Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (3-е изд., 2015) (1246992), страница 55
Текст из файла (страница 55)
Чем выше допустимая температураповерхности аппарата, тем больше реализуемое управление приближается к аналогичным зависимостям, найденным при отсутствии ограничения на температуру.Рис. 6.17. Оптимальное управление при ограничении на температуру нагреваДругой подход к выбору оптимальной траектории спуска рассматриваетсяв работе [6.19].
В общем случае задача минимизации массы теплозащитногопокрытия сводится к минимизации суммарного теплового потока к аппарату (путемсокращения времени спуска) при сохранении температуры в различных точкахповерхности ниже заданных пределов. Поэтому для оценки теплового потокаиспользуется приближенная модель, которая позволяет по текущим параметрам280Глава 6. Вход в атмосферу и посадкаРис. 6.18.
Параметры оптимальных по суммарному тепловому потоку траекторий спуска:а) управление по углу крена, б) управление по углам атаки и кренадвижения вычислять температуру на поверхности теплозащиты в различных зонахаппарата. Для упрощения расчетов аэродинамические коэффициенты принятыпостоянными по числам М, что позволяет вычислять с приемлемой точностьютраекторию до М ≥ 5 и высот выше 30 км.
Исследуются два класса управления:по углу крена при постоянном угле атаки α ≡ 30◦ (рис. 6.18 а) и одновременноеуправление по углам крена и атаки (рис. 6.18 б). В последнем случае угол атаки6.4. Планирующий спуск в атмосфере281выбирается в диапазоне 2◦ ≤ α ≤ 47.5◦ . Учитывается также ограничение надопустимую скорость крена и величину перегрузки (n ≤ 3).На основании численного анализа траектории спуска с боковым маневром2 040 км установлены общие закономерности, не зависящие от способа управления. От 125 до 500 с полета управление в основном подчиняется требованиюстабилизации удельного теплового потока в точке полного торможения величиной920 кВт/м2 , что соответствует заданному пределу по температуре в одной иззон поверхности.
После стабилизации теплового потока следует переход к почтиравновесному планированию для получения требуемой дальности. В процессеспуска ограничение по перегрузке не достигается (рис. 6.18).Показано также, что для минимизации массы теплозащиты необходимо обеспечить максимальный возможный тепловой поток, исходя из температурных ограничений. Если принять величину теплового потока постоянной на всей траекторииспуска, то можно оценить приращения суммарного теплового потока для различныхинтервалов торможения скорости входа:Торможение скоростивхода, %Относительное приращениесуммарного теплового потока, %100 ÷ 9090 ÷ 8080 ÷ 7070 ÷ 604426147Отсюда, в частности, следует, что при начальном торможении скорости входа на∼ 1.5 км/с СА получает около 70% суммарного теплового потока. Целесообразносовершать полет с максимальными допустимыми температурами на начальномучастке траектории спуска.Практическую значимость представляет сделанный в работе [6.19] вывод о возможности получения приемлемых проектных оценок при выборе квазиоптимальной траектории спуска на основе допущений о постоянстве удельного тепловогопотока и перегрузки, а также на основе гипотезы о равновесном планировании.Эти результаты подтверждают полученные ранее в работе [6.6] выводы.Итак, квазиоптимальная по суммарному тепловому потоку траектория спускадолжна включать следующие участки: постоянного удельного теплового потока, равновесного планирования, постоянного торможения, переходного режима.Первый участок стабилизирует траекторию, минимизирует тепловое воздействиеи обеспечивает выход на желаемый уровень торможения, который необходим длядостижения аэродрома посадки.
Участок равновесного планирования гарантирует требуемые маневренные возможности по продольной дальности и боковойдальности, когда СА находится в середине коридора входа по ограничениям науправление. При полете на участке постоянного торможения величина торможениясоставляет около 7.5 м/с2 . Это гарантирует, что ограничения на управление небудут нарушены, причем СА сохранит достаточный запас энергии для выполненияпродольного и бокового маневров. Последний участок (переходного режима)необходим для уменьшения звукового удара и командного угла крена, чтобы САоставался устойчивым в критическом диапазоне чисел М от 5 до 2 [6.20].282Глава 6.
Вход в атмосферу и посадка6.5. ОСОБЕННОСТИ СПУСКА НА ПЛАНЕТУ МАРС С РАЗРЕЖЕННОЙАТМОСФЕРОЙОтличительные особенности движения СА в атмосфере Марса обусловлены еебольшой разреженностью, из-за чего почти невозможно погасить всю энергиюаппарата путем аэродинамического торможения, а также недостаточным знаниемхарактеристик атмосферы.Полеты межпланетных космических аппаратов типа «Марс», «Маринер» и «Викинг» позволили получить ряд важных данных о составе атмосферы, измененииплотности, температуры и давления по высоте, характере рельефа планеты и т.
