные при этом результаты кажутся весьма обнадеживающими.
Для методов наведения данной главы предполагается знание положения и скорости космического корабля в дискретные моменты времени или в непрерывной зависимости от времени. В случае автономной системы навигации положение может определяться с помощью методов, рассмотренных в гл. ЧП. Информацию о скорости получить несколько труднее. Если не считать короткого пассивного участка, ускорение от тяги прикладывается непрерывно и вариации характеристик двигателей вместе с ошибками ориен.тации вектора тяги будут приводить к значительным отклонениям корабля от расчетной траектории.
Поэтому для получения надежной информации о скорости, по-видимому, придется численно интегрировать уравнение движения в цифровом вычислительном устройстве системы наведения. Чтобы минимизировать ошибки, которые будут возникать из-за длительного интегрирования без обратной связи, можно использовать данные, получаемые в результате текущих засечек положения, что улучшит качество информации о скорости. Методы осуществления таких поправок описыващтся в равд. 10.7. 10.2.
Наведение на участке сближения Полет космического корабля начинается с орбиты спутника Земли и продолжается по раскручивающейся спирали с помощью тяги, приложенной, например, по касательной к траектории. Через некоторое время корабль достигнет точки, из которой может происходить его свободный полет в окрестность Луны. В этот момент двигатели выключаются и начинается пассивный полет, длящийся несколько дней.
На расстоянии около 80 000 км от Луны двигатели вновь включаются и начинается этап сближения, целью которого является вывод корабля на заданную селеноцентрическую орбиту. Основные принципы работы схемы ближнего наведения можно описать следующим образом: вычисляемая на борту скорость корабля относительно Луны сравнивается с запрограммированной скоростью, которая вычисляется заранее и хранится в запоминающем устройстве в виде функции дальности до Луны и величины ускорения от тяги.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
