Нариманов Г.С. Основы теории полета космических аппаратов (1972) (1246632), страница 127
Текст из файла (страница 127)
(бгргхпсн пс намининь— раты, управляемые путем изменения ному урсбню нгргнаси- I 15 I угла крена, при указанных условиях. масти и рггрузок) / /1 Если допустить возможность кратко- I временного действия перегрузок большей величины с последующим их снижением для осуществления полета по / к' ~ изоперегрузочной траектории, то, как Охб ' , 'к' ! видно йз таблицы, требуемое значеппе (Крп,п)п, и будет значительно меньше. * Таким образом, до скоростей входа !7 км(с с баллистической точки зрения вполне возможно использовать аппараты, управляемые с пор 13 15 17 мощью изменения угла крена. Исполь)гвх, км/с зоваиие подобных СА возможно и при ббльших скоростях входа, но прп Рис.
17.25. Зависимость величины иеоохо- этом необходимо уменьшать в первую димого качества (Крэпп)пп от скорости очередь подлетный коридор (повывхода ()пх шать точность навигационных систем) 1,0 17.7.7. Вопросы управления КА при гиперболических скоростях Лля гиперболических скоростей входа при использовании номинальных траекторий с К=-сопз(, даже при движении по нижней границе коридора, скорость иа выходе из плотных слоев атмосферы после первого погружения может значительно превышать вторую космическую, т. е.
в данном случае при К=сопя( и принятых ограничениях по максимальной перегрузке невозможно выполнить требуемые конечные условия. Определим скорости входа, при которых существует принципиальная возможность использовать номинальные траектории с К=сопя!. Рассматриваются траектории спуска, ограниченные величиной максимальной перегрузки, равной 10. Скорости выхода КА из атмосферы после первого прохождения 532 тором обеспечиваются все поставленные условия, равна ЬНп =16-:-25,5 км Первая цифра указанного диапазона соответствует величине подлетного коридора, равного 12 км, а вторая — величине 24 км. В табл. 17. 2 указаны значения (Крапа) ыы.
Таблица 17.3 Предельная скорость входа 1'пх, пр,х, км'с Краси при прямой посадке на Землю и )дп„х = 7,8 км(с при выходе на орбиту ИСЗ и )дввх 1! км/с 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 1,0 12 11,8 11,2 10,8 10,5 !4,5 14,2 !3,9 13,6 13,3 11,9 плотных слоев зависят от величины располагаемого качества, причем вается с увеличением значения качества Для различных значений Кр„, скорости входа Упх рпп, до кото- Нп,км рых еще можно использовать 80 программы с К=сопя!, имеют значения, приведенные в табл.
17. 3, Данные табл 17. 3 получены на основании рис. 17. 26. Пунктирные кривые на этом рисунке обозначают номинальнр~е траектории с постоянным качеством (К= 89 =сопзЦ при полете по нижней границе коридора входа. Различаются эти кривые по скорости выхода из плотных слоев атмосферы. Как следует из табл. 17. 3,, КР„,=, п и посадке КА на Землю с рпп»=0,3 построение системы уйравления спуском (СУС) путем использования номинальных траекторий с постоянным качеством возможно только при скоростях входа до 12 км(с В этом случае 29 нужно полностью использовать предельный коридор входа. Как следует из рис 17.
26, ПРИ СиороетЯХ, бОЛЬШИХ 1 пх,прп», и движении по траектории с К= =сопш наблюдается резкое сужение коридора, которое происходит 9 1Ю за счет сдвига нижней границы вследствие того, что при )»пх.прп» нельзя использовать весь имеющийся диапазон Крппп (от К„„ до К,ы). Таким образом, при создании СУС для СА, входящих в атмосферу Земли с гиперболическими скоростями, использовать номина торин с постоянным значением качества (К=сонэ!) невозможно, если, кон живается допустимый перегрузочный режиль Однако это не исключает подобных траекторий на некоторых участках спуска, увеличи- предельные 19 23 Увх.-мус Рис 17.26.
Зависимость величины коридора входа от скорости влада У„ льные траекечно, выдер- примененич 17.7.8. Метод построения СУС для аппарата гиперболического входа 533 Главная особенность рассматриваемого метода построения СУС (2) заключается в разделении основных задач управления на каждом характерном участке снижения СА с обязательным выполнением только определенных требований на каждом из них. Для реализации данной СУС необходимо наличие на борту СА быстродействующей цифровой вычислительной машины (бортовой ЦВМ), позволяющей определять вектор состояния в фазовом пространстве и прогнозировать движение СА.
