Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (2-е изд., 2013) (1246775), страница 66
Текст из файла (страница 66)
Терминальное наведениеЗдесь можно пренебречь слагаемыми с C5 , после чего упрощенное уравнение дляБЦВМ принимает вид:2 2V ḣ0 + 2gḣ0 + 2X0 ha + 2gha ḣ0 2Yg ḣ201 Vḣ0X0V−g ++=−+.X 0X0rV 2 + 2ghaVX0 V 2(7.3.33)Уравнения (7.3.5), (7.3.7), (7.3.9), (7.3.16), (7.3.26) — (7.3.33) определяют всетребуемые параметры опорной траектории: аэродинамическое качество (Y /X )0 ,аэродинамическое торможение X0 и вертикальную скорость ḣ0 [7.4].Концепция закона управления основана на линеаризованном анализе динамикиполета, который гарантирует демпфирование траектории колебательного типа.Командное аэродинамическое качество описывается уравнением [7.4](Y /X )c = (Y /X )0 + f1 · (X − X0 ) + f2 · ḣ − ḣ0 + f3 (X − X0 ) dt.(7.3.34)Здесь коэффициенты обратной связи f1 , f2 , f3 определяются аналитически с использованием параметров опорной траектории, частоты собственных колебанийи коэфициента демпфирования.
Закон управления (7.3.34) содержит слагаемоес (ḣ − ḣ0 ) вместо (Ẋ − Ẋ0 ), что позволяет исключить зашумленные данные, которыемогут появляться вследствие численного дифференцирования при вычислении Ẋ .Однако ошибки при определении вертикальной скорости порождают статическуюошибку аэродинамического торможения относительно опорного профиля. Этаошибка пропорциональна ошибке определения навигационной скорости снижения.Поэтому включено слагаемое обратной связи, которое прпорционально интегралуот (X − X0 ), для устранения статической ошибки.7.3.4. Алгоритм управления дальностью. Для управления спуском орбитального корабля «Спейс шатл» выбраны пять основных сегментов опорного торможения: два квадратичных сегмента для участка аэродинамического нагрева набольшой скорости движения, сегмент псевдоравновесного планирования, изоперегрузочный сегмент на промежуточной скорости движения и сегмент линейногоуменьшения энергии на малой скорости [7.4].
Форма каждого сегмента и точкиих пересечения могут изменяться до полета или в процессе полета. С помощьюпостоянных, задающих форму, можно выбрать оптимальный профиль аэродинамического торможения для спуска с малой или максимальной боковой дальностью.Вертикальная скорость снижения и составляющая аэродинамического качествав плоскости движения, соответствующие этому профилю торможения, можновычислить аналитически.Ошибки дальности сводятся к нулю путем регулирования величины опорного профиля аэродинамического торможения. На сегменте контроля температурыошибки по дальности обнуляются за счет регулирования квадратичных профилейторможения на этом сегменте, а также за счет регулирования профиля торможения на участке квазиравновесного планирования.
Для регулировки используютсяаналитические частные производные дальности спуска по изменению профиля.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»7.3. Наведение многоразового орбитального корабля при спуске в атмосфере321Рис. 7.11. Управление дальностью на сегменте контроля температурыаэродинамического торможения. При этом профили торможения на сегментахизоперегрузки и переходном не меняются (рис. 7.11). Целью такого регулированияявляется смещение возмущенной траектории к номинальной в начале сегмента изоперегрузки.
На сегменте контроля температуры на уравнение дальности наложеныограниченияR4 = const, C4 = const,Полная прогнозируемая дальность вычисляется как суммаR = R1 + R2 + R3 + R4 ,а ее полная производная по вариации профиля аэродинамического торможениявычисляется как∂RR 1 + R2=−,∂XX0 (Vt/eq )где Vt/eq — земная скорость в точке сопряжения сегментов контроля температурыи равновесного планирования.На сегменте равновесного планирования ошибки по дальности сводятся к нулюпутем регулирования профиля аэродинамического торможения на этом сегментепри условии, что профили торможения на изоперегрузочном сегменте и переходномсегменте остаются неизменными (рис.
