Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (2-е изд., 2013) (1246775), страница 4
Текст из файла (страница 4)
Так, вопросы повышения точности стрельбы требуют совместногоанализа движения на активном участке, внеатмосферном участке и участке входав атмосферу. Поэтому основное внимание уделяется фундаментальным задачам(скажем, движению ЛА в центральном поле притяжения) и комплексным (например, выбору траектории полета ракеты-носителя)..Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»Введение5В главе 1 изложены общие вопросы движения ЛА, рассмотрены силы и моменты, действующие на ЛА в полете, установлена их физическая природа, даныкачественные и количественные характеристики гравитационного поля, возмущенной атмосферы, включающей вариации плотности от стандартных значенийи поле ветров.
Приведены основные системы координат, матрицы перехода отодной системы координат к другой и дается вывод уравнений движения ЛА наактивном участке в начальной стартовой (инерциальной) системе координат.В главе 2 исследованы две модельные задачи по выбору оптимального управления. В первой задаче рассматривается выведение на орбиту максимальнойполезной нагрузки.
Вторая задача связана с получением максимальной дальностистрельбы. Принцип максимума Понтрягина Л. С. используется в обеих задачах дляопределения оптимального закона управления вектором тяги на активном участке.Показана связь закона управления, полученного в модельных задачах, с реальнымипрограммами угла тангажа на активном участке. Установлены диапазоны высоторбит, в которых используется тот или иной оптимальный закон управления. Рассмотрены способы точного и приближенного интегрирования уравнений движенияна активном участке. С использованием формулы Циолковского и поправок напотери идеальной скорости получены производные выводимой на орбиту полезнойнагрузки и дальности стрельбы по основным параметрам ЛА. Эти производныенеобходимы в процессе баллистического проектирования при выборе основныхпараметров ЛА.Глава 3 посвящена баллистике головной части.
Рассмотрена прямая задачабаллистики, которая состоит в определении полной дальности и координат точкипадения головной части. Показана связь дальности пассивного участка траекторииголовной части с параметрами движения в конце активного участка. Для обратнойзадачи баллистики определена совокупность начальных параметров движенияв конце активного участка, которые обеспечивают попадание головной частив заданную точку. Определен оптимальный угол бросания, который обеспечиваетмаксимальную дальность стрельбы.
На основе зарубежной информации показаныосновные способы уменьшения рассеивания головных частей, включая наведениена конечном участке траектории при спуске в атмосфере.В главе 4 рассмотрено орбитальное движение космического аппарата в центральном поле притяжения. Построены классы оптимальных компланарных и пространственных маневров в импульсной постановке. Показан способ приближенного учета потерь характеристической скорости на выполнение маневра с ограниченной тягой двигателя. Определены области оптимальности одноимпульсного,двухимпульсного и трехимпульсного маневров.
Рассмотрены примеры выведениястационарного спутника и встречи на орбите. Для задачи встречи на орбитепостроены оптимальные программы вектора тяги, обеспечивающие минимальныйрасход топлива на маневр.В главе 5 представлены прикладные задачи механики космического полета,включая полеты к Луне и планетам Солнечной системы. В рамках задачи трехтел определены сферы притяжения Луны и планет. С использованием сферпритяжения построены приближенные траектории перелета к Луне и планетам.В качестве примера затрат характеристической скорости на лунную экспедицию.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»6Введениерассмотрена траектория, реализованная в программе «Аполлон». Из рассмотрениязадачи Ламберта по определению траектории перелета между двумя заданнымиточками за заданное время построена межпланетная гелиоцентрическая траекторияперелета от Земли к планете назначения.
Показан способ приближенного расчетаоптимальных дат старта и определения их цикличности. Рассмотрена возможностьпоследовательного облета нескольких планет с использованием гравитационногоманевра в сфере притяжения планеты.Главы 1– 5 представляют собой обновленную версию книги автора «Баллистикалетательных аппаратов» (М.: «Наука», 1982). Глава 6 существенно переработанаи дополнена новыми задачами. Главы 7 и 8, в основном, содержат новые материалы, полученные и опубликованные автором после издания указанной книги.Глава 6 включает основные сведения об управлении спуском ЛА на поверхность небесного тела с атмосферой и без атмосферы.
Подробно рассмотреноптимальный маневр спуска с орбиты, который обеспечивает заданный угол входав атмосферу с минимальным расходом топлива. Дан анализ баллистической траектории спуска при входе в атмосферу с околокруговой скоростью. Приведены условия достижения максимальной перегрузки и максимального нагрева спускаемогоаппарата для модельной задачи квазистационарного планирования. Рассмотренуправляемый спуск космического аппарата с малым аэродинамическим качествомпри входе в атмосферу с околокруговой и околопараболической скоростями.Управление таким аппаратом реализуется по каналу крена. Для многоразовогоорбитального корабля с большим гиперзвуковым аэродинамическим качествомприведено оптимальное управление по каналам углов атаки и крена, котороеобеспечивает максимальный боковой маневр при спуске в атмосфере.
