Нариманов Г.С. Основы теории полета космических аппаратов (1972) (1246632), страница 121
Текст из файла (страница 121)
Итак, для получения приемлемого решения целесообразно разбить общую задачу > правления нэ две практически самостоятельные части: — выбор номинальной траектории и соответствующей ей программы управления; — построение системы управления (продольным и боковым движением), парирующей воздействие возмущений для осуществления движения по номинальной траектории. Отдельной задачей управления является стабилизация движения СА вокруг центра масс.
Вследствие значительного различия времен длинно- и короткопериодических колебаний СА влиянием последних на первые в первом приближении можно пренебречь и при анализе траекторий рассматривать СА как материальную, ~очку. В настоящее время основным способом управления при снижении СА является управление путем изменения аэродинамического качества. При этом большое распространение получило управление с помощью изменения угла крена аппарата, который сбалансирован на постоянном угле атаки ав Поворот СА вокруг оси, направление 513 17 3669 которой совпадает с направлением вектора скорости )г, на угол крена у приводит только к изменению вертикальной составляющей качества К,фф = Ка сов П нли (что то же самое), при постоянной величине коэффициента лобового сопротивления, к изменению вертикальной составляющей подъемной силы 'г Ьф == )'а соа т, где К»фф, у,вз — вертикальная (эффективная) составляющая качества и подъемной силы соответственно; Ка, уа — значение качества и подъемной силы на балансировочном угле атаки соответственно, Изменение по определенной программе угла крена СА позволяет управлять про- дольным движением.
Для сокращения этот способ управления условно называют «управлением углом крена», или «управлением эффективным качеством». Значение качества при и=а« называют располагаемым значением качества Кр„,„ —— Ка. Как правило, СА осесимметричны относительно продольной оси, поэтому они ста- тически нейтральны по крену и нет необходимости преодолевать статические моменты при таком управлении (при отсутствии возмущений). Это приводит к существенному энергетическому выигрышу прн использовании управления углом крена.
Применение угла крена у в качестве единственного управляющего параметра вы- зывает необходимость распорядиться последним так, чтобы обеспечить одновременно как продольное, так и боковое управление. Общее решение этой задачи состоит в раз- дельном использовании модуля и знака угла у в одном из двух вариантов: — изменение модуля у подчиняется требованиям продольного управления, изме- нение знака у — требованиям бокового управления; — обратное распределение модуля и знака Управление с помощью изменений знака угла крена у по смыслу является дискрет- ным, благодаря чему в конце траектории имеет место неуправляемый участок, на кото- ром образуется конечный промах по соответствующей координате Первый вариант более удобный, универсальный и точный, так как в этом случае более совершенное управление (модулем угла у) применяется для решения наиболее сложной части задачи: формирования и стабилизации траектории в продольной плоскости, а более грубое управ- ление (знаком угла у) — для ликвидации относительно небольших боковых отклонений.
Все возможные 'типы СУС можно классифицировать по некоторым общим признакам. 1. По средствам связи с Землей н по использованию информации (илн команд) с Земли: — автономные; — командного наведения с Земли; — полуавтономные или комбинированные 2. По роли космонавта в управлении полетом: — автоматические — ручные; — полуавтоматические. 3. По принципу построения. — системы управления с использованием прогнозирования траектории спуска; — системы управления, строящиеся на отслеживании номинальной траектории.
4. По характеру обработки поступающей информации: — с простейшеи обработкой; — с использованием специализированных вычислителей. 5. По способу стабилизации опорной траектории (запоминаемой на борту аппа- рата или прогнозируемой): — с непрерывным управлением относительно расчетной траектории; — с дискретным корректированием траектории в некоторых характерных точках. 6. В зависимости от типа установки чувствительных элементов на борту аппарата — с чувствительными элементами, выставленными определенным образом в ииер- циальном пространстве (что достигается, например, при использовании гиростабилизн- рованной платформы); — с чувствительными элементами, жестко связанными с корпусом аппарата.
Каждой системе управления присущи свои достоинства и недостатки в отношении обеспечиваемой точности, надежности, весовых затрат, потребных бортовых и назем- ных средств, простоты реализации и т. д., что в целом и определяет компромиссность выбора типа СУС а каждом конкретном случае 17.6.1. Простые системы управления непрерывного действия В настоящем разделе рассматривается задача построения алгоритмов управления конечной дальностью полета СА †'задача обеспечения посадки СА в заданном районе Земли с минимальным разбросом точек приземления Можно рассматривать следующие принципы синтеза СУС непрерывного действия: — с использованием заранее рассчитанных программных зависимостей; 514 — с прогнозированием точки посадки; — смешанного типа, когда по результатам прогноза выбирается программная зависимость Наиболее простыми являются СУС первого типа.
Под простыми СУС понимаются системы, которые строятся с использованием простой, легко доступной для измерений информации и предусматривают обработку этой информации (для выдачи управляю- щего сигнала) иа простейших вычислителях (или простых аналоговых устройствах]. В настоящее время считается, что такой простой информацией является информация от измерения перегрузок. интегралов от перегрузок и времени полета.
