Лазарев Ю.Н. Управление траекториями аэрокосмических аппаратов (2007) (1246773), страница 39
Текст из файла (страница 39)
В качестве цели управления может ставиться не только приведение аэрокосмического аппарата в область конечных условий движения,где возможно срабатывание специальных средств спасения экипажа, но и посадка аппарата на взлётно-посадочную полосу.α ,γ a ,H,км гр1006060Нγ a ном402020α ном00200400600t ,cРис.5.22.
Номинальное управление и зависимость высоты от времениРазработанный численный метод на основе последовательнойлинеаризации позволяет при формировании номинального управления учесть ограничения на управляющие зависимости, текущиепараметры траектории и конечные значения фазовых координат,обеспечивающие выполнение целевой задачи манёвра. Вследствиесложности формирования двухканального номинального управления эта задача должна решаться до начала движения для достаточного числа характерных точек траектории выведения. Полученныепрограммы управления должны храниться в запоминающем устройстве бортовой вычислительной системы аэрокосмического аппарата на случай использования в качестве начального приближения командного управления при возникновении нештатной ситуации.5.1.12.
Формулировка задачи командного управления. Движение аэрокосмического аппарата по траектории возвращения врассматриваемой нештатной ситуации осуществляется в условияхдействия возмущений. Атмосферные возмущения и априорная не212Глава 5. Суборбитальные траектории_____________________________________________________________________________________________________________определённость аэродинамических характеристик аэрокосмического аппарата приводят к отличию реальной траектории от расчётной.Поэтому заранее сформированное номинальное управление требуетуточнения.Начальные условия движения по траектории возвращения также могут быть известны с ошибками.
Кроме того, если движение врассматриваемой нештатной ситуации начинается на траекториивыведения, то нерационально иметь на борту номинальные программы управления для большого числа вариантов начальных условий движения. Достаточно сформировать до полёта и хранить взапоминающем устройстве номинальные программы, которые соответствуют отдельным моментам времени с заданной дискретностью. В любом случае появляется несоответствие реализовавшихсяначальных условий движения начальным условиям, для которыхсформированы номинальные управляющие зависимости, использующиеся в качестве опорных зависимостей командного управления.Парирование действия возмущений, неучтённых при формировании номинального управления, и указанного несоответствия начальных условий движения осуществляется в реальном времени впроцессе командного управления.
Для подтверждения работоспособности и эффективности алгоритма командного управления врассматриваемой нештатной ситуации проведено математическоемоделирование процесса управляемого движения в условиях действия возмущений. Командное управление формировались с помощью многошагового алгоритма, разработанного на основе методапоследовательной линеаризации и подробно рассмотренного в 3.3.В качестве номинального двухканального управления принятыпрограммы управления, полученные в 5.1.10 и приводящие аэрокосмический аппарат при отсутствии возмущений в заданную область конечных значений всех фазовых координат.
Целью командного управления являлось приведение аэрокосмического аппарата вту же область, но в условиях действия возмущений.В дальнейшем приведены результаты формирования командного управления для одного варианта реализовавшихся возмущений: начальные условия реального движения отличались от номинальных меньшей на 20 м/с начальной скоростью, кроме того, считалось, что плотность реальной атмосферы на 5% больше номи213Лазарев Ю.Н.
«Управление траекториями аэрокосмических аппаратов»_____________________________________________________________________________________________________________нальной плотности, которая использовалась при формировании номинальных программ управления.Реализация номинальных программ управления {α ном , γ aном } врассматриваемых условиях отличия начальных условий движения иплотности атмосферы от номинальных значений приводит к тому,что терминальные условия движения на высоте 20 км не удовлетворяют заданным ограничениям: Vк =463 м/с, θ к =-11,10, χ к =1200,ϕ к =5,690, λк =23,300.Задача. Сформировать в реальном времени зависимости углаатаки и угла крена, обеспечивающие при движении аэрокосмического аппарата по траектории возвращения в условиях действиявозмущений достижение на заданной конечной высоте допустимыхотклонений по скорости, углу наклона траектории, углу пути, широте и долготе при выполнении заданных ограничений на управление, то есть сформировать в реальном времени зависимости{α (t ),γ a (t )}при наличии ограничений на управлениеα min ≤ α ≤ α max , γ a ≤ γ a max ,и ограничений на отклонения терминальных условий от требуемыхзначенийΔV (T ) − ΔVдоп ≤ 0 , Δθ (T ) − Δθ доп ≤ 0 ,Δχ (T ) − Δχ доп ≤ 0 , ΔH (T ) − ΔH доп ≤ 0Δϕ (T ) − Δϕ доп ≤ 0 , Δλ (T ) − Δλдоп ≤ 0 ,где ΔV (T ) = V (T ) − Vтреб , Δθ (T ) = θ (T ) − θ треб ,Δχ (T ) = χ (T ) − χ треб , ΔH (T ) = H (T ) − H требΔϕ (T ) = ϕ (T ) − ϕ треб , Δ(λT ) = λ (T ) − λтреб .В математической формулировке задачи все ограничения являются функционалами, дифференцируемыми по Фреше.При формировании командного управления расположение узлов аппроксимации задачи соответствовало их расположению, полученному в результате построения номинальных программ управ214Глава 5.
