Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (2-е изд., 2013) (1246775), страница 60
Текст из файла (страница 60)
Сначала двигатель развивает только 10% полной тяги и производитсярегулирование направления вектора тяги так, чтобы линия действия тяги прошлачерез центр масс ЛЭО. Благодаря этому исключается необходимость парированиямомента от тяги при работе двигателя. В момент T + 26 с двигатель начинаетработать в режиме максимальной тяги.
Продольная ось ЛЭО в указанный моментвремени составляет угол −3◦ с местным горизонтом, а сам аппарат ориентированпротив направления движения. Окна аппарата обращены к Луне, что позволяеткосмонавтам следить за определенными ориентирами..Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»6.6. Посадка на Луну291В момент T + 3 мин, когда ЛЭО находится на высоте 13.7 км и расстоянии∼ 210 км от точки посадки, аппарат разворачивается так, чтобы окна сталиобращены в космос, а продольная ось составила угол +11◦ с местным горизонтом.В момент T + 4 мин 20 с на высоте 12 км и расстоянии 130 км при угле продольнойоси с местным горизонтом +15◦ начинает работать радиолокатор, обеспечивающийпосадку на Луну.
В момент T + 6 мин 26 с тяга двигателя дросселируется до 60%от максимальной величины. Это происходит на высоте 7.4 км при скорости полета445 м/с и угле ориентации продольной оси +23◦ .При заходе на посадку ЛЭО пролетает верхнюю контрольную точку (высота2.3 км, расстояние 8.1 км) в T + 8 мин 24 с при горизонтальной скорости 152 м/си вертикальной скорости снижения ∼ 46 м/с. Угол продольной оси 35◦ . На этомучастке траектории полета тяга двигателя регулируется в пределах 2.7 ÷ 1.1 т,направление оси все более приближается к вертикальному.В момент T +10 мин 6 с ЛЭО пролетает нижнюю контрольную точку на высоте158 м и расстоянии 550 м от места посадки. Горизонтальная составляющая скорости около 20 м/с, угол продольной оси с местным горизонтом 74◦ и продолжаетувеличиваться до 90◦ к моменту прилунения.
На заключительном этапе посадкивозможно управление в полностью автоматическом режиме и в полуавтоматическом режиме, когда астронавты вручную устанавливают скорость сниженияи осуществляют ориентацию аппарата. В исключительных случаях возможенпереход полностью на ручное управление, когда астронавты осуществляют нетолько ориентацию, но и управление работой двигателя посадочной ступени.При отработке автоматической программы посадки ЛЭО вертикальный спускначинается с высоты около 45 м со скоростью снижения 0.9 м/с. Тяга двигателя уменьшается по мере выработки запаса топлива. Расчетное время посадкиT + 11 мин 54 с.
В случае использования полуавтоматической программы посадкикосмонавты могут задать большую величину скорости снижения для ускоренияпосадки и экономии топлива.В процессе посадки, когда остается запас топлива на 114 с работы двигателяпосадочной ступени в режиме 25% от полной тяги, на пульте управления зажигается аварийный сигнал. Когда остается топлива на 20 с полета, подается новыйсигнал.
Если в этот момент космонавты не уверены, что в ближайшие 20 с смогутсовершить посадку, они должны от нее отказаться. Тогда двигатель посадочнойступени выводится на полную тягу и за 6 с работы поднимает ЛЭО на безопаснуювысоту. Здесь посадочная ступень отделяется, и включается двигатель взлетнойступени, обеспечивающий ее аварийное возвращение к основному блоку.Заметим, что дросселирование тяги двигателя в процессе посадки ЛЭО являетсянекоторым отступлением от оптимального по расходу топлива режима работы,однако позволяет уменьшить перегрузку и добиться плавного гашения скоростиснижения.
Благодаря этому повышаются точность и надежность управления натраектории спуска..Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»292Глава 6. Вход в атмосферу и посадкаЛИТЕРАТУРА К ГЛАВЕ 66.1. Страницы советской космонавтики. — М.: Машиностроение, 1975.6.2. Охоцимский Д. Е., Сихарулидзе Ю. Г. Основы механики космического полета.
— М.: Наука, 1990.6.3. Сихарулидзе Ю. Г. Оптимальное импульсное торможение при входе в атмосферу // Космические исследования. 1970. Т. 8, № 2. С. 201–205.6.4. Ярошевский В. А. Движение неуправляемого тела в атмосфере. — М.: Машиностроение, 1978.6.5. Алексеев К. Б., Бебенин Г.
Г., Ярошевский В. А. Маневрирование космическихаппаратов. — М.: Машиностроение, 1970.6.6. Loh W. H. Dynamics and Thermodynamics of Planetary Entry. Prentice-Hall,1963.6.7. Иванов Н. М., Лысенко Л. Н. Баллистика и навигация космических аппаратов. — М.: Дрофа, 2004.6.8. Sikharulidze Yu. G., Korchagin A. N., Moraes P. Jr. Analysis of Accuracy atBallistic Reentry in the Earth Atmosphere. RBCM // Journal of the BrazilianSociety of Mechanical Sciences.
1999. Vol. 21. P. 523–533.6.9. Сихарулидзе Ю. Г., Корчагин А. Н. Анализ точности баллистического спускас околоземной круговой орбиты // Космические исследования. 2002. Т. 40,№ 1. С. 75–87.6.10. Paddack S. C. The Gemini Reentry Guidance and Control System // JointAutomatic Control Conference. Seattle, 1966.6.11. Shapland D. J., Munroe W.
