Лазарев Ю.Н. Управление траекториями аэрокосмических аппаратов (2007) (1246773), страница 34
Текст из файла (страница 34)
При формировании программ управления по каждому из каналов учитываются ограничения на управление, а также ограничения на терминальные условия и текущие параметры траектории.Если при выведении аэрокосмического аппарата на орбиту после возникновения нештатной ситуации достижение цели выведения становится невозможным, то производится аварийное прекращение выведения, и аппарат переводится на траекторию возвращения. Следовательно, траектория выведения является множествомточек, фазовые координаты каждой из которых могут являться начальными условиями движения по траектории возвращения.
Нарис. 5.1 показаны зависимости от времени параметров движенияпри выведении орбитального корабля многоразовой транспортнойкосмической системы «Спейс шаттл» [160]: скорости V , угла наклона траектории θ , высоты H , дальности по поверхности Земли вплоскости траектории выведения L , скоростного напора q и перегрузки вдоль продольной оси аппарата n x .Параметры движения при выведении аэрокосмического аппарата на орбиту спутника Земли меняются в широких пределах, поэтому задача управления решается по-разному для траекторий возвращения, начинающихся на различных участках траектории выведения. Решение задачи управления заключается в выборе схемывозвращения, определении цели управления, формировании номинальной программы управления и реализации в процессе движения179Лазарев Ю.Н.
«Управление траекториями аэрокосмических аппаратов»_____________________________________________________________________________________________________________командного управления, обеспечивающего достижение поставленной цели в условиях действия возмущений.−3L × 10 , V ,км θ , кмq,гр скН908м2nx302H,кмqnx150606304H120100V1100502θL000 -3000100200300400t ,cРис. 5.1.
Параметры траектории выведения орбитального корабляВыбор схемы возвращения должен производиться одновременно с принятием решения об аварийном прекращении выведения.Возможные схемы возвращения зависят от конкретной ситуации иотличаются располагаемым запасом энергии, который можно израсходовать на траектории возвращения.Максимальный для данного момента времени располагаемыйзапас удельной (на единицу массы) энергии E складывается изудельной механической энергии E м и запаса удельной энергии E тоставшегося топлива, который может быть преобразован в механическую с помощью двигательной установки аппарата или ускорителя ракеты-носителя:2VхарV2E = Eм + Eт , Eм =+ gH , E т =,22где Vхар – характеристическая скорость, обусловленная наличиемостатков топлива.180Глава 5. Суборбитальные траектории_____________________________________________________________________________________________________________На рис.
5.2 показаноE × 10 ,изменение удельной мехакДжнической энергииEм ,кгэнергии оставшегося топE2лива E т и максимальнойETрасполагаемойудельной1энергии E в зависимостиEMот времени с момента старта транспортной космиче0200400 t , cскойсистемы«СпейсРис. 5.2. Изменение удельной энергиишаттл». Расчёт энергии Eпроводился для случаядвижения орбитального корабля с внешним топливным баком.
Расчёт характеристической скорости выполнен по формуле К.Э. Циолковского, поэтому рассмотренный подход к определению энергииE носит приближённый характер.Видно, что на большей части траектории выведения величинамеханической энергии, определяющая возможность самостоятельного движения орбитального корабля по траектории возвращениянезначительна, а её доля в величине располагаемой энергии преобладает над долей энергии оставшегося топлива только в конце траектории.5.1.2.
Основные схемы возвращения. Рассмотрим две основные схемы возвращения орбитального корабля. Первая схема реализуется в случае, если после возникновения нештатной ситуацииостаётся возможность движения орбитального корабля с внешнимтопливным баком или ускорителем ракеты-носителя. Тогда располагаемый запас энергии максимален для данного момента времении равен E – сумме механической энергии Eм и энергии оставшегося топлива E т .
Траектория возвращения разделяется на два участка. На первом участке орбитальный корабль движется с работающей двигательной установкой, при этом механическая энергия увеличивается. Второй участок начинается после выключения двигателей и отделения аэрокосмического аппарата от внешнего топливного бака или ускорителя. На этом участке совершается движение суменьшением механической энергии. При отказе одного из трёхмаршевых двигателей орбитального корабля транспортной системы−4181Лазарев Ю.Н.
«Управление траекториями аэрокосмических аппаратов»_____________________________________________________________________________________________________________«Спейс шаттл» его спасение в соответствии с рассмотренной схемой (манёвр возврата) возможно, начиная со второй секунды послестарта [157, 158, 164].Вторая схема возвращения реализуется, если после возникновения нештатной ситуации аэрокосмический аппарат отделяется отбака или ускорителя и совершает пассивный полёт. В этом случаерасполагаемый запас энергии равен механической энергии Eм .Движение при реализации этой схемы осуществляется только суменьшением механической энергии.Каждая из рассмотренных схем возвращения имеет два варианта реализации в зависимости от того, используется или нет на траектории возвращения энергия запаса топлива двигательной установки орбитального маневрирования, если такая возможность существует в принципе. В штатном варианте двигатели орбитальногоманеврирования орбитального корабля предназначены для завершения выхода аппарата на орбиту спутника Земли, межорбитальных переходов и схода с орбиты.