Исходной информацией для решения системы уравнений движения на борту СА являются данные о перегрузках, поступающие с трех взаимно перпендикулярных акселерометров, установ- ленных на гиростабилизированной платформе. Оси чувствительности этих акселерометров совпадают с осями некоторой инерциальной системы координат Ой~Лай», Уравнения движения в векторной форме имеют вид и г = — — г+а, гз где а — ускорение от действкя аэродинамических сил; а= """ )г~ — И+ [(г(гзХИ)сову +уХ(гзХ)г) з!п71 1 «х ком — номинальное значевие баллистического параметра; й, — плотность стандартной атмосферы; Уь Уз — проекции вектора скорости Г на оси координат Ой~ н Ойз, 㻠— радиус-вектор г в проекции на ось Ойх. Начальные данные для уравнений движения получают или автономно на борту СА, или засылают с Земли С помощью наземных средств можно определить место. Н,хи гОО С,с Рис.
17.27. Типичная зависимость высоты (( полета КЛ и перегрузки пг от времени 1 движения по траектории спуска положение СА по высоте условного перицентра с точностью «с((†: 3) км и скорость входа с точностью до ш(! —:2) м(с. При последующем снижении СА в атмосфере в течение некоторого времени Л(„можно путем обработки на бортовой ЦВМ поступающей с акселерометров информации уточнить начальные данные ЛН« и У„.
При этом в течение времени Л(« СА летит с постоянным значением качества, которое выбирается с учетом ожидаемых начальных условий. Поэтому на начальном участке спуска СУС прежде всего должна решать задачу обеспечения «захвата» (с учетом перегрузочного режима) и только. после гашения скорости до 9 — 10 км(с можно переходить н выполнению конечной цели — обеспечению посадки СА в заданный район, выведению аппарата на орбиту ИСЗ и т. д, С учетом переносимости человеческим организмом перегрузок можно определить некоторую максимально допустимую величину (пм»»)»„На основе баллистического анализа движения СА определенной формы с учетом условия обеспечения «захвата» может быть определена минимально допустимая величина максимальной перегрузки (лы«х)»н«, в общем случае зависящая от скорости входа.
Условиям задачи удовлетворяет любая траектория СЛ, прн движении по которой с постоянным значением качества достигается максимальная перегрузка (пмах)«ня К па~ах < (ямах) ~ ». Такая траектория при входе СА с гиперболической скоростью может быть только рикошетирующей. При этом на выходе аппарата из плотных слоев атмосферы скорость У»»,х существенно превышает круговую. Для снятия избытка скорости необходимо после прохождения максимума перегрузок распрямить траекторию для удержания СЛ в атмосфере. В результате выявляются трн характерные участка траектории снижения (рис.
17.27): первый участок — от точки входа а плотные слои атмосферы до точки достижения максимума перегрузок; второй участок — от точки максимума перегрузок до границы надежного «захвата» СА атмосферой (эта граница легко определяется при баллистическом анализе; она соответствует скоростям полета = 9 — 1О км/с)1 третий участок — от границы надежного «захвата» до области, в которой выполняются конеч. ные условия. 534 На каждом из этих участков СУС решает наиболее ответственные задачи.
Так, на первом участке снижения СУС должна выполнить единственную задачу — вывести СЛ в область максимальных перегрузок (лт«х)«ия < пт»х < (ла«х)ю« На втором участке СУС решает задачу удержания СА в атмосфере и толька на третьел~ эчастке обеспечивает выполнение требуемых конечных условий. При использовании указанного метода создаются наиболее благоприятные условия для работы бортовой ЦВМ на наиболее трудных и наименее изученных участках полета. Действительно, на преодоление первого участка требуется несколько десятков секунд (меньше 100 с), поэтому текущая задача должна решаться в течение этого небольшого интервала времени (для сравнения: время полного спуска составляет примерно 1000 с). На втором участке расчет вперед производится только за время, равное 1Π— 20 с. Третий участок снижения при «протяженных» траекториях и траекториях вывода на орбиту ИСЗ по характеру решаемых задач и исходным предпосылкам подобен достаточно хорошо изученному участку траектории после прохождения максимума перегрузок при возвращении со второй космической скоростью.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