F. A Comparative Design Analysis of ThreeConfigurational Families for Manned Earth Entry at Hyperbolic Speeds // Journalof Spacecraft and Rockets. 1967. Vol. 4, No. 6. P. 732–739.6.12. Глазков А. Г., Ибрагимов К. З., Климин А. В., Трунов Ю. В., Хазан М. А., Хитрик М. С., Ярошевский В.
А. Управление космическим аппаратом при входев атмосферу // Космические исследования. 1969. Т. 7, № 2. С. 163–170.6.13. Охоцимский Д. Е., Голубев Ю. Ф., Сихарулидзе Ю. Г. Алгоритмы управлениякосмическим аппаратом при входе в атмосферу. — М.: Наука, 1975.6.14.
Groves C. A., Harpold J. C. Reentry Targeting Philosophy and Flight Results fromApollo 10 and 11 // AIAA Paper. No. 28. 1970.6.15. Martin D. T., Sievers R. F., O’Brien R. M., Rice A. F. Saturn V Guidance,Navigation and Targeting // Journal of Spacecraft and Rockets. 1967, Vol. 4,No. 7. P. 891–898.6.16. Martin F. H., Battin R. H. Computer-Controlled Steering of the ApolloSpacecraft // Journal of Spacecraft and Rockets.
1968. Vol. 5, No. 4. P. 400–407.6.17. Morth R. Reentry Guidance for Apollo. — 2-nd IFAC Symposium on AutomaticControl in Space. 1967. Preprint.6.18. Шкадов Л. М., Буханова Р. С., Илларионов В. Ф., Плохих В. П. Механика оптимального пространственного движения летательных аппаратов в атмосфере. — М.: Машиностроение, 1972.6.19.
Sullivan H. C. Selected Optimal Shuttle Entry Computations // AIAA Paper.No. 74–818. 1974..Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»Литература к главе 62936.20. Metzler R. A., Powes W. F. Optimization Techniques Applied to Space ShuttleExplicit Re-entry Guidance Law Design // The Journal of the AstronauticalSciences.
1978. Vol. 26, No. 1. P. 47–68.6.21. Мороз В. И. Физика планет. — M.: Наука, 1967.6.22. Иванов Н. М., Мартынов А. И. Управление движением космического аппарата в атмосфере Марса. — M.: Наука, 1977.6.23. Соколов С. С., Фокин В. Г. и др. Функционирование спускаемого аппаратаАМС «Марс-6» в атмосфере Марса // Космические исследования. 1975. Т. 13,№ 1. С. 9–15.6.24. Иванов Н. М., Белых В. Д., Мартынов А. И. Алгоритмы управления спускомКА в заданную область Марса // Космические исследования. 1978. Т. 16,№ 2. С. 198–207.6.25. Розоноэр Л.
И. Принцип максимума Л. С. Понтрягина в теории оптимальныхсистем. I, II // Автоматика и телемеханика. 1959. Т. 20, № 10. С. 1320–1334;№ 11. С. 1441–1458; № 12. С. 1561–1578.6.26. Wilson M. «One small step for man. . .» // Flight International. 1969. Vol. 96,No. 3150. P. 111–115, 150, 152..Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»Глава 7ТЕРМИНАЛЬНОЕ НАВЕДЕНИЕОсновной принцип прежних аналоговых систем управления состоял в «удерживании» ЛА в окрестности номинальной траектории, внутри так называемой«трубки» возмущенных траекторий (рис. 7.1 а).
Этим удавалось гарантировать выполнение конечных (терминальных) условий движения с приемлемой точностью.Рис. 7.1. Схемы траекторий спуска в атмосфере: а) с отслеживанием номинальной траектории, б) с терминальным управлением.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»7.1. Концепция терминального наведения295В настоящее время применение бортовой цифровой вычислительной машины(БЦВМ) с большими логическими и вычислительными возможностями позволяетреализовывать более эффективные и рациональные алгоритмы наведения.
Например, когда необходимо обеспечить заданные терминальные условия движения, более подходящими оказываются «попадающие» или «гибкие» траектории, которыепозволяют выполнить заданные требования в конце траектории без возвращенияЛА на номинальную траекторию. Действительно, если ЛА отклонился от номинальной траектории под действием возмущений, но полученная новая траекторияобеспечивает выполнение терминальных условий, то можно «оставить» ЛА наэтой траектории.
Если возмущенная траектория не позволяет выполнить требуемыетерминальные условия, то очень часто оказывается целесообразнее выведение ЛАна ближайшую попадающую траекторию, чем возвращение его на номинальнуютраекторию (рис. 7.1 б). Такая гибкость наведения, безусловно, повышает требования к системе управления, так как необходимо сначала решить навигационнуюзадачу по определению вектора состояния ЛА (включая координаты, компонентыскорости и угловую ориентацию), а затем выбрать параметры алгоритма наведения,которые обеспечивают выполнение требуемых терминальных условий. Для этогонеобходим прогноз остающейся части траектории и решение двухточечной краевойзадачи.Современные компактные и высокоэффективные системы управления с БЦВМ,гиростабилизированной платформой с акселерометрами и радаром для наведенияна конечном участке траектории обеспечивают качественно новые возможностиЛА.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