Запас топлива на борту орбитального корабля системы «Спейс шаттл» при массе полезной нагрузки29,5 т соответствует характеристической скорости 305 м/с, при установке в грузовом отсеке орбитального корабля дополнительныхтопливных баков величина располагаемой характеристической скорости возрастает до 760 м/с [62].
Тяговооружённость орбитальногокорабля при работающей двигательной установке орбитального маневрирования (собственная тяговооружённость) в зависимости отмассы полезной нагрузки составляет 0,05...0,08. Расчёты показали,что такая тяговооружённость оказывает небольшое влияние на характер движения орбитального корабля по траектории возвращения. Отметим, что перспективные аэрокосмические аппараты, в частности орбитальные и суборбитальные самолёты, обладают болеевысокой собственной тяговооружённостью.Выбор цели управления аэрокосмическим аппаратом в рассматриваемой нештатной ситуации зависит от начальных условийдвижения по траектории возвращения и реализуемой схемы возвращения.
Если располагаемый запас энергии достаточен, то цельюуправления ставится посадка на взлётно-посадочную полосу, тоесть спасение аэрокосмического аппарата с полезной нагрузкой иэкипажем. Если располагаемый запас энергии меньше определённого уровня, то гибель аэрокосмического аппарата и полезной на182Глава 5. Суборбитальные траектории_____________________________________________________________________________________________________________грузки неизбежна. Для сохранения экипажа в этой ситуации следует предусматривать специальные средства спасения, а управлениетраекторией аэрокосмического аппарата должно иметь целью обеспечение безопасных условий для срабатывания этих средств, тоесть приведение аэрокосмического аппарата в некоторую заданнуюобласть параметров движения.Управление траекториями аэрокосмического аппарата в обоихслучаях имеет свои особенности.
Так посадка на взлётнопосадочную полосу предполагает выполнение строгих требованийк текущим параметрам траектории и, особенно, к их конечным значениям. Кроме того, приведение аэрокосмического аппарата к началу участка предпосадочного маневрирования или в заданную область параметров движения, в которой возможно срабатываниеспециальных средств спасения экипажа, может происходить в условиях недостаточного для эффективного маневрирования уровнямеханической энергии.5.1.3.
Условия решения модельных задач. При управлениитраекторией возвращения в соответствии с целью управления иучётом сложившейся обстановки формируются командные зависимости управляющих воздействий. В качестве начального приближения командного управления используются номинальные программные зависимости, которые рассчитываются до начала процесса управления и обеспечивают достижение цели управления приотсутствии возмущений.Рассмотрены модельные задачи формирования номинального икомандного двухканального (по углам атаки и крена) управленияаэрокосмическим аппаратом при возникновении нештатной ситуации, связанной с необходимостью автономного пассивного движения.
Считалось, что траектория выведения совпадает с плоскостьюэкватора. Известны расчётные аэродинамические характеристикиаппарата. Заданы начальные условия движения по траектории возвращения, ограничения на управление, ограничения на текущие параметры траектории, а также ограничения на отклонения конечныхзначений фазовых координат от требуемых значений.В качестве поверхности приведения во всех задачах принятасфера с центром в центре Земли, проходящая на высоте 20 км надточкой земной поверхности с координатами (ϕ 0 , λ0 ) , соответствующими началу автономного полёта.183Лазарев Ю.Н. «Управление траекториями аэрокосмических аппаратов»_____________________________________________________________________________________________________________Решены три типа задач, условия которых формулировалисьследующим образом. Требовалось, во-первых, построить областидостижимости, то есть сформировать номинальное управление,обеспечивающее попадание аппарата на границу областей достижимости, построенных без учёта ограничений и с учётом различных ограничений на текущие параметры траектории возвращения.Во-вторых, сформировать номинальное управление, приводящееаппарат в заданную область конечных значений фазовых координатвнутри области достижимости.
В-третьих, сформировать командноеуправление, приводящее аппарат в ту же заданную область конечных значений фазовых координат в условиях действия возмущений.В качестве объекта управления рассматривался аэрокосмический аппарат типа орбитального корабля транспортной космической системы «Спейс шаттл» и орбитального корабля «Буран» смаксимальным значением аэродинамического качества на гиперзвуковых скоростях движения в атмосфере, равным 2,2. Аэродинамические характеристики аппарата задавались таблично, также таблично задавались параметры атмосферы.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
