Нариманов Г.С. Основы теории полета космических аппаратов (1972) (1246632), страница 120
Текст из файла (страница 120)
ккал(м», Аппараты скользящего спуска, так же как и аппараты баллистического спуска. ие имеют специальных аэродинамических устройств для создания подъемной силы. Аэродинамические силы создаются самим корпусом аппарата за счет его несимметричного обтекания вследствие соответствующего расположения центра тяжести аппарата относительно центра давления.
На аппаратах скользящего спуска должна быть предусмотрена специальная система стабилизации На рис. !7. 11 и !7. 12 показано изменение основных параметров траектории спуска для СА, снижающихся с орбиты ИСЗ с постоянным значением качества К= — 0,2 и 0,5 соответственно Особенностью траекторий спуска КА с постоянным значением качества является их колебательный характер около траектории равновесного планирования, на которой аэродинамическая подъемная сила уравновешивает центробежную силу и силу тяжести.
Частота и амплитуда колебаний зависят от параметров входа и качества аппарата. Как видно из рис. 17. 11 и 17. 12, частота колебаний увеличивается с ростом качества. В силу этого рассмотрение неуправляемого полета аппаратов планирующего спуска нецелесообразно. Тепловой режим спуска аппаратов скользящего типа достаточно близок к режиму спуска аппаратов баллистического типа. Ои характеризуется несколько меньшими значениями максимальных температур н одновременным увеличением суммарного теплового потока. Так, при спуске СА со значением К=0,2 с орбиты ИСЗ максимальные значения температур уменьшаются на 300 — 400' С, а Яз увеличивается на 15— 25 тыс, икал/мз по сравнению с батлистическим спуском. пх 0 51 т 750 гоО 050 500 550 С, с Рис.
!7. 7. Зависимость перегрузки п„от времени 1 прн спуске с низкой орбиты ИСЗ и «0ЙЮ!5м г Л,пвм. В 07 ог Рнс, 17. 8. Зависимость максимальной перегрузки и „ н дальности спуска 1., отсчитываемой от точки входа в атмосферу до точки посадки, от угла входа О., ,, град 0 -г -г и, кд 50 0 0 50 /00 01 7 000 С,с 510 Рис. 17. 9. Зависимость скорости 17, высоты Н и угла 0 наклона вектора скорости к местному горизонту от времени спуска Г 1,г 250 рис. 17, 10 Зависимость перегрузки н, от вРемени Г при спУске с орбиты ИСЗ И «и/с пх Н, км 75 705 2,5 г00 200 000 2,0 Рис.
17.1!. Зависимость скорости 1г, высоты Н н перегрузки и„ от времени ! при спуске СА с орбиты ИСЗ с постоянным значением качества К=0,2 облегчения перегрузочного режима (макснмальные значения перегрузок не превышают 4 — 5). Небольших запасов качества в пределах 0,1 — 0,2 (относительно номинального значения) в целом достаточно для парирования действующих на СА возмущений, Потребное номинальное значение качества определяется как условиями входа аппарата в плотные слои атмосферы, так и требуемым районом посадки. 7(, У,лм/с км л !оа ш 50 и 2ДР 400 5РР ДО0 ГОПП йл Рис. 17.!2.
Зависимость скорости У, высоты Н и перегрузки и, от времени ! при спуске СА с орбиты ИСЗ с постоянным значением качества К=0,5 Во многих случаях целесообразной является номинальная траектория с постоянным значением качества на основном участке полета с переходом иа закрутку (режим полета, близкий к баллистическому спуску К=О) с высот полета 25 — 30 км при скорости полета СА, соответствующей М=б. Основным преимушеством указанной траектории является отсутствие необходимости учитывать изменение аэродинамических характеристик на последнем участке полета. 17.5.2. Номинальные траектории прн спуске со второй космической скоростью В зависимости от атмосферной дальности полета СА, отсчитываемой от точки входа до точки посадки, различают два типа траекторий: — «короткие> траектории, общая дальность которых не превосходит 3000— 1000 км; — «протяженные» траектории с общей дальностью полета, большей 4000 — 4500 км.
На аппаратах, располагающих малым значением аэродинамического качества, большие дальности полета практически можно получить только при таком снижении, когда СА после кратковременного погружения в атмосферу, погасив скорость да круговой (первая схема спуска), выходит из плотных слоев, движется в верхних слоях зтмосферы, затем опять погружаетсх в атмосферу и совершает посадку. В связи с этим иа траектории различают три участка спуска: — участок первого погружения (первый участок); — участок полета в сильно разреженных слоях атмосферы (второй участок); — участок второго погружения в атмосферу и посадки в заданном районе (тре.