При этом СУС получается наиболее простой, если перегрузки измеряются в осях, жестко связанных с корпусом СА При работе СУС непрерывного действия должна определяться некоторая функция фазовых координат (функционал управления), выдерживание текущих значений кото- рой близкими к расчетным позволяют обеспечить необходимую точность приземления. В качестве такой функции можно рассматривать отклонение точки приземления от за- данной точки Ь(ч =Ьч — Л» сю которое должно быть равно нулю.
Считая, что дейст- вующие на СА возмущеичя невелики, отклонение точки посадки в продольной плоскости движения (при условии, что с момента времени 1; возмущения не будут действовать) можно записать в виде дух дЕх дик, дйх ~а«!) -=. "ДХ, + — ' ДУ';+ — "Д|~, + — 'бУу.. дХ! дУ д«х ~ д)У дйх дЕ, Здесь —,..., — — частные производные конечной дааьности полета по дгг! координатам и скоростям, взятым в момент времени П; ЬХ, ЬУ, Ьг', о)гу — соответственно отклонения составляющих координат и скорости СА в момент 1! от заданных значений. Приводя в каждый момент времени выражение для ЛЕ„«,) к нулю путем введе- ния соответствующего управляющего воздействия дй, дох «!) = — 1 ду = О. ду д5„ можно обеспечить условие посадки в заданном районе. Здесь — частная производду ная конечной дальности по углу крена для момента 1о коэффициент $чьО вводится для улучшения динамики процесса управления.
Для решения выбранного функционала необходимо знать частные производные дй„дбх — —, номинальные (программные) значения траекторных параметров Х чч, дХ' ' дт' У сю уч, и текущие значения этих же параметров, которые должны быть определены иа борту СА. Системы управления, использующие простую информацию с датчиков, жестко свя- занных с корпусом СА, имеют существенные методические ошибки. Эти погрешности приводят к появлению некомпенсируемого промаха порядка 1000 — 1500 км при У, =11 км/с и Ьягь9000 км, что показывает нецелесообразность их применения для указанных режимов спуска Возможность использования подобных СУС зависит от со.
отношения фактических ошибок по ЛЬ и требуемых точностей приземления 17.6.2. Система управления, использующая измерения с датчиков, ие связанных жестко с корпусом СА Рассмотрим принципы инерциального управления дальностью полета СА, когда чувствительные элементы — акселерометры установлены определенным образом на ги- ростабилизироваиной платформе [6). В этом случае члены ЛХ,..., Л)гт в функцио- нале (17. 12) представляют собой рассогласования составляющих координат и скоро- стей инерциальиой системы на текущей и номинальной (программной) траекториях.
Перепишем выражение (!7.!2), взяв только два основных, определенным обра- зом выбранных направления в инерциальной системе: дух д х д5х= — ' (П)д«л+ ' «!)х"с' (!7. !6) Функция (17. 13) выражает промах в конечной дальности полета, вызванный по- грешностями в момент времени 1и причем 17* 515 ЬЕх Р . дЕк ЬЕ,=- — '(Г!) ~~Ь)у,п!+ "'(Г!)~ Ь)),чтя= о о о Р ГдЕх дЕх =Ч """+" ' —,3 ~ДРх ' — 05 о ! Р ГдЕх дЕх = ! 1 —" (И)),о„.
(г т) — "(1!) ~по ыгле ,~ ~ д)гх ' д5„ о (17. 14) Здесь )ч, !ха — соответственно единичные векторы в направлении пгабг Е и йтабз Е.. Если вдоль траектории выдерживать равенство нулю проекции ЬУ на направленно дЕх — ОЕх ' Хо. — "~,о(г — т), дИ д5 то в конце полета обеспечивается ЬЕ„=О. В силу этого интегрирующий акселерометр должен быть в каждый момент времени направлен по ч. Направление ч а общем слу- чае можно определить двумя углами )ч и йз.. )ч — угол между местным горизонтом, проведенным в условном перицентре траек. торин, и проекцией ч иа плоскость орбиты; )з — угол между плоскостью орбиты и ч.
д(., При этом )ч)0, если ч выше местного горизонта хз)0, если — )О. В целом х подобные СУС позволяют осуществить посадку СА с разбросом точек приземления в не- сколько сотен километров (У„=11 км/с, Еч)ВООО км). Рассмотрим некоторые из более простых вариантов СУС. Из приведенных данных следует, что в общем случае для реализации функционалов типа (17. 12) — (17. 14) не- обходимо, кроме интегрирования перегрузок, дифференцировать их или вводить гиро- стабилизированную платформу с двумя интегрирующими акселерометрами или одним акселерометром с переменным направлением и т. д., т, е, эти системы можно определить как «не очень простые». Во многих случаях целесообразно применять действительно простые системы, использующие минимальную информацию и самую простую ее обра- ботку. К таким системам относятся СУС, использующие информацию с одного интег- рирующего акселерометра. Ось этого акселерометра или жестко связана с корпусоч С ) (л„), или выставлена определенным образом в инерциальном пространстве (л„,).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
