Нариманов Г.С. Основы теории полета космических аппаратов (1972) (1246632), страница 123
Текст из файла (страница 123)
(17. 16) Для попадающей расчетной траектории корректирующая функция равна 5. При номинальных значениях всех характеристик, определяющих траекторию полета, на протяжении всего времени движения в атмосфере выполняется тождество д5 = 5 (хы хз.. . ,, х,г, р'! — 5 (х!, хз, . . ., хч, р! = О. При действии возмущений между значениями 5 на возмущенной и номинальной траекториях появляется величина рассогласования й5= 5(х!, хз,..., х,, р! — 5(х!, хз,..., хч, р)чьб.
Эта величина рассогласования является основой для формирования корректирующих добавок, т. е. для коррекций траектории. Значение корректирующей функции в момент 1-й коррекции (1= 1, 2. .. т), проводимой в момент достижения аргументом р расчетного значения рь обозначается через 5к 5(хг, хю..., х )! =5ь Р Р! (17. 17) '!.-.г где Ьу; .=- 7 ! — 1; (( = 1, 2,..., т), Л, — коэффициенты для определения корректирующей добавки.
518 Величина корректирующей добавки определяется в функции от величины рассо. гласовання фактических и расчетных значений корректирующей функции в моменты соответствующих коррекций Ь; = У,д5г, (17. 18) 7!=7!(А! Аз . А!' 71 Тз .. 7~» — !). (17. 20) От тех же параметров А» (я=1, 2,..., 1) и у; (1=1, 2,..., т) зависит и функция ь. Итак, для решения уравнений (17.
18) н (17. 16) располагаем явным соотноше. нием (!7. 16), позволяющим в процессе спуска вычислять на борту КА корректирую. шую функцию 5, и неявными зависимостями (17. 19) и (17. 20). Окончательными соотношениями являются: дб — =0; ду„, дь' д5м дум ! д!м дь' д5м ! д5ы У»~ 1 + А 1 + гж з дум з дум з дуг» 3 (!7. 21) д5з д5т — ! д5т ду! дТ! ду! 1 дй дух + Х! ду! д71 д( г»д5! д5з д5»» — ! с!5тй — + —,, б.
' + — )=-0 дАэ дАа дАэ дА» дА,, (Д = — 1,2..., 1). (!7. 22) Уравнения (17. 21) позволяют вычислять коэффициенты для определения корректирующих добавок, если известна корректирующая функция 5, вид которой определяется системой уравнений (17. 22). Сначала следует решить задачу определения корректирующей функции. В общем случае вид корректирующей функции может быгь различным, что в первую очередь зависит от имеющихся исходных данных для построения системы: возможностей по выбору исходной измерительной информации, возможностей ее обработки и т. д Проведенный синтез системы в линейной постановке прн одной опорной траектории может служить основой при окончательном решении рассматриваемой задачи.
При этом необходимо иметь в виду, что действительные отклонения от опорной траектории велики и выходят за пределы ливейнасти, поэтому необходимо располагать дополнительным запасом качества для парирования возмущений и обеспечения движения по опорной траектории Этот запас может быть достигнут введением в закон управления (17. 18) множителя, большего единицы и определяемого эмпирическим путем. Однако на аппаратах с ограниченным значением качества (К(0,3) в некоторых случаях может не хватить управляющих сил для обеспечения наведения на опорную траекторию. При практическом решении задачи необходима настройка системы на начальные условия, т. е. необходим переход на одну из опорных траекторий, выбираемую в результате обработки результатов бортовых измерений на начальном участке спуска.
Это означает, что в каждом реальном случае спуска за опорную принимается лишь одна траектория яз всего семейства опорных. За опорные траектории допустимо принимать семейство попадающих траекторий (у»=сопя(), определяемых в зависимости от угла крена уе, причем уа может иметь любое из значений от у»и до ум»», где умю, уы»х — соответственно минимальное н максимальное значения угла крена, обесп чивающие полет по попадающим траекториям (прн движении по нижней или верхней границе коридора входа).
Выставка соответствующего угла уа* производится в момент р=ра. При этом все необходимые производные, корректнруюгцие функции и коэффициенты для получения корректирующих добавок должны определяться в функции угла крена: при проведеняи каждой коррекции указанные выше величины должны соответствовать ближайшим попадающим траекториям, а последние (по условиям задачи) должны быть найдены на борту КА путем обработки результатов бортовых измерений.
Эффективность упраа,чяющего воздействия зависит не только от величины управляющей силы, но и от начала и продолжительности ее действия. Если для парирования конечного промаха по дальности полета, вызванного действием возмущений, необходима величина добавки к управляощей функции Луа с момента входа в атмосферу (при р=ра), то с любого 619 Согласно условиям задачи искомые коэффициенты управления Л, и корректирующая функпия 5 должны быть определены таким образом, чтобы выполнялись условия (17.
16). Вид корректирующей функции 5 определяется соотношением (17. 16) С другой стороны, ее величина в каждом конкретном случае зависит от действующих возмущений и полетных значений угла крена; 5!=-5;(А), Аз,..., Аг! '.1! (г,, Тт — ы р). (ПС !0) Текуитее потребное значение угла крена у; также зависит от действующих возму. шений и величин предшествующих корректирующих добавок (или полетных значений угла ирена): другого момента р>ро требуется величина )Луь)))буо! для парирования того же самого возмущения Поэтому если при проведенли Ай коррекции окажется, что для перевода КА на попадающую траекторию необходима корректирующая добавка Луо то для определения этой попадающей траектории (нахождение соответствующего угла крена у;) значение Луь следует привести в соответствие с Луо в момент р=р,.