Суборбитальные траектории_____________________________________________________________________________________________________________ления, и в процессе управления не изменялось. Размеры допустимых приращений за одну итерацию принимались равными 0,20 поканалу угла атаки и 0,20 по каналу угла крена. Шаг формированиякомандного управления принимался равным 100 секундам. Припроведении коррекции проводилась одна итерация улучшенияуправления на основе метода последовательной линеаризации.5.1.13. Результаты решения.
На рис. 5.23 показаны измененияпо шагам N коррекции программ управления бортового и реального прогнозируемых конечных значений скорости, обозначенныхсоответственно Vкб и Vкр .Vк , м / cVтреб500490Рис. 5.23. Изменение прогнозируемых конечных значений скорости по шагам коррекции управления (сплошная линия – «реальное» движение, штриховаялиния – расчётное движение)48047046005NСледует отметить, что в условиях реального спуска алгоритмкомандного управления производит коррекции управления на основании информации о бортовых прогнозируемых терминальных отклонениях.
Реальные прогнозируемые конечные отклонения могутбыть получены только при проведении математического моделирования процесса управляемого спуска, и в данном случае их изменение по шагам коррекций управления служит иллюстрацией воздействия проведения коррекций управления на основании бортовойинформации на реальную ситуацию.Приведённые иллюстрации демонстрируют работу алгоритмапри проведении только одной итерации метода последовательнойлинеаризации на каждом шаге коррекции управления, поэтому бортовые отклонения в начале процесса управления ни по одному изфункционалов задачи не приводят на первых итерациях к нулевомуотклонению.Алгоритм командного управления обладает высокой методической точностью, так как бортовые прогнозируемые значения всехконтролируемых параметров в процессе управления стремятся ктребуемым значениям.
Благодаря этому реальные прогнозируемые215Лазарев Ю.Н. «Управление траекториями аэрокосмических аппаратов»_____________________________________________________________________________________________________________значения контролируемых параметров также стремятся к требуемым значениям и имеют следующие значения после окончанияпроцесса управления на высоте 20 км: Vк =482 м/с, θ к =-9,310,χ к =1010, ϕ к =5,740, λк =23,910, то есть находятся внутри заданнойобласти конечных значений фазовых координат.На рис. 5.24 показаны программы управления – номинальные{α ном , γ aном }, обеспечивающие попадание в заданную область конечных значений фазовых координат при отсутствии возмущений,и реализовавшиеся командные {α ком , γ aком }, обеспечившие попадание в эту область в рассматриваемых условиях действия возмущений.
Небольшие отличия в приведённых программах управленияобъясняются, с одной стороны, небольшим уровнем возмущений врассматриваемой задаче, а с другой, большой протяжённостью траектории аэрокосмического аппарата, в связи с чем обеспечиваетсявысокая чувствительность изменения конечных параметров движения к изменениям управляющих зависимостей в начале траекториивозвращения.α ,γ aгр6040γaα205001000t ,c0Рис. 5.24. Программыуправления (сплошные линии – номинальноеуправление, штриховые линии – командное управление)Полученные результаты свидетельствуют о возможности парирования возмущений при движении аэрокосмического аппарата потраектории возвращения.
Расчёты показали, что качество командного управления зависит от качества используемого как начальноеприближение номинального управления, которое должно в наибольшей степени быть адекватным сложившейся нештатной ситуации.216Глава 5. Суборбитальные траектории_____________________________________________________________________________________________________________5.2. Суборбитальные траектории орбитального самолёта5.2.1.
Формулировка задачи. Рассматриваются суборбитальные траектории орбитального самолёта, которые реализуются послеаварийного прекращения выведения орбитального самолёта на орбиту спутника Земли в экваториальной плоскости. После отделенияот самолёта-носителя орбитальный самолёт вместе с внешним топливным баком движется по траектории выведения второй ступени.При возникновении нештатной ситуации орбитальный самолёт отделяется от внешнего топливного бака и движется по суборбитальной траектории. Целью управления является приведение орбитального самолёта к началу участка предпосадочного маневрирования ипосадка или приведение в область параметров движения для срабатывания средств спасения экипажа [84].В качестве модельной рассматривается схема полёта авиационно-космической системы МАКС [129, 135].Траектория выведения второй ступени авиационнокосмической системы является множеством точек, фазовые координаты каждой из которых могут являться начальными условиямидвижения орбитального самолёта по траектории возвращения привозникновении нештатной ситуации.На рис.
5.25 показаны зависимости от времени параметровдвижения при выведении второй ступени авиационно-космическойсистемы МАКС [129]: скорости V, высоты H, угла наклона траектории θ, продольной дальности спуска L. Параметры движения привыведении орбитального самолёта на орбиту спутника Земли меняются в широких пределах, поэтому задача управления, так же каки для орбитального корабля, решается по-разному для траекторийвозвращения, начинающихся на различных участках траекториивыведения.По сравнению с орбитальным кораблём орбитальный самолётимеет меньшую массу и размеры, но большую собственную тяговооружённость. Орбитальный самолёт авиационно-космической системы МАКС имеет два жидкостно-реактивных двигателя орбитального маневрирования с тягой по 3000 кг каждый, которые предназначены для выполнения манёвров довыведения на орбиту, перехода с одной орбиты на другую и торможения перед спуском в атмосфере.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
