Нариманов Г.С. Основы теории полета космических аппаратов (1972) (1246632), страница 124
Текст из файла (страница 124)
Для определения на борту компонент вектора состоявия КА можно использовать уравнение — — г+ а гз ш Оси инерцнальной прямоугольной системы координат, совпадающие с осями чуасэвительности акселераметров, имеют следующие направления. ОМ вЂ” нз центра Земли в точку расчетного включения ТДУ; ОД» — в плоскости орбиты по направлению движения; Ой» вЂ” дополняет систему до правой.
Основные усилия при решении второй задачи навигации направлены иа ослабление требований к характеристикам бортовых ЦВМ. Часы, используемые для получения дополнительной информации о траектории, включаются автономно, независимо от дей. ствительного момента включения ТДУ. После окончания работы ТДУ на втором участке снижения (в разреженных слоях атмосферы) акселерометры выключаются и предполагаемое ускорение от действия аэродинамических сил вычисляется с использованием значений номинальной плотности атмосферы, Тем самым систематические и случайные ошибки акселерометров на этом участке полета не будут вкшочены в вычисления.
На 521 этом же участке с учетом ошибок подачи тормозного импульса вычисляется новое расчетное значение угла крена у», обеспечивающее достижение заданной продольной дальности полета. При входе в плотные слои атмосферы (Н= !ОО км) снова включаются акселерометры и их показания используются для решения первой навигационной задачи. В момент достижения малого фиксированного значения перегрузки л, по показаниям бортовых часов происходит сравнение действительного времени с расчетным.
Величина рассогласования является исходной информацией для проведения первой коррекции, цель которой состоит в компенсации ошибок начальных значений компонент вектора состояния, а также возмущений, накопленных при полете в разреженных слоях атмосферы. После проведения первой коррекции с учетом сравнительно малой эффективности управления в верхних разреженных слоях атмосферы некоторое время ЬТ (до высоты примерно 65 км) полет СА проходит в режиме стабилизации текущего угла крена. По истечении времени ЬТ начинается периодическое решение второй задачи навигации н производятся последовательные коррекции угла крена Требуемые значения угла крена определяются на основании прогноза дальнейшего движения КА путем численного интегрирования уравнений движения.
Фактической процедуре прогнозирования присущи следующие особенности. 1. Все вычисления проводятся в промежутках времени между коррекциями 1, и!; > по информации о компонентах вектора состогния, полученной на начало этого промежутка. 2. При помощи простых формул на борту периодически определяются аэродинамическое качество СА и произведение баллистического параметра на отношение действительного значения плотности к номинальному.
Эти значения принимаются постоянными при решеннц текущей задачи прогноза; лэ К =-. —; ч „5 =. и« и!! 1 + п2И2 -1- пз)гз и к Очем(" пэ = !г пв — и ; Г 2 2 х пз -††!/ п! + пх + пз', )г = ~ И! + Иг -1- Из, Г 2, 2 2, »/" 2 2 2 Здесь л„ У! (1=-1, 2, 3) — соответственно проекции векторов суммарной перегрузки и скорости на оси инерциальной системы координат. 3, Для ослабленна требований к быстродействию ЦВМ количество разрешаемых просчетов траектории вперед ограничив~ется на начальном этапе снижения, увеличи. ваясь по мере снижения СА и уменьшения прогнозируемого интервала времени полета. 4. Для парирования бокового отклонения точки посадки от расчетной применяется следующий метод.
Расчет траектории вперед в ускоренном масштабе времени осуществляется со значением угла крева,знак которого противоположен действительному значению (используется свойство практической независимости продольной дальности полета до точки посадки от знака угла крена, причем 55« <2 км) При этом определяется величина бокового отклонения точки посадки в случае смены знака угла крена в момент следующей коррекции После того как значение прогнозируемого бокового отклонения точки посадки попадет в некоторую допустимую окрестность относительно расчетноь точки («зону нечувствительности»), осуществляется действительный переворот СА «с боку на бок».
Допустимо ограничиться двумя такими переворотами на траектории. 5. Интервал между коррекциями может быть как постоянным, так и переменным; он выбирается нз условий требуемой точности посалки и необходимого быстродейсз- ЦВМ. При использовании данного алгоритма управления обеспечивается высокая точность посадки по продольной и боковой дальности при действии всех возмущений, приборных ошибок, с учетом динамики движения СА по каналу крена как при спуске орбиты ИСЗ, так и при возвращении от Луны. 17.6.7. Ручное управление 522 При создании системы ручного управления, предназначенной для решения всех задач спуска, необходимо учитывать ряд ограничений: — при входе по нижней границе аварийного коридора входа максимальные значения перегрузок не должны превышать значений и„=-10 †: 12; — при управляемом спуске в штатном случае предельным максимальным значением перегрузки следует считать л»=8 †: 1О; — при выполнении всех задач управления спуском точность управления на аппаратах с недостаточной статической устойчивостью и плохим демпфированием невысока.
