Лазарев Ю.Н. Управление траекториями аэрокосмических аппаратов (2007) (1246773), страница 41
Текст из файла (страница 41)
5.28. Области достижимости с учётом ограниченийПрограммы двухканального управления, обеспечивающиедостижение точек на границе областей достижимости отражаютследующие общие закономерности, связанные, в первую очередь, снеобходимостью выполнения ограничений на режимы движения, аименно, ограничения на максимальное значение удельного теплового потока в критической точке поверхности аппарата и ограничения на максимальное значение нормальной перегрузки.223Лазарев Ю.Н. «Управление траекториями аэрокосмических аппаратов»_____________________________________________________________________________________________________________В начале траекторий углы атаки больше значений, обеспечивающих максимальное аэродинамическое качество, что увеличивает значения аэродинамической подъёмной силы и её вертикальнойсоставляющей для достижения первого рикошета на больших высотах, что, в свою очередь, снижает уровень тепловых и аэродинамических нагрузок в нижней точке рикошета.
После первого рикошетадвижение осуществляется на углах атаки, обеспечивающих максимальное аэродинамическое качество.Углы крена в начале траектории уменьшаются, что также способствует увеличению вертикальной составляющей аэродинамической подъёмной силы и достижению первого рикошета на большихвысотах и уменьшению в связи с этим максимальных реализовавшихся значений теплового потока и перегрузки. После первого рикошета программы угла крена обеспечивают необходимый разворот траектории орбитального самолёта при максимально возможной длине траектории.5.2.4. Двухканальное управление.
Области возможногопопадания. Области возможного попадания характеризуют манёвренные возможности орбитального самолёта при возникновениирассматриваемых нештатных ситуаций для всего участка траектории выведения второй ступени.D , км800100c 150c 200c400250c300c350c0-400-800-120001000200030004000500060007000 L, кмРис. 5.29. Области возможного попадания для различных моментов разделенияорбитального самолёта и внешнего топливного бака224Глава 5.
Суборбитальные траектории_____________________________________________________________________________________________________________Каждая область строилась как огибающая областей достижимости, полученных для различных моментов начала движения потраектории возвращения без учёта ограничений. На рис. 5.29 показаны области возможного попадания орбитального самолёта на поверхность приведения. На рисунке штриховыми линиями показанытраектории спуска для точек, соответствующих максимальной продольной дальности спуска, максимальной боковой дальности спуска и максимальной боковой при фиксированной продольной дальности спуска.На рис.
5.30 приведены области возможного попадания орбитального самолёта на поверхность приведения для начальных условий движения по суборбитальным траекториям возвращения, соответствующих прерыванию процесса выведения второй ступениавиационно-космической системы с 100-й до 350-ой секунды. Области построены с учётом ограничений на режимы движения в атмосфере и терминальные условия.D, кмБез ограничений8000Vk0qт4000ny00-400-800-12000100020003000400050006000L, кмРис. 5.30. Области возможного попадания с учётом ограниченийТаким образом, существование на высоте начала участкапредпосадочного маневрирования областей достижимости и построенных на их основе областей возможного попадания с учётомограничений на режимы движения в атмосфере и терминальные условия свидетельствует о принципиальной возможности приведения225Лазарев Ю.Н.
«Управление траекториями аэрокосмических аппаратов»_____________________________________________________________________________________________________________орбитального самолёта в любую точку поверхности внутри областей для выполнения в дальнейшем предпосадочных манёвров.На рис. 5.31 показана траектория выведения второй ступени, атакже профили траекторий возвращения – зависимости высоты отвремени для суборбитальных траекторий возвращения орбитального самолёта, соответствующих разным моментам времени прекращения процесса выведения. На рисунке приведены оптимальныетраектории приведения орбитального самолёта на границу областидостижимости в точку с максимальной продольной дальностью безучёта ограничений.H , км;Траектория выведения второй ступени100806040100c200150c200c500250c350c300c10001500Рис.
5.31. Профили траекторий возвращенияНачиная с 100-ой секунды движения по траектории выведениявторой ступени авиационно-космической системы в любой моментвремени, соответствующий принятию решения об экстренном отделении внешнего топливного бака от орбитального самолёта, возможно его возвращение в некоторую область на сфере приведения.В дальнейшем возможно совершение манёвров, целью которыхможет быть приведение орбитального самолёта к началу участкапредпосадочного маневрирования или в область параметров движения для срабатывания средств спасения экипажа.На рис.
5.32 показано влияние учёта ограничений на характеризменения высоты от времени для оптимальных траекторий приве226Глава 5. Суборбитальные траектории_____________________________________________________________________________________________________________дения орбитального самолёта в точку с максимальной продольнойдальностью для 350-й секунды прерывания процесса выведениявторой ступени. Рассматривались ограничения на величину конечной скорости Vк, на максимальные значения нормальной составляющей перегрузки ny и удельного теплового потока qт.
Траекториябез учёта ограничений имеет рикошетирующий характер, а траектория с учётом ограничений на удельный тепловой поток являетсянаиболее гладкой.H , км;Траектория выведениявторой ступени100Без ограничений80qт6040ny20050010001500t, cРис. 5.32. Профили траекторий возвращения5.2.5.
Трёхканальное управление. Области достижимости ивозможного попадания. Канал управления тягой может быть использован для расширения зоны возможного манёвра при спуске ватмосфере, повышения точности приведения аппарата к началуучастка предпосадочного маневрирования, снижения нагрузки наконструкцию аппарата и создания для экипажа более комфортабельных условий спуска.Сформируем управляющие зависимости по каналам угла атаки, угла крена и тяги двигателя, обеспечивающие приведение орбитального самолёта на поверхность с высотой 20 км от поверхностиЗемли с учётом ограничений на управляющие зависимости. Допустимое значение массы топлива, расходуемой на выполнение манёвра, примем равным 1500 кг.227Лазарев Ю.Н.
«Управление траекториями аэрокосмических аппаратов»_____________________________________________________________________________________________________________На рис. 5.33 изображены области достижимости, построенныена поверхности приведения при двухканальном (штриховая линия)и трёхканальном управлении (сплошная линия) для 300-й секундыпрерывания выведения второй ступени. Максимальные размерыобласти достижимости в продольном направлении составляют:1950 км при двухканальном управлении и 2200 км – при трёхканальном управлении. В поперечном направлении область при трёхканальном управлении на 170 км больше, чем при двухканальном.D, км8004000150020002500300035004000L, кмРис.
5.33. Области достижимости без ограниченийИспользование в качестве дополнительного канала управления тяги двигательной установки не приводит к существенному изменению структуры программ управления углами атаки и крена посравнению с двухканальным управлением.Для траектории, приводящей на границу области достижимости с максимальной боковой дальностью, программа управлениярасходом топлива формируется таким образом, что наибольшийрасход топлива происходит на участке траектории с первым погружением аппарата в атмосферу и резким снижением скорости движения.
Программа управления углом атаки формируется таким образом, что на большей части траектории реализуется максимальноезначение аэродинамического качества. Программа управления скоростным углом крена обеспечивает разворот аппарата на максимально возможной высоте, а также направление движения в концетраектории, перпендикулярное границе области достижимости.228Глава 5. Суборбитальные траектории_____________________________________________________________________________________________________________На рис. 5.34 приведены области возможного попадания орбитального самолёта на поверхность приведения, построенные какогибающие областей достижимости для различных моментов времени прерывания процесса выведения второй ступени (100с, 150с,200с, 250с, 300с, 350с).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
