Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (2-е изд., 2013) (1246775), страница 54
Текст из файла (страница 54)
6.11. Коридор входаСовокупность высот условного перигея, для которой можно обеспечить приведение СА к месту посадки с требуемой точностью при удовлетворении всехограничений (по перегрузке, нагреву, допустимым углам крена и т. д.), называетсякоридором входа. Верхняя граница физически существующего коридора входаопределяется надежным захватом СА атмосферой. Нижняя граница коридора входаопределяется допустимой перегрузкой (или нагревом).
Коридор входа показан нарис. 6.11. Реальный коридор может быть уже физического из-за несовершенстваалгоритма наведения или из-за необходимости наличия некоторого резерва дляпарирования действующих на СА возмущений. Чем шире коридор, тем прощепопасть в него при входе в атмосферу Земли (или планеты).
Следовательно,снижаются требования к точности решения навигационной задачи..Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»6.3. Управляемая траектория СА с малым аэродинамическим качеством (k = 0.3)265В случае спуска с околоземной орбиты скорость входа близка к круговой, и приемлемая точность посадки (порядка нескольких километров) может обеспечиватьсядостаточно простым алгоритмом спуска.В качестве примера обсудим некоторые особенности функционирования алгоритма управления движением спускаемого аппарата космического корабля «Джемини» [6.10].
Поступающая от акселерометров информация о перегрузке интегрируется в БЦВМ для определения текущего положения аппарата. Одновременнопрогнозируется точка посадки в предположении движения по неуправляемой баллистической траектории на оставшемся участке полета. Прогнозируемая дальностьвычисляется аналитически с учетом поправок, соответствующих отклонениямфактических условий полета от номинальных. Параметры номинального движенияи коэффициенты влияния хранятся в виде таблиц в запоминающем устройствеБЦВМ. Потребный командный угол крена определяется по эмпирической формулев зависимости от отношения прогнозируемого промаха по дальности ΔL к прогнозируемому промаху по боку ΔB.
Чтобы избежать нарушения ограничений поперегрузке, угол крена выбирается в пределах ± 90◦ . Как только выполняютсяусловия ΔL ≈ 0, |ΔB| ≤ 1.85 км (зона нечувствительности по боку), поступаеткоманда, задающая постоянную скорость вращения по крену 15 градус/с. В результате эффективная подъемная сила становится равной нулю, и космический корабльпереходит к движению по баллистической траектории.Режим баллистического движения при вращении аппарата с постоянной угловой скоростью по крену прерывается, как только прогнозируемый промах подальности станет отличаться от нуля или промах по боку превысит границы зонынечувствительности.
В указанных случаях опять начинает применяться описанныйвыше алгоритм управляемого движения. Это позволяет компенсировать ошибкипрогнозирования промаха по дальности и по боку, возникающие в процессе полета.Система управления космического корабля «Джемини» обеспечивает точностьприведения порядка 10 км в широком диапазоне дальностей спуска и высотисходной орбиты.6.3.2. Траектория возвращения аппарата от Луны с параболической скоростью. Управление СА с малым аэродинамическим качеством позволяет решатьсложную задачу входа в атмосферу Земли с околопараболической скоростью. Такаязадача возникает при возвращении аппарата от Луны или с сильно вытянутойэллиптической орбиты.
Малое аэродинамическое качество обеспечивают сегментально-конические аппараты затупленной формы типа «Зонд» (СССР) и «Аполлон»(США). Даже небольшое аэродинамическое качество позволяет в 2÷3 раза снизитьмаксимальную перегрузку и несколько уменьшить тепловые потоки. Такие аппараты целесообразно использовать до скоростей входа порядка 15 км/с [6.5, 6.11].Если при спуске аппарата с околоземной орбиты дальность полета до местапосадки регулируется выбором точки схода с орбиты, то при возвращении отЛуны угловая дальность от точки входа в атмосферу до места посадки зависитот положения линии апсид орбиты перед входом, которое фиксирует направлениена условный перигей, и высоты этого перигея.
По высоте условного перигея.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»266Глава 6. Вход в атмосферу и посадкаи интегралу энергии оскулирующей (т. е. мгновенной) орбиты можно определитьскорость и угол входа, а также положение точки входа на границе атмосферы.При возвращении от Луны посадка с приемлемой перегрузкой (n = 4 ÷ 5)на территории Казахстана может быть реализована в случае подлета аппаратак Земле со стороны южного полушария. Условный перигей такой траекториитакже находится в южном полушарии, поэтому для достижения заданного районапосадки необходимо применять схему полета с двумя участками погружения САв атмосферу, между которыми пролегает внеатмосферный участок (рис. 6.12).Наиболее жесткие требования при полете по такой траектории предъявляютсяк управлению на участке первого погружения, где скорость тормозится до околокруговой.
