Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (2-е изд., 2013) (1246775), страница 67
Текст из файла (страница 67)
Наведение многоразового орбитального корабля при спуске в атмосфере325Рис. 7.16. Система контроля в реальном времени траектории орбитального корабля научастке предпосадочного маневрирования(согласно направлению движения), а нижняя ветвь — правой касательной к ЦРЭ.Штрихпунктирной линией показана реализовавшаяся траектория.Очень важно иметь возможность контролировать реализовавшуюся траекторию орбитального корабля, прогнозировать успешную посадку или аварийнуюситуацию.
Когда на высоте полета около 40 км радиосвязь восстанавливается,расстояние орбитального корабля до взлетно-посадочной полосы составляет около400 км. С этого момента появляется возможность контроля траектории с помощью наземного слежения и обработки бортовой телеметрической информации.Наилучшие возможности контроля обеспечивает фазовая траектория в плоскостипараметров «остающаяся дальность L — удельная энергия E». Эта фазовая траектория начинается на высоте около 40 км и заканчивается на высоте 20 км, гденаходятся указанные ранее «ворота-1», включающие ограничения по скорости,дальности до ЦРЭ и курсовому углу относительно касательной к ЦРЭ.
На рис. 7.16показаны три области в фазовой плоскости L − E: гарантированная область(внутри), вероятностные области (по бокам), аварийная область (внешняя) [7.5].Границы этих областей формируются задолго до полета путем математическогомоделирования возмущенных траекторий и хранятся в виде банка границ. Границызависят от начального фазового вектора на высоте 40 км (расстояние, скоростьи т. д.) и состояния бортового алгоритма наведения. Затем по начальным даннымвычисляется прогнозируемая траектория от 40 до 20 км.
Если эта траектория проходит внутри гарантированной области, то реальная траектория обязательно попадетв «ворота-1» на высоте 20 км, т. е. все ограничения на параметры движения будутвыполнены. Если прогнозируемая траектория оказывается в аварийной области,то реальная траектория не сможет обеспечить все ограничения на высоте 20 км.Когда прогнозируемая траектория проходит в вероятностной области, то условияна высоте 20 км могут выполняться или нет в зависимости от возмущений.
Времяспуска с 40 до 20 км (240 с) достаточно для расчета нескольких прогнозируемых.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»326Глава 7. Терминальное наведениетраекторий орбитального корабля с разных промежуточных высот (для уточненияпрогноза) [7.6].Попадание в «ворота-1» обеспечивает хорошие условия для работы алгоритма наведения на участке предпосадочного маневрирования и посадки (высоты 20 ÷ 4 км). Ниже 20 км формируется более «жесткая» траектория с малойдальностью.7.3.6. Участок предпосадочного маневрирования и посадки. Основной задачей алгоритма наведения на участке предпосадочного маневрирования являетсяперевод орбитального корабля из начальных условий на высоте 20 км в такназываемую «ключевую точку» на высоте 4 км (откуда посадочная радиолокационная система работает устойчиво) с рассеиванием избытка энергии.
Эта точкарасположена над продолжением оси симметрии взлетно-посадочной полосы нарасстоянии 14.5 км от ее центра. Параметры траектории движения орбитального корабля «Буран» в «ключевой точке» ограничены следующими условиями(«ворота-2») [7.3]:• высота h = 4 000 ± 500 м; боковое смещение от оси |Δz| < 500 м;• земная скорость V = 170 ± 20 м/с;• угол наклона траектории θ = −17 ± 6◦ ;• курсовой угол |Δψ| < 10◦ .Для рассеивания избытка энергии используется комбинированный метод, включающий вариацию дальности траектории, программное изменение аэродинамического качества и изменение скоростного напора. Дальность меняется за счетспиралеобразных разворотов при выдерживании ограничений по скоростномунапору как функции высоты и программы раскрытия воздушного тормоза какфункции числа Маха (до M = 0.8).В начале фазы предпосадочного маневрирования алгоритм наведения формирует пространственную опорную траекторию между начальной точкой на высоте20 км и «ключевой точкой».
Алгоритм наведения удерживает орбитальный корабльна этой траектории при M > 0.8. При M < 0.8 алгоритм наведения комбинируетотслеживание горизонтальной проекции опорной траектории с терминальнымнаведением в «ключевую точку» в вертикальной плоскости. В конце этого участкаорбитальный корабль летит по образующей цилиндра выверки курса, что обеспечивает попадание вектора скорости в вертикальную плоскость симметрии взлетнопосадочной полосы. Используются два цилиндра выверки курса (радиусом 6 км),правый и левый по направлению движения в «ключевой точке» (рис. 7.15).Траектория первого полета орбитального корабля «Буран» с боковой дальностью 570 км показана на рис.
