Нариманов Г.С. Основы теории полета космических аппаратов (1972) (1246632), страница 122
Текст из файла (страница 122)
На борту СА запоминается программная зависимость изменения перегрузок п„или л„, 516 где ьи — проекция вектора (ьих, ьиг, ь)'х) на направление 1, определяемое вектором пгаб Е; ьЯ вЂ” проекция вектора (ьх, ьУ, ьл) на направление р, определяемое вектором пта 6 Е. Задача управления состоит в приведении функционала (17. 13) к нулю путем введения соответствующих корректирующих добавок. В случае идеального управления равенство ЬЕ„-=0 должно выполняться вдоль всей траектории. Оно может быть выполнено, если на траектории Ь)г,= )'Ыу„НГ=О; ЬЗ = ~ ~'Ы) гг ПГ=О. о о о Итак, можно построить систему управления дальностью полета, использующую два интегрирующих акселерометра, установленных по направлению баллистических инвариантов (направления 3 и Р) Методические ошибки подобных СУС, вызванные, в частности, использованием вместо рассогласований пути и скорости рассогласований интегралов от перегрузок, подобны ошибкам при использовании датчиков, жестко связанных с корпусом СА.
Целесообразность их применения объясняется, в первую очередь, иезначитезьными погрешностями за счет неточной балансировки СА в полете. Рместе с тем применение подобных СУС требует обеспечения достаточно точной вы. ставки чувствительных элементов и малых уходов гироплатформы в процессе снижения. Действительно, ошибка в 1 мин в точности выставки гиростабилизированной платформы приводит для рассмотренного а предыдущем разделе примера ()г,х !1 км/с, ж 9000 км) к отклонению точки посадки приблизительно на 20 км. Отметим, что функционал (17.!3) принципиально может быть реализован прп использовании только одного интегрирующего акселерометра с переменным направлением оси чувствительности (6).
Перепишем (17.13): в функции используемого в СУС аргумента. Чаше всего в качестве аргумента используют кажущуюся скорость Уз„или Узчв. По величине рассо~ласований перегрузок Апчв=(пч )теч (пчч)чро р или Апач= =(и„)„,— (л„),р„р на текущей и программной траекториях формируют управляю щий сигнал Ау=$бп.
Коэффициент в может быть или постоянным, или переменным по траектории. Это определяется в основном требованиями, предъявляемыми к точности посадки СА. В некоторых случаях вместо рассогласований перегрузок используют рассогласования времени спуска на текущей и программной траекториях. Подобные простые СУС имеют существенные методические ошибки, что определяет возможную область их применения спуск с орбиты ИСЗ или спуск только по «коротким» траекториям при возвращении СА от Луны. При спуске с орбиты ИСЗ простые СУС позволяют обеспечить посадку с разбросом по дальности полета в пределах нескольких десятков километров.
17.6.3. Дискретная система управления, использующая семейство попадающих траекторий Применение дискретного управления при наведении аппарата на одну заданную опорную траекторию, как правило, неэффективно и нецелесообразно. Работу дискретной системы можно существенно улучшить, если траекторию полета непрерывно изменять с учетом возмущающих факторов при использовании метода попадающих траекторий. Рассмотрим один из возможных путей построения закона управления путем дискретного корректирования траектории в ее хараитерных точках.
Будем называть попадающими такие траектории, полет КА по которым приводит к попаданию в заданную точку, т е, когда обеспечивается достижение заданной дальности при обязательном выполнении ограничения по перегрузке пмч*< (лмчх)хчч. Метод попадающих траекторий при управлении дальностью полета возвращающегося космического корабля целесообразно применять по следующим причинам.
При решении задачи попадания в заданную точку нет необходимости компенсировать влив. ние возмущений в каждой точке траектории, выбираемой на основании обработки измерений на начальном участке спуска в атмосфере. Имеется целое семейство траекторий, движение по которым позволяет выполнить поставленные условия. Поэтому рационально рассматривать задачу парирования не текущих отклонений параметров движения от номинальных, а конечного отклонения регулируемого параметра.