Здесь возникают большие аэродинамические и тепловые нагрузкина СА. В области максимального скоростного напора, когда СА находится в нижнейчасти траектории первого погружения, эффективность управления велика. Поэтомупотребный (командный) угол крена должен выбираться достаточно тщательно,чтобы избежать больших ошибок в точке вылета за пределы условной границыатмосферы. Тем самым уменьшается разброс начальных параметров движения научастке второго погружения.
На этом участке управление близко к используемомупри спуске с орбиты.По основному принципу функционирования все известные алгоритмы делятсяна две большие группы [6.12]. К первой группе относятся алгоритмы, которыебазируются на довольно простом принципе отслеживания номинальной траектории. Вторую группу образуют алгоритмы, в которых применяется прогнозированиеостающегося участка траектории полета, а потребное управление выбирается изРис. 6.12. Схема траектории входа с параболической скоростью и двумя погружениямив атмосферу.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»6.3. Управляемая траектория СА с малым аэродинамическим качеством (k = 0.3)267условия обеспечения терминальных параметров движения [6.13]. Такие алгоритмыобычно применяются в системах управления с БЦВМ.6.3.3.
Алгоритм наведения при входе с параболической скоростью. Еслиноминальная траектория выбирается не заранее, а формируется в зависимостиот реализовавшихся начальных условий входа КА в атмосферу, то управлениестановится более гибким. Обсудим подробнее такой алгоритм, подобный использованному в СА «Зонд» [6.12]. Там предполагается, что измерительная информацияпоступает от единственного акселерометра, ось чувствительности которого параллельна градиенту дальности по скорости в конце участка первого погружения, т. е.ориентирована по так называемому p-направлению.
При повороте КА по кренуменяется измеряемая перегрузка np . Этот факт используется при построении логикиphуправления, которая базируется на отслеживании зависимости nnomp (Vp ), гдеtVpph (t)= g0np dt0— кажущаяся скорость в p-направлении. Для компенсации возмущений по углувхода СА или по эквивалентному возмущению типа большого знакопостоянногоотклонения плотности, а также для обеспечения начальной привязки, номинальнаяphпрограмма nnomp (Vp ) формируется по следующему правилу:phnomphnomphnnomp (Vp ) = np1 (Vp )ν0 + np2 (Vp )(1 − ν0 ).phphnomЗдесь nnomp1 (Vp ) и np2 (Vp ) — опорные функции, соответствующие границамкоридора входа, ν0 — коэффициент интерполяции, зависящий от угла входа. Фактический угол входа может быть определен, например, по темпу нарастанияперегрузки.Некоторое промежуточное место между алгоритмами отслеживания номинальной траектории и прогнозированием текущего промаха СА занимает алгоритм,который используется в системе управления отсека экипажа космического корабля«Аполлон».
Рассмотрим основные принципы построения этого алгоритма, описанного в работах [6.14–6.16].При разработке алгоритма ставилась задача синтеза такой системы, котораяобеспечила бы требуемое управление при неопределенностях в начальных условиях и наличии инструментальных ошибок. Система должна была обладать способностью адаптации к большим вариациям плотности атмосферы и к отклонениямпараметров СА от расчетных.Дальность спуска отсека экипажа космического корабля «Аполлон», как ужеотмечалось, находится в диапазоне 2 400 ÷ 4 600 км, который является весьмаблагоприятным с точки зрения максимальной ширины коридора входа, обеспечениядопустимых перегрузок и получения приемлемого рассеивания.На рис.
6.13 представлена типичная зависимость аэродинамического ускоренияот скорости полета для отсека экипажа космического корабля «Аполлон» [6.17].Участок выравнивания 1–2, где подъемная сила направлена вверх, характеризуетсябыстрым нарастанием перегрузки. В точке 2 начинается изоперегрузочный участок.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»268Глава 6. Вход в атмосферу и посадкаполета, начало которого фиксируется по величине вертикальной скорости. На этомучастке по конечным приближенным формулам осуществляется прогнозированиедальности в предположении, что на оставшейся части траектории полет будетпроисходить с постоянным эффективным аэродинамическим качеством (произведение аэродинамического качества на косинус угла крена).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