При этом т-разову|о систему коррекций при опорной траектории можно рассматривать как т независимых одноразовых коррекций, проводимых в моменты достижения аргументом последовательных значений рь рь..., р„для опорных попадающих траекторий, определяемых на борту КА Для 1-й коррекции справедливы следующие выражения. лу) = А (уо' ) АЗ; при Р = — Р) (1=1, 2,..., т); 1 дй — (,1 )1 л) (ус ) д7) ) д5) ) дб (У(~)) =- — (71 )) (й == 1, 2,..., Рь С момента р=р; КА движется с углом крена У! =" Уы — 1+ ур Прн этом осуществляется наведение на попадзющую траекторию (1+!)-го приближения, определяемую полетом с углом крена у~в т = у~ОП+ ду() ) (ь =1, 2,..., т); Д У) ~г (уо ) Д~) () ы))1 тсо)(7(о)) ду 1 о П ( '())) (.
())) дсо ) дЕ дл о д4 0 (Л=!, 2,..., 1; 1=1,2,..., т). Оценка приведенного решения с точки зрения потребных бортовых средств для реализации выбранного алгоритма управления показывает, что в период непосредственно перед коррекцией должны выполняться только достаточно простые операции. При этом основной обьем вычислений по подготовке исходных данных для проведения окончательных расчетов может осуществляться в период между коррекциями. Поэтому реализация выбранного алгоритма управления возможна при использовании достаточно простых специализированных бортовых вычислителей. 17.6.6. Реализация алгоритма дискретного управления При построении алгоритма управления дальностью полета для системы простейшего типа в качестве исходной информации используются легко доступные измерения аремещо полета Г и перегрузки и„ по скоростной оси СА. Предполагается, что на борту имеется интегратор для измерения величины кажущейся скорости =- яз Итак, имеются три измеряемые величины, которые содержат косвенную информацию о траектории полета; ггл Необходимо отметить, что даже в случае рассмотрения только продольного движения эта информация является неполной.
Полную информацию о продольном движении можно получить, измерив еще производные от перегрузки, что, однако, сопряжено с трудностями при практической реализации. Порядок работы простой системы управления дальностью полета может быть следующим. По команде с Земли включаются часы, используемые в системе управления спуском После отделения от приборного отсека СА ориентируется и стабилизируется таким образом, чтобы к моменту входа в атмосферу угол атаки был близок к расчетному балансировочному углу ао, а угол крена уо — к номинальному значению уо, Полет с уо проходит до тех пор, пока не будет достигнуто малое заданное значение перегрузки и,. 520 При достижении перегрузки и, включается интегратор для расчета кажущейся скорости Уз и устанавливается новое значение угла крена: 7~ =.
7о+ дуа', буо =- пзбг,' д( =- г~ — гь где Г~ — время достижения перегрузки л„отсчитываемое, например, от последнего сеанса радиосвизи при входе со 2-й космической скоростью, или от расчетного момента включения ТДУ при спуске с орбиты ИСЗ;  — номинальное значение.
Последующие коррекции проводятся при достижении значений кажущейся скорости Уа,(1=1, 2,..., т). В результате устанавливаются новые углы крена 7~. г =' 7~+ й7' где ! — 1 Ь7; =- апдт+ ашбп, -1-, а,. <а а1Ь7». ч»1 а- о После проведения последней коррекции полет проходит со значением угла крена у„, до ввода а действие парашютной системы.
СУС с использованием указанного простога алгоритма обеспечивает точность посадки порядка нескольких сотен километров при возвращении корабля от Луны по «протяженным» траекториям и порядка нескольких десятков километров при спуске с орбиты ИСЗ. 17.6.6. Алгоритмы управления, реализуемые с помощью бортовой вычислительной машины Использование бортовых ЦВМ раскрывает широкие возможности в построении СУС, обеспечивающих высокую точность посадки. Принципиально структура управчеиия в случае использования бортовых ЦВМ очень гибка и позволяет в процессе полета получить значительный объем информации о движении, на основании которой можно формировать алгоритмы управления.
В настоящее время имеется достаточно большое количество работ по построению СУС при полном прогнозировании [12, 3). Рассмотрим один из возможных алгоритмоа управления с бортовой ЦВМ для КА с малым значением располагаемого аэродинамического качества, управление дальностью полета для которого осуществляется изменением угла крена при постоянном угле атаки. Использование этого алгоритма в системе управления спуском позволяет обеспечить высокую точность посадки, не прелъявляя существенных требований к ЦВМ. Перед началом спуска задаются координаты требуемой точки посадки.
При спуске с орбиты ИСЗ в номинальном случае требуемая продольная дальность, отсчитываемая в плоскости большого круга по поверхности Земли, обеспечивается расчетным временем включения ТДУ на орбите и полетом в атмосфере с выбранным значением эффективного аэродинамического качества К,аа.
Требуемое отклонение точки посадки в боковом направлении ог продольной плоскости движения обеспечивается переворотом аппарата «с боку на бок» (сменой знака угла крена) в определенной точке на тваектории. Начальные значении компонент вектора состояния определяются или на Земле, или автономными средствами и засылаются в бортовую ЦВМ. В момент включения ТДУ начинается решение на борту следующих основных задач: — определение вектора состояния КА в фазовом пространстве и всей необходичои информации о характеристиках корабля и окружающей среды (первая задача навигации); — определение с необходимой дискретностью требуемых значений управляющего параметра для выполнения конечных условий посадки (вторая задача навигации) Н].
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