В данном случае — это обеспечение минимума рассеивания точки посадки при выполнении ограничений по перегрузкам и аэродинамическому нагреву. Требование вести полет по одной траектории приводит к чрезмерной перегрузке на СУС и нерациональному расходу рабочего тела. Рассмотрим один из возможных путей управления при дискретном корректиро. ванин траектории с использованием метода попадающих траекторий. При синтезе системы управления предполагается, что существует т точек на траектории, в которых можно изменять величину управляющей силы (путем введения корректирующего изменения) таким образом, чтобы возмущения были парироваиы.
Места проведения коррекций могут быть фиксированы или выбираться на борту аппарата в зависимости от действующих возмущений или от величины отклонения текущей траектории от номинальной, Принцип действия рассматриваемой автономной системы управления заключаетсь в следующем. В момент достижения аппаратом фиксированного значения аргумента гвстемы рч по полученной на борту информации определяется некоторое постоянное значение угла крена уа, с которым осуществляется дальнейший полет. В момент достижения аргументом значения р=(Ч по результатам сравнения величины функционала вычисленного по данным бортовых измерений, с некоторым известным значением про. водится коррекция первоначального значения угла крена у~=учи-бу, В последующие моменты достижения аргументом значений р=рэ, рь.,., р аналогичным способом проводятся коррекции значений уь уь ..., у .
Коррекции проводятся так, чтобы на каждом этапе осуществлялся переход на ближайшую попадающую траекторию. Таким образом..выбором угла уе (в момент р=до) определяется расчетная траектория первого приближения. При действии различных возмущений параметры действительной траектории будут отличаться от параметров расчетной траектории, поэтому в последующие моменты полета на основании продолжающихся бортовых измерений проводятся корректировки текущих значений качества 1, 2,..., т-го приближений в некоторых харак.
терных точках траектории (при заданных фиксированных значениях аргумента) 17.6.4. Линейный синтез системы дискретного управления с использованием метода попадающих траекторий В данном разделе приводится построение закона управления в линейной форме в предположении о малости действующих возмущений, иогда справедлива запись отклонений от программной траектории в виде линеаризованиых уравнений. 517 При проведении решения используются предположения о том, что: — осуществляется стабилизация попадающей траектории, определяемой резкимом полета с постоянным углом крена у; — система возмущений характеризуется расчетными случайными параметрами Аь Аэ,..., Аь включающими все действующие возмущения; — число коррекций равно т, и проводятся оии последовательно в моменты до. стижения аргументом расчетных значений рь рэ,..., р; на участках между коррекциями КА движется с постоянным углом крена, величина которого определяется соответствующей коррекцией, т е уь уь..., у — в процессе спуска измеряются некоторые параметры кь к„..., к,.
В основе синтеза системы управления лежит условие минимизации расстояния между конечной точкой возмущенной траектории и конечной точкой номинальной траектории: Дй» вЂ” — й — й- щ!п, где (., Х вЂ” значения конечной дальности полета в точке приземления на возмущенной и номинальной траекториях соответственно. Другими словами, необходимо выполнить условие постоянства на номинальной н возмущенной траекториях некоторой функцич й= Е(Аг, Аю.... А!! 7!, уз,..., 7,„).
Значение функции й зависит от величины дейсгвующих возмущений и текущих полетных значений углов крена уь 1=1, 2,..., т (нли величин корректирующих добавок Луь Луь, Луь где Лу,=у; — у~). Система строитсв таким образом, чтобы влияние этих факторов на величину функции Д возможно более полно компенсировалось друг др>том. При проведении синтеза системы управления используются соотношения л'й = О (й =- 1,2, . . ., 1) АА ла — — ля (17.
15) прн птах((лп )хоп. Величины производных, входящих в эти условия, определяются как зависимостью функции й от параметров Аь Аь..., Аь так и зависимостью величин уь уь..., у„, (или корректирующих добавок Луь Луз,..., Лу ) от этих же параметров; последняя зависимость, собственно, и задается системой управления. При удовлетворении условий (17. 18) путем соответствующего выбора значений уь уь..., ум можно в линейном приближении полностью скомпенсировать влияние возмущений на дальность в конечной точке траектории. Введем понятие корректирующей функции 5. Считается, что корректирующая функция известна и представляет собой некоторую функцию от измеряемых параметров кь кз,..., кч: 5 =- 5(х1, хз,..., у.,г,,о).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