7.12). Здесь заданы ограниченияR4 = const,C4 = const .Полная прогнозируемая дальность вычисляется как суммаR = R2 + R3 + R4 ,а производная дальности по вариации профиля аэродинамического торможенияопределяется как∂RR2=−,∂XX0 (V )где V — текущая земная скорость..Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»322Глава 7. Терминальное наведениеРис. 7.12. Управление дальностью на сегменте равновесного планированияРис. 7.13. Управление дальностью на изоперегрузочном сегментеНа изоперегрузочном сегменте для регулирования дальности спуска изменяетсяпрофиль аэродинамического торможения только на этом сегменте. Дальностьпереходного участка при этом остается постоянной (рис. 7.13).
Здесь есть одноограничение дальностиR4 = const,а полная прогнозируемая дальность включает два слагаемыхR = R3 + R4 ,причем остающуюся дальность этого сегмента R3 можно вычислить по аналитической формуле.На переходном сегменте используется только его возможности регулированиядальности (рис. 7.14). Здесь нет ограничений дальности, а полная прогнозируемая.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»7.3.
Наведение многоразового орбитального корабля при спуске в атмосфере323Рис. 7.14. Управление дальностью на переходном сегментедальность содержит одно слагаемоеR = R4 .Производная дальности по вариации профиля торможения имеет видX0 − Xf − C5 X0 R4∂R=.∂XC5 X0 (X0 − Xf )Уравнения прогнозируемой дальности и параметры опорной траектории вычисляются аналитически на каждом шаге наведения длительностью 2 с.7.3.5.
Наведение и контроль траектории. Командное аэродинамическое качество (Y /X )c орбитального корабля, которое задается уравнением (7.3.34), можетбыть трансформировано в командный угол крена и командный угол атаки илив их комбинацию. Для контроля траектории спуска обычно используются оба угла.Изменение угла крена является основным управлением, а командный угол кренавычисляется по формуле [7.4]γc = arccos(Y /X )c+ fγ · (α − α0 ).Y /X(7.3.35)Здесь Y /X — текущая оценка аэродинамического качества, определяемая в полете навигационной системой, fγ — коэффициент усиления для компенсации ошибкиугла крена, α — текущий угол атаки, α0 — опорный угол атаки.При изменении знака угла крена (т.
е. при перевороте по крену) величина аэродинамического торможения уменьшается, когда угол крена проходит через нулевоезначение, увеличивая тем самым составляющую подъемной силы в плоскостидвижения. Для уменьшения последствий переворота по крену угол атаки изменяютот номинального профиля. За счет этого удается компенсировать за короткийпериод отклонение профиля торможения от опорного профиля, что невозможнообеспечить путем изменения угла крена. Это малое изменение угла атаки задается.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»324Глава 7. Терминальное наведениеуравнениемΔα =Cx (X0 − X ),fαгде fα — коэффициент усиления. Для орбитального корабля «Буран» допустимыепределы поправок по углу атаки ограничены величиной Δα = ±3◦ .В общем случае необходимо сохранять постоянный угол атаки, поэтомув уравнение (7.3.35) введено последнее слагаемое, чтобы обеспечит возвращениеизменившегося угла атаки к опорному профилю.Для рассеивания избытка энергии в конце траектории спуска вводятся двавоображаемых цилиндра вблизи взлетно-посадочной полосы (Восточный и Западный радиусом 24 км для орбитального корабля «Буран»).
Конкретный цилиндррассеивания энергии (ЦРЭ) выбирается до маневра схода с орбиты или в началетраектории входа в зависимости от направления ветра вблизи взлетно-посадочнойполосы (орбитальный корабль должен садиться против ветра).Алгоритм бокового наведения направляет орбитальный корабль на левую илиправую касательную к ЦРЭ в зависимости от реализовавшейся траектории спуска.Поэтому сужающаяся трубка возмущенных траекторий на высоте 35 км делится надве ветви, соответствующие левой и правой касательным к ЦРЭ (рис.
7.15) [7.3].Показанный пример соответствует первому полету орбитального корабля «Буран»с наведением на Восточный ЦРЭ. Верхняя ветвь отвечает левой касательной к ЦРЭРис. 7.15. Расчетная трубка траекторий для первого полета орбитального корабля «Буран»на участке предпосадочного маневрирования (с сечениями по высоте).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}
