Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (3-е изд., 2015) (1246992), страница 52
Текст из файла (страница 52)
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 перигея266Глава 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 атмосферу6.3. 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 участок268Глава 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). Изоперегрузочныйрежим сохраняется до тех пор, пока прогнозируемый промах не окажется меньше46 км. В этот момент начинает отслеживаться некоторая номинальная траектория,задаваемая в виде зависимости скорости и вертикальной скорости от перегрузки.Эта опорная траектория формируется в БЦВМ на основе информации о фактическом движении.
В результате определяется участок 3–4 управляемого подъемадо условной границы атмосферы. Далее следует участок 4–5 полета за пределамиатмосферы, за которым управление сводится к поддержанию требуемой ориентации аппарата. В точке 5, соответствующей второму погружению в атмосферу,начинается конечный участок управления. Здесь используется номинальная траектория спуска, вычисленная предварительно в предположении, что полет будетпроисходить с некоторым средним значением эффективного аэродинамическогокачества.
Вместе с параметрами номинальной траектории как функциями скоростив памяти БЦВМ хранятся передаточные коэффициенты, пропорциональные функциям влияния, которые используются при формировании командного угла крена.Рис. 6.13. Зависимость ускорения от скорости для траектории входа в атмосферу отсекаэкипажа КК «Аполлон»Если прогнозируемая дальность мала, то исключается участок 3–4 управляемого подъема. Если дальность велика, то обходится изоперегрузочный участок 2–3.В процессе управления блок ограничения перегрузки корректирует командный уголкрена, когда появляется опасность превышения допустимого уровня перегрузки.Блок управления боковым движением выдает команды на изменение знака угла6.3.
Управляемая траектория СА с малым аэродинамическим качеством (k = 0.3)269крена, если прогнозируемый промах по боку превышает некоторое допустимое значение, меняющееся по траектории спуска. Переворот осуществляется пократчайшему пути. Для уменяющееся числа переворотов, в конце траекториивводится дополнительная зона нечувствительности по боковому промаху. Темне менее, в обычной ситуации такой способ управления приводит примернок четырем переворотам аппарата.
При полете космического корабля «Аполлон-10»реализовались даже шесть переворотов [6.14]. Заметим, что каждый переворотсвязан с дополнительным расходом топлива на реализацию движения относительноцентра масс.Цикл решения навигационной задачи и формирования командного угла кренасоставляет 2 с [6.17]. Навигационный блок вычисляет векторы положения и скорости, используя информацию от трех взаимно ортогональных акселерометров,установленных на гиростабилизированной платформе.На рис. 6.14. показан пример регулирования угла крена, а также изменениетекущего промаха в процессе спуска отсека экипажа космического корабля «Аполлон». Дальность спуска составляет 3 700 км, а угол ухода — 6◦ .
Как следует изРис. 6.14. Регулирование командного угла крена и текущего промаха на траектории входаотсека экипажа КК «Аполлон» (угол входа −6◦ , дальность спуска 3 700 км)270Глава 6. Вход в атмосферу и посадкаприведенных зависимостей, прогнозируемый промах по дальности достаточногладко сводится к нулю, в то время как командный угол крена имеет частые изломы.6.3.4. Траектория входа с гиперболической скоростью. Если при выбраннойконфигурации СА увеличивать скорость входа в атмосферу, то коридор входабудет сужаться.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
