Лазарев Ю.Н. Управление траекториями аэрокосмических аппаратов (2007) (1246773), страница 43
Текст из файла (страница 43)
5.37 и 5.38 иллюстрируют выполнение в процессе спускаограничений на удельный тепловой поток в критической точке аппарата с условным радиусом кривизны один метр и на нормальную234Глава 5. Суборбитальные траектории_____________________________________________________________________________________________________________перегрузку для траекторий полёта на максимальную продольную имаксимальную боковую дальность.4ny2(2)nyдоп23(3)12(2)1(3)10t, c02004006008001000Рис. 5.37.
Изменение удельного теплового потока по времениИз рисунка следует, что использование канала управления тягой двигателя позволяет не только расширить область достижимости аппарата при движении по суборбитальной траектории спуска,но и уменьшить тепловые и инерционные нагрузки на аппарат засчёт изменения профиля траектории.600q т, кДж/м2с2(2)2400(3)1(2)2001(3)t, c002004006008001000Рис. 5.38. Изменение нормальной перегрузки по времени235Лазарев Ю.Н.
«Управление траекториями аэрокосмических аппаратов»_____________________________________________________________________________________________________________5.3.4. Программы управления. На рис. 5.39 − 5.41 показаны программы управления по каждому из каналов, приводящие суборбитальный самолёт в характерные точки областейдостижимости.При полете на минимальную продольную дальность программы управления углом атаки (рис. 5.39, кривые 3(2) и 3(3)) обеспечивают минимальное возможное значение аэродинамического качества при максимально допустимом лобовом сопротивлении, для этогоуправляющие зависимости приближены к предельно допустимымзначениям за исключением тех участков траектории, где управление сформировано из условия выполнения ограничения на нормальную перегрузку.Использование тяги двигателя в качестве дополнительного канала управления приводит к более плавному изменению скоростного угла крена по сравнению с двухканальным управлением (рис.5.40, кривые 3(2) и 3(3)).
При этом структура программы угла атакиизменяется незначительно за исключением участка, где существенно меняется угол пути (от 300-й до 400-й секунды), на этом участкеугол атаки становится меньше максимально допустимого значения,что позволяет двигаться с большим аэродинамическим качеством.α ,град50α max(2)1(3)401(3)3(2)33020(3)2(2)210α mint, c002004006008001000Рис. 5.39. Программы угла атакиПри полёте на максимальную продольную дальность программы управления углом атаки (рис. 5.39, кривые 1(2) и 1(3)) обес236Глава 5.
Суборбитальные траектории_____________________________________________________________________________________________________________печивают максимальное значение аэродинамического качества,кроме участков траектории, на которых управление формируется изусловий выполнения ограничений на режимы движения в атмосфере, а также участка, на котором угол крена отличен от нуля в связис необходимостью уменьшить величину первого отражения аппарата после погружения в плотные слои атмосферы.
При трёхканальном управлении увеличивается продолжительность участка спускас углами атаки, близкими к наивыгоднейшему значению.При полёте на максимальную боковую дальность программыуправления углом атаки (рис. 5.39, кривые 2(2) и 2(3)) на большейчасти траектории обеспечивают наибольшее значение аэродинамического качества, а программы управления углом крена (рис. 5.40,кривые 2(2) и 2(3)) обеспечивают плавное изменение угла пути. Регулярность изменения управляющих зависимостей нарушается на техучастках траектории, где управление формируется из условия выполнения ограничений на режимы движения.γa, 100град80γаmax60(2)340320(3)t, c0-20 0100200300400500600700800-40-60-80-100(2)2(3)γamin2Рис.
5.40. Программы скоростного угла кренаНа рис. 5.41 показаны программы управления массовым секундным расходом топлива для траекторий, приводящих в характерные точки границы области достижимости. Для всех рассмотренных траекторий суборбитального движения тяга двигателя имеет наибольшее значение в начале траектории. При полёте на макси237Лазарев Ю.Н. «Управление траекториями аэрокосмических аппаратов»_____________________________________________________________________________________________________________мальные дальности запас топлива расходуется полностью, при полёте на минимальную продольную дальность расходуется небольшая часть топлива.0 , кг/с12(3)21086(3)142t, c00(3)31002003004005006007008009001000Рис. 5.41.
Программы секундного расхода топливаОбласти достижимости характеризуют предельные манёвренные возможности суборбитального самолёта при двухканальном итрёхканальном управлении и заданных ограничениях. С помощьюиспользуемых при построении областей достижимости численныхметодов на основе последовательной линеаризации можно сформировать многоканальное управление движением, приводящее суборбитальный самолёт во внутренние точки областей достижимости кначалу участка предпосадочного маневрирования.
Использованиесовместно с каналами управления углами атаки и крена каналауправления тягой двигателя расширяет манёвренные возможностисуборбитального самолёта, обеспечивая возможность приведения вгораздо более обширную область конечных условий движения.238Глава 6. Траектории поворота плоскости орбиты в атмосфере_____________________________________________________________________________________________________________ГЛАВА 6ТРАЕКТОРИИ ПОВОРОТА ПЛОСКОСТИ ОРБИТЫВ АТМОСФЕРЕ6.1. Траектории манёвраВозможность поворота плоскости орбиты в атмосфере являетсяотличительной особенностью аэрокосмических аппаратов, характеризующей их способность совершать сложные манёвры в атмосфере и околоземном космическом пространстве.Рассматривается решение задач оптимального трёхканального управления траекториями воздушно-космического самолета, находящегося на низкой околоземной орбите и совершающего манёвр поворота плоскости орбиты с использованием аэродинамических сил и силы тяги двигательной установки.Траектория манёвра включает в себя атмосферный участок, накотором под действием аэродинамических сил происходит поворот плоскости орбиты.