7.15 штрихпунктирной линией. Для области навысоте 20 км, которая соответствует правой касательной, вероятность движениявдоль правого цилиндра выверки курса составляла всего p = 0.03, но именно этотслучай реализовался.После пролета «ключевой точки» начинается участок захода на посадкуи посадки. Целью наведения на этом участке является точный разворот вектораскорости на посадочный курс и реализация опорной траектории с заданнойточкой приземления.
При этом необходимо обеспечить стабилизацию программных.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»7.4. Алгоритм терминального наведения для посадки корабля-спасателя327зависимостей приборной скорости. В точке приземления («ворота-3») параметрыдвижения должны удовлетворять следующим ограничениям [7.3]:• расстояние от центра взлетно-посадочной полосы xld = −2200 ÷ −400 м(номинальная величина −1 500 м);• боковое смещение от оси полосы |Δzld | ≤ 38 м;• земная скорость в точке касания Vgr ≤ 360 км/ч;• вертикальная скорость |Vy | ≤ 3 м/с.Здесь используется посадочная система координат 0xld yld zld . Начало системысовпадает с центром взлетно-посадочной полосы. Ось 0xld направлена вдоль центральной линии по полету орбитального корабля.
Ось 0yld направлена вертикально,а ось 0zld замыкает правую систему координат.Опорная траектория посадки включает две глиссады с участком сопряжениямежду ними. Угол наклона крутой глиссады зависит от посадочной массы орбитального корабля и выбирается в диапазоне θ = −17◦ ÷ −23◦ из условияравновесного планирования с постоянной приборной скоростью Vind = 520 км/спри угле раскрытия воздушного тормоза δab = 55◦ . Все ошибки в «ключевойточке» устраняются на участке крутой глиссады. На высоте 400 м начинаетсяпереход с крутой глиссады на пологую при угле наклона траектории θ = −2◦ .Заключительное выравнивание начинается на высоте 20 м после пролета орбитальным кораблем начала взлетно-посадочной полосы.
С этого момента формируетсяэкспоненциальная траектория при постепенном увеличении угла тангажа, чтобыв момент касания угол наклона траектории составлял θ = −0.5◦ ÷ +1◦ .Алгоритм наведения обеспечивает требуемый вертикальный профиль h(L) засчет отклонения элевонов и изменения угла атаки, в то время как требуемыйпрофиль изменения скорости от дальности V (L) обеспечивается углом раскрытиявоздушного тормоза. Боковой маневр ограничен: на малой высоте угол крена недолжен превышать нескольких градусов.Алгоритм наведения орбитального корабля является типичным терминальнымалгоритмом с аналитическим прогнозом остающейся траектории для коррекцииуглов крена и атаки.
Он обеспечивает высокую точность приведения на взлетнопосадочную полосу и посадку самолетного типа. Первый полет орбитального корабля «Буран» прошел полностью в автоматическом режиме. Продемонстрированавысокая точность посадки: в точке касания ошибка по дальности 15 м, боковаяошибка 6 м (при встречно-боковом ветре 17 м/с), вертикальная скорость — 0.3 м/си посадочная скорость 263 км/ч.7.4. АЛГОРИТМ ТЕРМИНАЛЬНОГО НАВЕДЕНИЯ ДЛЯ ПОСАДКИ КОРАБЛЯСПАСАТЕЛЯПерспективный корабль-спасатель для экстренной эвакуации, например, экипажакосмической станции должен иметь две принципиально новые возможности.Первая связана с увеличением запаса топлива для обеспечения встречи с терпящимбедствие экипажем за короткое время (в общем случае маневр сближения наорбите может быть некомпланарным).
Вторая возможность состоит в повышенииточности посадки (попадание в круг диаметром около 1 км). Такая точность.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»328Глава 7. Терминальное наведениепозволит существенно увеличить число возможных мест приземления и тем самымсократить время ожидания при сходе с орбиты [7.7]. Для краткости будем называтькорабль-спасатель просто спускаемым аппаратом (СА).7.4.1. Зона маневра и профиль опорного угла крена. Зоной маневра назовемсовокупность точек на поверхности Земли, достижимых для спускаемого аппаратас учетом всех действующих возмущений.
Продольную дальность будем измерятьв плоскости, проходящей через радиусы-векторы баллистической точки спускаи точки спуска с нулевым углом крена (γ = 0), когда подъемная сила на протяжении всей траектории спуска направлена вверх. Боковая дальность измеряетсяв ортогональной плоскости, которая проходит через радиус-вектор баллистическойточки спуска. Обе дальности отсчитываются от этой точки.При фиксированных условиях входа в атмосферу величина зоны маневра существенно зависит от располагаемого аэродинамического качества СА. Например, приугле входа −1◦ со скоростью 7.9 км/с СА со средним аэродинамическим качествомk = 0.5 продольная дальность составляет ∼ 4 000 км, а боковая дальностьпревышает 400 км.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
