Нариманов Г.С. Основы теории полета космических аппаратов (1972) (1246632), страница 113
Текст из файла (страница 113)
На участке автономного сближения требуется уменьшить до допустимых значений начальные рассогласования кинематических параметров, вызванные погрешностью исполнения предшествующих участков. Начальные отклонения могут достигать десятков и сотен километров по координатам и десятков метров в секунду по относительной скорости. Основная часть алгоритма, преобразующего измеряемые параметры или их комбинации в команды управления, выполнение которых приводит к сближению, называется обычно методом сближения.
Иногда понятие метода сближения распространяют и на способ аппаратурной реализации алгоритма. Методы сближения в явном или неявном виде включают элементы навигации, обработки результатов измерений, прогноза, маневра и управления. В основе большинства из них лежит допущение о характере движения цели.
Для построения алгоритма используются кннематнческие или динамические соотношения или их аппроксимирующие зависимости, позволяющие решить задачу сближения с той или иной степенью оптимальности. Методы можно разделить на две группы: 1. Методы, аналогичные методам самонаведения управляемых ракет малых высот. 2. Методы, предназначенные специально для сближения космических аппаратов. К первой группе можно отнести методы погони, пропорциональной навигации, трех точек и другие.
Их математическое описание при использовании в космосе не меняется. Существенно изменяется аппаратурное решение в соответствии со спецификой управления, и для достижения малой относительной скорости в конце сближения требуется регулирование скорости сближения в процессе сближения. Методы второй группы в отличие от методов первой основываются на законах относительного движения космических аппаратов в поле тяготения, поэтому их иногда называют «методами орбитальной механики».
Методы, в которых полет с работающим двигателем составляет незначительную часть общего времени сближения, называются «методами свободных траекторий» В большинстве случаев сами уравнения метода выводятся с учетом принятых критериев оптимальности. Ими, как правило бывают экономичность, быстродействие, простота измерительной и преобразующей аппаратуры, возможность использования аппаратуры, установленной на объекте, для других целей и тому подобные требования. Как пример методов первой группы кратко рассмотрим метод параллельного наведения. Кинематическое условие метода — угловая скорость линии ннзнровання должна равняться нулю — в космическом полете легко контролируется с помощью локатора и датчиков угловой скорости или пут м измерения скорости перемещения цели на фоне звезд.
Измеренные значения угловой скорости линии визирования являются рассогласованиями. Они ликвидируются составляющими тяги двигательной установки, нормальными линии визирования (КА — цель). При значениях угловой скорости линни визирования, близких к расчетным погрешностям ее измерения, считается, что КА находится «на методе». Управление по каналу дальности заключается, как правило, в выдерживаннн заданного закона изменения радиальной скорое~и по дальности. Последний определяется из условия оптимальности сближения. Он может быть многопараметрическим, учитывающим начальное относительное положение космических аппаратов.
В этом случае метод сближается с методами орбитальной механики. Для метода параллельного сближения в целях простоты обычно используется минимальное число параметроа. На рис. !б.!0 в фазовых координатах «радиальная скорость й — дальность й» приведена схема простейших законов управления для «мягкого» сближения и типичные траектории. Траектория ! соответствует случаю, когда двигательная установка допускает глубокое дросселированпе тяги. Траектория 2 — двигательная установка не дросселируется, но допускает мищократное включение.
Траектория 3 — двигательная установка не дросселируется, число включений ми1щмально. Сплошной линией показан полет с работающим двигателем, пунктирной — пассивный полет. Поясним основные характеристики закона регулирования.
Рис. )6. !О Простейший закон управления по каналу дальности Радиус безопасности ограничивает пространство вблизи цели, в котором опасно движение с полярным управлением. Он должен превышать минимально допустимую зону причаливания. «Парабола торможения» является предельной фазовой траекторией торможения с максимально возможной радиальной составляющей тяги. Она обеспечивает минимальную скорость КА вблизи цели вне радиуса безопасности независимо от направления подхода к пели. Ее название условно, так как при простейшей реализации метода ее аппроксимируют, а при точной реализации учитываются высокие члены разложения потенциала тяготения вблизи цели.