Управление осуществляется изменением углов атаки, крена и секундного расхода топлива, от которого зависит тяга двигателя.В [5, 6, 53, 151] рассмотрены трёхимпульсные манёвры поворота плоскости орбиты с атмосферным участком. Допущение обимпульсной структуре манёвра позволила применить принцип максимума [118] в качестве теоретической основы формированиядвухканального (по углам атаки и крена) оптимального управления.Получены оптимальные траектории, состоящие из участков движения по границам и внутри области ограничений в соответствии спринципом максимума.
В данной главе при оптимизации трёхканального управления используются численные методы и алгоритмына основе последовательной линеаризации, позволяющие формировать оптимальные траектории с протяжёнными активными участками.Как известно, среди возможных видов орбитальных манёвровкосмических аппаратов наиболее энергоёмким является манёвр поворота плоскости орбиты, требующий даже при небольших значениях угла поворота весьма значительных затрат характеристиче239Лазарев Ю.Н.
«Управление траекториями аэрокосмических аппаратов»_____________________________________________________________________________________________________________ской скорости [151]. Манёвр поворота плоскости орбиты можетбыть реализован или только с помощью силы тяги двигателей (ракетодинамический манёвр), или с использованием как тяги двигателей, так и аэродинамических сил при погружении в плотные слоиатмосферы (аэродинамический манёвр).Ракетодинамический маневр при большой тяговооружённостиможет быть одноимпульсным (с поворотом плоскости в одной точке исходной орбиты без изменения ее формы) и трёхимпульсным (споворотом плоскости в апогее промежуточной орбиты).
Трёхимпульсная схема при достаточно больших углах поворота плоскостиорбиты уменьшает суммарные затраты характеристической скорости, однако, значительно увеличивает время манёвра по сравнениюс одноимпульсной [127].Применение при повороте плоскости орбиты двигателей малойтяги уменьшает относительные затраты топлива на совершениеманёвра, однако, в этом случае время манёвра возрастает до оченьбольших величин, неприемлемых для пилотируемых полётов и манёвров с ограничением на время их осуществления.Для аэрокосмических аппаратов с маршевой двигательной установкой большой тяги, достаточными запасами топлива и максимальным располагаемым аэродинамическим качеством на гиперзвуковых скоростях полёта в атмосфере более 2...3, находящихся нанизких околоземных орбитах, при углах поворота плоскости орбиты больше 50...100, более выгодным с точки зрения суммарных затрат характеристической скорости является аэродинамический манёвр поворота плоскости орбиты.
[151]. К достоинствам этого манёвра, кроме экономии топлива, относятся его небольшая продолжительность, широкий диапазон изменения углов поворота плоскости орбиты и её формы, возможность изучения с борта аппаратаатмосферных явлений на труднодоступных для других средств высотах, а также возможность оперативного обзора земной поверхности с относительно небольших высот и быстрой доставки информации как на борту аэрокосмического аппарата, так и путём передачи.Траектория движения аэрокосмического аппарата при изменении плоскости орбиты в атмосфере условно разделяется на три участка (рис.6.1): участок движения в плотных слоях атмосферы (вдальнейшем называемый атмосферным, обозначен цифрой 2), гдепроисходит собственно изменение плоскости орбиты, и два участка240Глава 6.
Траектории поворота плоскости орбиты в атмосфере_____________________________________________________________________________________________________________движения в разрежённых слоях (называемые в дальнейшем внеатмосферными, обозначены цифрами 1 и 3). Границей участков траектории может служить условная граница атмосферы, принимаемаяв рассматриваемых задачах на высоте 100 км.Начальная орбитаΔV1траекторияУсловная граница атмосферыΔV3ΔV2конечная орбитаповерхность ЗемлиРис. 6.1. Траектория движения аэрокосмического аппаратапри изменении плоскости орбиты в атмосфереСхема манёвра предусматривает как минимум трёхкратноевключение двигателей.
После первого импульса скорости ΔV1 , сообщаемого аэрокосмическому аппарату на начальной орбите, аппарат переводится на траекторию снижения и входит в атмосферу сзаданным углом наклона траектории. Второй импульс скоростиΔV2 дается на атмосферном участке движения и переводит аппаратна переходную эллиптическую орбиту, апогей которой обычно совпадает с высотой конечной круговой орбиты. Третий импульс ΔV3дается в апогее переходной эллиптической орбиты и увеличиваетскорость аэрокосмического аппарата до требуемой орбитальнойскорости.В соответствии с рассмотренной схемой управление движением аэрокосмического аппарата при реализации аэродинамическогоманёвра поворота плоскости орбиты может эффективно осуществляться по трём каналам: по каналу угла атаки α и по каналу скоростного угла крена γ a (на атмосферном участке траектории), а такжепо каналу секундного расхода топлива двигателей β , определяю241Лазарев Ю.Н. «Управление траекториями аэрокосмических аппаратов»_____________________________________________________________________________________________________________щему величину тяги и максимальную возможную продолжительность работы двигательной установки (на всех участках траектории).При построении номинального управления движением аэрокосмического аппарата в соответствии с приведённой схемой манёвра необходимо учитывать ограничения на управляющие зависимости, терминальные условия и режимы движения.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