п.Собранная информация позволяет повысить точность проектно-баллистическихрасчетов, связанных с разработкой новых аппаратов и выбором их траекторийв атмосфере Марса.6.5.1. Модель атмосферы Марса. Основной составляющей атмосферы Марсаявляется углекислый газ (95%), содержание азота не превышает 2 ÷ 3%. Остальнаячасть атмосферы состоит из малых примесей аргона (1÷2%), кислорода (0.3%), воды и окиси углерода. Среднесезонное давление на поверхности планеты составляет540 ± 10 Па, а максимальные суточные колебания на среднем уровне оцениваютсяв ±20 Па. Наибольшее давление у поверхности имеет место около 15 ч местноговремени, а наименьшее — около 6 ч.Температура у поверхности планеты существенно зависит от широты и сезона.Осредненная по сезонам и широтам температура составляет 210◦К, а ее суточныеколебания достигают ±10◦.
Средняя температура в экваториальной зоне равна∼ 220◦К, причем летняя температура 250◦ К, а зимняя температура 190◦ К.Некоторые измерения скорости ветра показали, что на высоте 15 км и широте40◦ ю. ш. скорость может достигать 70 м/с. Из-за резкого различия между температурой на дневной и ночной сторонах планеты суточные вариации скорости ветрамогут достигать 20 м/с.Существуют различные модели возмущенной атмосферы Марса, которые могут быть использованы для расчета движения КА в атмосфере планеты [6.21].В космическом центре им. Маршалла (НАСА, США) создана глобальная модельсправочной атмосферы Марса Mars-GRAM (Mars Global Reference AtmosphereModel). В Европейском космическом агентстве разработана модель марсианскойатмосферы MCD (Mars Climate Database).
Глобальная модель возмущенной атмосферы Марса CMADA (Computational MArtian Disturbed Atmosphere) созданав Институте прикладной математики имени М. В. Келдыша РАН. Эти моделипредназначены для разработки алгоритмов наведения и для тестирования готовыхалгоритмов.В некоторых задачах могут быть использованы достаточно грубые, но простые модели вариаций плотности атмосферы Марса. Для расчета движения САрассматривают варианты наиболее разреженной и наиболее плотной атмосферы,задаваемые экспоненциальной зависимостьюρ = ρ0 e−βh .6.5.
Особенности спуска на планету Марс с разреженной атмосферой283Для наиболее разреженной атмосферы ρ0 = 0.013 кг/м3 , β = 0.09 км−1 , а длянаиболее плотной ρ0 = 0.019 кг/м3 , β = 0.07 км−1 [6.22].Иногда используют модели марсианской атмосферы с введением трех профилейтемпературы по высоте: основного, минимального, максимального [6.21]. Дляоценки диапазона возможных изменений плотности по высоте максимальноедавление комбинируется с минимальной температурой и наоборот. Полученныетаким способом значения плотности почти во всем диапазоне высот от 0 до80 км оказываются внутри области, ограниченной наиболее плотной и наиболееразреженной зависимостями плотности, которые задаются приведенной вышеэкспоненциальной формулой.
Различие между соответствующими зависимостямине превышает 5% [6.22].Для моделирования возможных вариаций плотности при отработке алгоритмовуправления входом СА в атмосферу Марса обычно поступают следующим образом.В БЦВМ в качестве «стандартной» используют некоторую среднюю зависимостьплотности от высоты между наиболее плотной и наиболее разреженной моделями,а в процессе имитации полета предполагают реализацию плотной или разреженноймодели. Алгоритм управления должен справляться с подобными возмущениямиплотности (а также с ошибками аэродинамических коэффициентов, навигационными ошибками, инструментальными ошибками и т.
д.), т. е. заданные терминальныеусловия полета должны удовлетворяться с приемлемой точностью. Число возмущенных траекторий обычно варьируется от нескольких сотен до несколькихтысяч. Каждый псевдослучайный набор возмущений однозначно определяетсясвоим порядковым номером и может быть повторен в процессе математическогомоделирования.6.5.2.
Системы мягкой посадки. Если для управления траекторией полетак Марсу используется только наземный измерительный комплекс (без автономныхбортовых измерений КА), то точность определения высоты условного перицентра(навигационный коридор входа) находится в пределах от ±50 км до ±80 км. В случае проведения автономных измерений вблизи планеты точность увеличивается до±10 ÷ ±30 км [6.22].При перелете к Марсу по энергетически оптимальным траекториям КА входитв атмосферу планеты со скоростью 5.5÷7 км/с, а при использовании «ускоренных»траекторий с меньшим временем полета скорость входа возрастает до 7.5÷10 км/с.Таким образом, диапазон возможных скоростей прямого входа с подлетной траектории составляет 5.5 ÷ 10 км/с.
Если КА предварительно выводится на орбитувокруг Марса и затем с нее совершает посадку, то скорость входа уменьшается до3.5 ÷ 4.7 км/с.Из-за разреженности атмосферы Марса основные трудности связаны с реализацией мягкой посадки при минимальных энергетических затратах. Траекторияспуска должна по возможности дольше пролегать в низких, более плотных слояхатмосферы, где аэродинамическое торможение наиболее эффективно. Однако глубина погружения ограничена величиной возможного перепада высот поверхностиМарса, достигающего 5 ÷ 10 км. Район посадки должен выбираться достаточно284Глава 6.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