Оптимальный закон изменения радиальной скорости по дальности наиболее точно может быть выдержан при сближении с непрерывно работающим двигателем, допускающим глубокое дросселироваиие тяги (траектория 1). В целях простоты закона управления начальное рассогласование по скорости можно ликвидировать при максимальной тяге. В случае ограниченной глубины дросселирования тяги для реализации закона сближения, близкого к оптимальному, требуется многократное включение двигателей.
При этом вблизи заданного закона обычно выделяется зона, параметры которой определяются допускаемым числом включений двигателя и погрешностями измерений. Граничная кривая зоны, лежащая сверху оптимального закона, отсекает вверху зону безусловного торможения. Граничная кривая.зоны, лежащая ниже оптимального закона, отделяет снизу зону безусловного разгона. Между граничными кривыми вводятся две кривые выключения. При пересечении измеряемой фазовой траекторией этих линий посылается команда, требующая равенства нулю радиальной составляющей тяги двигателей.
Аналогичным образом определяется тангенциальная составляющая тяги (рис. (6. ! !). Можно проводить сближение без дросселирования тяги при одном включении двигателя. Однако при этом существенно усложняется работа системы ориентации объекта. )6" Фазовая траектория приближается к траектории максимального быстродействия, когда антивные участки разгона и торможения соприкасаются без пассивного участка между ними. Приведем краткое описание простейшего алгоритма работы системы ориентация при полярном управлении.
После поиска цели измерительными средствами КА (или локатор) разворачивается так, чтобы цель оказалась на оси зоны точных измерений. Во време измерений производится непрерывное отслеживавие этого положения. Проводятся точные измерения угловой скорости линии визирования, разворачивают КА вонруг линии визирования так, чтобы свести к нулю проекцию ее угловой скорости на одну из принятых осей КА, перпендикулярную линии визирования. Таким образом, одна из выбранных плоскостей КА совмещается с плоскостью, проходящей через линию визирования н относительную скорость,— плоскостью наведения. В дальнейшем в процессе сближения система ориентации должна непрерывно сохранять это состояние.
Развороты КА, необходимые для создания управляющих движеняем центра масс составляющих тяги, произвоПг аг дынлючения дятся в плоскости наведения. В качестве примера методов второй группы коротко рассмотрим один из вариантов метода свободных траекторий — метод последовательных коррекций траектории относительного движеРис, 16.11. Закон управления уг- ния, производимых через заданные интервалы лавой скоростью линии визиро- времени. Лля него корректирующий импульс вания определяется на борту по результатам автономных измерений параметров относительного движения.
Уравнения рассматриваемого метода — зависимость, позволяющая определить по измеренным значениям относительных координат п скоростей величину корректирующего импульса, потребного для встречи КА в заданное время с целью. Они зависят от состава измерений и принятой для определения импульса системы координат. В ороитальной системе координат уравнения упРавления имеют линейный вид. Лля полного состава измерений †измерен относительного положения (вектора О) и скорости (вектора )г) уравнения метода записываются в виде д)гч = А,сэ — (г. Здесь А, — матрица коэффициентов, зависящих от времени коррекции до расчет- ного момента встречи (т) и априорных параметров орбиты цели. Лля орбит с малым эксцентриситетом (е(О,ОП коэффициенты матрицы А выражаются следующими функциями; 1 ам= — — м юп мт; Ь 2 аж = — — м (7 (1 — соз мт) — Змт з(п мт]; Ь 2 агз = 0; аз! = — ш(1 — соз мт); д 1 азз = — (Змт соз мг — 4 абп мт); азз = аз! = азз = 0; азз =- — м !и мт; Ь Ь = 8(1 — соа мт) — Змт з!п мт.
Зависимость коэффициентов от времени приведена на рис. !6. 12. Лля эллиптических орбит матрица А,.= — Ь, за,. Следует напомнить, что для приведенного выше выражения матрицы А через нзохрониые производные следует при определении компонент корректирующего импульса относительную скорость объекта определять в инерциальной относительной системе координат, совпадающей в момент определения с орбитальной. Из уравнений метода видно, что если для орбит с малым эксцентриситетом предполетная информация об орбите цели ограничивается величиной средней угловой скорости, то при сближении на эллиптических орбитах коэффициенты в уравнении метода зависят от параметров, определяющих орбиту в ее плоскости.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