Необходимо отметить, что ручные системы управления принципиально могут быть получены с испочьзованием любого из указанных в предыдущем разделе методов построения СУС. Рассмотрим одну из возможных систем ручного управления с использованием прогнозирования дальности полета при спуске со второй космической скоростью. Предполагается, что управление осуществляется с помощью изменения угла атаки, при этом аэродинамическое качество К может изменяться от 0 до 0,5. Управление углом крена также возможно. На борту имеется вычислительная минина, с помощью которой прогнозируется положение точки посадки путем решения приближенных уравнений движения 18, 23, 28).
Расчет производится при следующих значениях параметров: сс 1) — = 0,5; 7 .= 0 — максимальная дальность полета; сх си 2) — = 0; Т =- 0 — минимальная дальность полета; с, си 3) — =- 0,5; Тж45' — максимальная боковая дальность: сх си 4) знз .ения — и Т являются постоянными и соответствуют текущим значениям. сх Космонавт использует индикатор — прибор с экраном, на котором прогнозируемая точка имеет координаты бчип хб Рх =- Хк =' сп ах сепп ьб ~чах где Ес — дальность в боковом направлении.
Вместе с тем бортовая вычислительная а~ашика опоеделяет значения сх/сх, прп которых достигается максимально допустимая перегрузка и максимальная высота вылета из атмосферы. Этс значения также выводятся на экран. С помощью указанной информации космонавт имеет возможность осуществлять посадку в заданную точку, не нарушая ограничений по максимальной величине перегрузки и максимальной высоте вылета СА из атмосферы. 177. ДВИЖЕНИЕ МЕЖПЛАНЕТНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ В АТМОСФЕРЕ ЗЕМЛИ С ГИПЕРБОЛИЧЕСКИМИ СКОРОСТЯМИ Трудности входа с гиперболическими скоростями в баллистическом отношении связаны, в первую очередь, с необходимостью обеспечить захват СА атмосферой, с уменьшением коридора безопасного движения, а также с проблемой переносимости космонавтом перегрузки после длительного пребывания в космосе.
Простое попадание СА в коридор входа сше не гарантирует захват его атмосферой. В этом случае для принятия правильного решения системой управления необходима информация о положении аппарата в коридоре входа. Поскольку любой системе управления свойственны некоторые погрешности, то необходимо, чтобы ошибки бортовых данных о положении СА внутри коридора не превышали опрелеленной величины.
При движении аппарата вблизи верхней границы величина допусю мых ошибок «стре. митсяа к нулю. По этой причине некоторая часть коридора со стороны указанной границы оказывается непригодной для безопасного спуска. Ширина полезной части коридора зависит от условий входа, характеристик аппарата и способа управления. Она может меняться от величины, составлшошей 90ч)ч пол. ного коридора, до нуля 1в крайних случаях). Увеличение скорости входа приводит как к уменьшению полной ширины коридора так и к сужению его полезной части. В частности, уже при скорости входа 13 — 14 км/с становится невозможным баллистический спуск даже в качестве дублирующего варианта системы управления Интенсивное уменьшение шиоины коридора с ростом скорости входа приводит к необходимости использовать аппараты с достаточно большим аэродинамическим качеством, а также к применению более сложных способов управления.
Наиболее простой способ управления — путем изменения угла крена — при скоростях входа более 1б — !7 км/с становится невозможным без существенного повышения точности входа СА в атмосферу 116, 23). Оценки теплового реп<яма СА, движущихся с гиперболическими скоростями, показывают, что после обеспечения условий захвата аппарата атмосферой решающее значение приобретзют вопросы тепловой защиты его, поскольку требуемый вес тепл защиты значительно увеличивается. 17.7.1.
Способы посадки СА на Землю В настоящее время реальными считаются следующие два способа посадки СА. первый — прямая посадка непосредственно с подлетной межпланетной траектории; второй — посадка с орбиты искусственного спутника, на которую аппарат переводится путем приложения импульса скорости после аэродинамического торможения и вылета из атмосферы. Так как траектории возвращения, рассчитываемые по условиям энергетической оптимизации схемы экспедипии, в настоящее время пе отличаются по способу посадки, то любой из двух указанных способов считается равновозх4ожным, В силу 523 этого представляет интерес общая оценка траекторий возвращения, допускающих осуществление примой посадки СА в заданный район Земли Приводимые данные справедливы, когда: — рассматривается кеплерово невозмущенное движение КА из бесконечности на нисходящей ветви гиперболической орбиты; — начальное положение КА относительно Земли определяется заданием вектора скорости на бесконечности, т.
е. модулем скорости У , углом склонения 6 и углом прямого восхождения а (углы 6 и а измеряются в геоцентрической экваториальной системе координат); — за счет коррекции времени т* прохожления перицентра подлетной траектории можно обеспечить попадание аппарата в любую требуемую точку по долготе; поэтому под посадкой понимается попадание в требуемый район заданной широты, которая может быть принята равной фз =50'; — рассматриваются только прямые и полярные траектории движения КА в сфере действия Земли, для которых наклонение орбиты /(а/2; — эа меру попадания в требуемый район выбрана величина продольной дальности /щ отсчитываемой по поверхности Земли от условного перицентра подлетной плането.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