тий участок). Основной отличительной особенностью первого участка является то, что дальность !н рассеивание) формируются почти полностью именно здесь, хотя этот участок состав ляет по времени всего 15 — 20« общего времени спуска. Действительно, дальность полета на втором и третьем участках зависят, в основном, от двух параметров в конце первого участка: — скорости вылета из плотных слоев атмосферы У„«,; — угла наклона вектора скорости к местному горизонту 0.„«.
Изменяя управление на первом участке, можно получить множество пар значений У„„и 0„„, соответствующих одной и той же дальности полета Е. Даже малые погрешности в В„„н У„„приводят к большому промаху по дальности полета. Так, ошибки в скорости вылета У,м„на 1 м/с или в угле О,„„на одну минуту приводят к величине промаха в несколько десятков километров. Следует отметить, что частные производные дь/дй, „, „н дь)дУ«ч„растут с уменьшением 0 ь * и соответственно с увеличением На третьем участке спуска можно скомпенсировать ошибки в дальности полета, накопленные на первых двух этапах полета. Основной особенностью спуска на этом участке является то, что текущая область маневра сравнительно невелика и существенно 512 зависит от величины располагаемого качества.
Так, например, при К»вв»=0,4 величина возможного маневра на третьем участке АС не превосходит 600 — 700 км Итак, 111 основное управление на «протяженной» траектории должно происходить на участке первого погружения, причем ошибки по дальности, накопленные на первом и втором участках полета, не должны превосходить величины где (дс)твх — допустимый разброс точек посадки; 1 Гв) ДС,,„~) — возможный маневр на третьем участке с учетом погрешности управле- 1111 ния. В общем случае номинальная программа управления должна выбираться таким образом, чтобы величина коридора входа АН« имела максимальное значение, Для этого необходимо, чтобы величина Н(„) имела максимальное значение, а Н „— соответственно (в) (в) минимальное. В уравнения движения качество входит линейно, поэтому экстремальные значения перегрузок (при а„=сопзЦ достигаются в том случае, когда качество принимает свои граничные значения.
В некоторых случаях для выполнения условий по «захвату» необходимо уменьшить полетное значение качества после прохождения максимума перегрузок. При входе в коридор с Нв «.Нв«..Нв можно подобрать такое постоянное значение угла крена (в) (в) (эффективное качество), которое обеспечивает выполнение поставленных условий, Класс номинальных траекторий с постоянным углом крена при спуске со второй космической скоростью, как и при спуске с орбиты ИСЗ, очень распространен. 17.6. УПРАВЛЕНИЕ ПРИ СПУСКЕ АППАРАТОВ С ОРБИТЫ ИСЗ И ПРИ ВОЗВРАЩЕНИИ ОТ ЛУНЫ Система управления — это комплекс устройств, обеспечивающих управление спускаемым аппаратом и предназначенных для ведения СА по определенной номинальной траектории или для выведения его в заданную точку фазового пространства с учетом всех возможных возмущений. К основным возмущениям, действующим на СА, относятся: 1.
Возмущения по начальным условиям входа; ошибки по высоте условного перицентра (или соответственно углу входа); ошибки в скорости входа, в координатах точки входа. 2. Возмущения, вызванные неточным знанием аэродинамических характеристик СА, его веса и размеров. 3. Возмущения, возникающие в результате неточного знания характеристик атмосферы и, в первую очередь, неточного знания зависимости плотности воздуха от высоты и дальности полета, а также турбулентности атмосферы и т, д.
4 Прибориые ошибки, связанные с использованными в системе управления чувствительными элементами, средствами обработки информации, исполнительными органами и т. д. Общая задача управления СА в атмосфере состоит в том, чтобы перевести аппарат из точки, лежащей на границе условной атмосферы и определяемой известными фазовыми координатами, в заданную точку на поверхности Земли (или в какую-то точку, не лежащую на поверхности Земли), выдержав заданные ограничения и промежуточные условия (например, ограничения по перегрузкам, температуре и т д.). При этом в первую очередь необходимо определить программу управления, при которой обеспечивается полет по траектории, удовлетворяющей поставленным требованиям (номпнальная траектория) При действии возмущений текущая траектория полета будет отличаться от расчетной и для обеспечения требуемых условий спуска необходимо введение уточненного закона управления траекторией.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
