Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (2-е изд., 2013) (1246775), страница 64
Текст из файла (страница 64)
Поправка Δr для следующего шага управления вычисляется по (7.2.10).V pr и полоПрогнозируемые на момент выключения двигателя векторы скорости Vжения rpr вычисляются с использованием уравнений +VP + Vg, pr = VV tM + rP + rg .rpr = r + VПрогнозируемые интегралы от гравитации были рассмотрены ранее. T и полоАлгоритм коррекций вычисляет требуемую терминальную скорость V M . На активномжение rT , а также добавки к требуемому приращению скорости Vучастке вектор rT определяется проекцией вектора rpr на заданную плоскостьорбиты с поправкой его величины, т.
е.00eyTrpr − rpr · eyT.rT = rT 00 eyTrpr − rpr · eyT0Здесь rT — требуемая величина терминального радиуса-вектора, eyT— единичныйвектор нормали к плоскости заданной орбиты. В течение последних 40 с активногоучастка ограничение на положение в момент выключения двигателя не учитыва˙ется, чтобы исключить расходимость процесса наведения. На этой фазе вектор λ«заморожен» и rT = rpr .Вектор потребной скорости определяется условием0rT0 × eyT0VT = VT rT sin θT + 0cos θT ,0 ||rT × eyTгде VT — величина требуемой скорости, θT — требуемый угол наклона траекториипри выключении двигателя, rT0 = rT /rT — единичный вектор. Уточненное потребное приращение скорости выбирается так, чтобы свести к нулю разницу между.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»7.2.
Терминальное наведение на активном участке309T и V pr :VT , =V pr − VΔV (1) − εV ΔV.M = VVM(7.2.16)(1) — вектор потребного приращения скорости до уточнения, εV — демпфиЗдесь VMрующий множитель, который для восходящего активного участка равен 1.В конце активного участка, когда работают двигатели орбитального маневрирования, используется алгоритм наведения, который имеет две отличительныеособенности по сравнению с основным алгоритмом:• не задаются ограничения на положение в момент выключения двигателей;• используется расчет потребной скорости для определения желательной скорости в момент выключения двигателей.Потребная скорость обеспечивает выведение орбитального корабля на пассивную траекторию, которая пересекает прицельный вектор с заданным линейнымсоотношением радиальной и трансверсальной составляющих вектора скорости.Из-за отсутствия ограничения на терминальное положение нет необходимости˙в определении вектора λ. Угловая дальность орбитального маневра может бытьбольшой, поэтому метод наведения с постоянным направлением вектора тяги неявляется оптимальным.
С помощью численного анализа было установлено, чтоповорот вектора тяги с угловой скоростью, которая достигает 35% от угловойорбитальной скорости, обеспечивает квазиоптимальный маневр с минимальным˙расходом топлива. Отсюда следует, что составляющая вектора λ в плоскостипрогнозируемой орбиты должна вычисляться по формуле'μλ̇pl = 0.35.r3˙Составляющая вектора λ, которая ортогональна плоскости орбиты, равна нулю.Следовательно, ортогональная к плоскости орбиты составляющая вектора тягипостоянна иλ˙ = λ̇pl · λ 0 × e 0 ,Vy prгде ey0 pr — единичный вектор, который направлен ортогонально плоскости прогнозируемой орбиты.Для определения желательной скорости в момент выключения двигателейалгоритм наведения использует rpr , прицельный вектор rT и два коэффициента, C1и C2 , которые определяют линейную связь между радиальной Vr и трансверсальнойVn компонентами скорости в точке, которая задается прицельным вектором rT :Vr = C1 + C2 Vn .В процессе выхода на орбиту или любых орбитальных маневров параметры C1и C2 могут быть приравнены нулю, а прицельный вектор rT направлен в заданныйапогей или перигей.
При сходе с орбиты параметры C1 и C2 должны выбиратьсяиз условия требуемого сочетания скорости входа и угла входа на высоте условной.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»310Глава 7. Терминальное наведениеграницы атмосферы (около 120 км). Расчеты проводятся в предположении центрального поля притяжения, поэтому вычисленные параметрыrT и C1 должны бытьскорректированы, чтобы компенсировать возмущающий гравитационный эффект.Рассмотренный алгоритм [7.2] является типичным примером смешанного наведения, в котором используются аналитические формулы и численное интегрирование (с фиксированным числом шагов).
Этот алгоритм обладает высокой гибкостьюи обеспечивает выведение на орбиту по расчетной траектории, реализует аварийные траектории, орбитальные маневры и сход с орбиты. Следует отметить, чтона участке терминального наведения (в разреженной атмосфере) не учитываетсяаэродинамическое сопротивление и этот факт порождает небольшую методическуюошибку. Эта ошибка уменьшается к концу траектории и ее влияние устраняется засчет многошагового процесса наведения. Длительность шага выбора управления(2 с) достаточна для проведения всех необходимых вычислений.Рис.
7.7. Типичные параметры траектории активного участка многоразовой системы «Спейсшатл»На рис. 7.7 показаны параметры типичной траектории активного участкамногоразовой космической системы «Спейс шатл». Перегрузка на всей траектории меньше допустимой величины (nx ≤ 3), и при полете в плотной атмосфере она уменьшается для выдерживания ограничения по скоростному напору(q ≤ 3200 кгс/м2 ). Протяженность активного участка велика, поэтому в процессевыведения траектория пересекает заданную низкую круговую орбиту (высотой.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»7.3. Наведение многоразового орбитального корабля при спуске в атмосфере311порядка 120 км), а затем, на нисходящей ветви, орбитальный корабль выходит натребуемую орбиту.