При этомучитываются ограничения по перегрузке и температуре нагрева.Показаны особенности спуска и посадки в разреженной атмосфере Марсаи описаны некоторые модели вариаций параметров марсианской атмосферы.Рассмотрена также задача оптимальной по расходу топлива посадки на Луну,а в качестве примера приведена последовательность операций при посадке на Лунупо программе «Аполлон».Глава 7 посвящена обсуждению общих проблем терминального наведенияЛА. На примере транспортной космической системы «Спейс шатл» рассмотреналгоритм терминального наведения на активном участке с прогнозом остающейсячасти траектории по приближенным конечным формулам.
Другим примером является терминальное наведение при спуске с орбиты многоразового космическогокорабля типа «Спейс шатл» и «Буран». Траектория движения включает три участка:спуск от границ атмосферы до высот 20–24 км, предпосадочное маневрированиедо высоты 4 км и посадка на аэродром. На стыках между участками введенывиртуальные «ворота», т. е. ограниченные области в фазовой плоскости параметровдвижения, в которые корабль наводится на соответствующем участке.
Для прогнозаостающейся траектории движения также используются приближенные конечныеформулы.Построена система оперативного контроля движения космического корабля навысотах от 40 до 20 км, когда восстанавливается радиосвязь после выхода изплазменного «облака»..Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»Введение7Метод численного прогноза остающейся части траектории предложен длякорабля-спасателя, который должен выполнять миссию за ограниченное времяи иметь возможность совершать экстренную посадку в неподготовленном месте.Последнее требование может быть выполнено только при высокоточном наведениикосмического аппарата с малым аэродинамическим качеством в район посадкиразмером порядка 1 км.
Численный прогноз позволяет избежать «привязки» фактической траектории спуска к номинальной, т. е. обеспечивает большую гибкостьнаведения.Другим примером численного прогноза остающейся траектории движенияявляется робастный алгоритм, предложенный для космического аппарата, который после подлета к Марсу совершает маневр аэродинамического торможенияв атмосфере планеты для снижения гиперболической скорости подлета до первой космической с последующим выходом на орбиту спутника планеты за счетнебольшого приращения скорости.
Сложность атмосферного маневра усугубляетсябольшой разреженностью атмосферы Марса и малым объемом информации о возможных вариациях ее плотности. Поэтому алгоритм наведения предусматриваетадаптацию к фактическому состоянию атмосферы. Адаптация осуществляется засчет сопоставления измеренной перегрузки на нисходящем участке траекториис рассчитанной перегрузкой для бортовой модели атмосферы Марса. Полученныепоправки к модельной плотности атмосферы используются на восходящем участкетраектории и позволяют повысить точность получаемой промежуточной орбиты,что в итоге приводит к уменьшению потребного импульса доразгона для выходана заданную орбиту.В конце седьмой главы обсуждаются некоторые методы верификации бортовыхпрограмм наведения, что является весьма актуальной и трудной проблемой.Глава 8 включает рассмотрение основных вопросов, связанных с воздушнымзапуском ракеты-носителя космического назначения из самолета-носителя.
Такаясхема запуска позволяет увеличить почти в 1.5 раза выводимую на орбитуполезную нагрузку по сравнению с наземным пуском и обеспечивает большуюоперативную гибкость. Вместе с тем, воздушный запуск порождает начальныеошибки в положении точки старта и времени пуска вследствие «подвижногостартового стола». Подробно рассмотрены все возмущающие факторы, порождающие начальные ошибки, и получены количественные оценки начальных ошибок.Предложен простой закон управления на активном участке ракеты-носителя,который позволяет полностью компенсировать начальную ошибку в продольнойдальности и времени старта путем небольших вариаций величины тяги двигателякосмического разгонного блока при выведении в точку встречи на орбите с космической станцией.
При этом потери выводимой полезной нагрузки практическиотсутствуют. В рассмотренных примерах использованы параметры проектируемойроссийской системы «Воздушный старт» на базе самолета-носителя Ан-124-100«Руслан» и ракеты-носителя «Полет».Важным вопросом является определение безопасного расстояния между самолетом-носителем и ракетой-носителем в момент запуска маршевого двигателяпервой ступени ракеты-носителя. Даже при очень высокой надежности маршевогодвигателя нельзя исключить вероятность его взрыва, так как в любой аварийной.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»8Введениеситуации необходимо гарантированно обеспечить безопасность экипажа самолетаносителя. Построена модель взрыва, которая включает две фазы: сначала взрывдвигателя, а затем взрыв горючего ракеты-носителя.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