Максимальная высота на активном участке достигает 124 км.7.3. НАВЕДЕНИЕ МНОГОРАЗОВОГО ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ ПРИ СПУСКЕВ АТМОСФЕРЕВ системах управления спуском орбитальных кораблей «Спейс шатл» и «Буран»при движении в атмосфере используются похожие алгоритмы наведения. Оба алгоритма обеспечивают терминальное наведение на аэродром с прогнозом остающейсятраектории по аналитическим формулам [7.3, 7.4].Орбитальный корабль входит в атмосферу Земли на высоте hat = 100 ÷ 120 км,когда дальность до аэродрома составляет 8 000 ÷ 11 000 км. В течение 30 ÷ 40 минскорость входа порядка 8 км/с должна быть уменьшена до нуля после пробега повзлетно-посадочной полосе. Угол входа в атмосферу −1◦ .Основными целями наведения при спуске в атмосфере являются допустимыйнагрев конструкции орбитального корабля, допустимые перегрузка и скоростнойнапор, минимальный расход топлива на угловое движение корабля относительноцентра масс, успешная посадка даже при наличии двух отказов в системах спускаи посадки.При спуске в атмосфере необходимо учитывать следующий набор возмущающих факторов:• разброс начальных параметров входа;• отклонение параметров атмосферы от стандартных значений (вариацииплотности, давления, температуры);• струйный ветер (зональный и меридиональный), порывы ветра, атмосфернаятурбулентность;• неточность знания аэродинамических характеристик;• погрешности определения положения центра масс, моментов инерции и массы;• инструментальные ошибки;• запаздывание в исполнении команд и т.
д.Как правило, все возмущения являются случайными и могут меняться от полетак полету, а также в процессе одного полета. Поэтому невозможно определитьединственную номинальную траекторию спуска. В таком случае можно определить только прогнозируемую трубку возмущенных траекторий спуска. Реальнаятраектория будет располагаться в указанной трубке.Различают три фазы движения орбитального корабля в атмосфере [7.3]:• фаза спуска (высоты от 100 ÷ 120 до 20 ÷ 24 км);• фаза предпосадочного маневрирования (высоты от 20 ÷ 24 до 4 км);• фаза захода на посадку и посадки (высоты от 4 км до нуля).Для сопряжения этих фаз установлены так называемые «ворота» на высотах20 ÷ 24 км, 4 км и 0 км (точка посадки).
Для каждой высоты задаются своидиапазоны допустимых параметров движения и геометрия движения, что упрощаетпроблему наведения и сам терминальный алгоритм..Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»312Глава 7. Терминальное наведениеНа высотах 80 ÷ 40 км вокруг орбитального корабля возникает плазменноеоблако, которое препятствует прохождению радиосигналов.7.3.1. Фаза спуска. Система управления орбитального корабля «Буран» на фазеспуска функционирует с учетом заданных ограничений и обеспечивает попаданиев заданные ворота на высоте 20 км. Эти ворота задаются следующими параметрамидвижения и их допустимыми отклонениями [7.3]:• вектор земной скорости должен быть направлен по касательной к цилиндрурассеивания энергии (ЦРЭ) с точностью выдерживания курсового угла|Δψ| ≤ 15◦ ;• требуемая величина скорости и ее точность составляют 520 ± 60 м/с;• требуемое расстояние по дуге ортодромии от центра масс орбитальногокорабля до точки касания ЦРЭ и его точность составляют 32 ± 13 км.Для регулирования параметров траектории спуска используются проекцииаэродинамического качества на вертикальную и боковую плоскости.
Эти проекцииформируются с помощью углов атаки α и крена γ. Прогноз остающейся части траектории по аналитическим формулам снижает требования к БЦВМ, обеспечиваетнеобходимую точность и достаточную гибкость.Минимальный нагрев орбитального корабля достигается при полете с максимальным углом атаки, совместимым с требованиями бокового маневра. Так, уголатаки 38◦ выдерживается на начальном участке входа в атмосферу, где имеют местомаксимальные тепловые потоки. Начальный угол атаки 34◦ позволяет реализоватьбольшой боковой маневр.
Затем угол атаки уменьшается почти линейно по числамМаха, достигая конечной величины 10◦ (рис. 7.8).Рис. 7.8. Программа угла атаки орбитального корабля «Буран»Для уменьшения сухой массы орбитального корабля его нормальная перегрузка под действием аэродинамической силы ограничена величиной ny max = 2.5.В процессе спуска это ограничение реализовано в виде зависимости минимальнойдопустимой высоты полета от скорости. Максимальная высота полета ограниченаспособностью орбитального корабля выдерживать условия равновесного планирования с почти нулевым углом наклона траектории. Траектория спуска должна такжеудовлетворять ограничениям по скоростному напору и требованиям сниженияшарнирных моментов аэродинамических управляющих поверхностей.Следовательно, возможная траектория спуска ограничена температурой наповерхности, нормальной перегрузкой, скоростным напором и условиями рав-.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»7.3.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
