Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (3-е изд., 2015) (1246992), страница 56
Текст из файла (страница 56)
Вход в атмосферу и посадкаровным и желательно ниже среднего уровня поверхности Марса, чтобы плотностьатмосферы в данном месте оказалась наибольшей.Обычно рассматриваются следующие типы систем мягкой посадки:• пассивная тормозная система с амортизацией;• активная тормозная система;• комбинированная система с последовательным использованием пассивногои активного торможения.Пассивная тормозная система с амортизацией, как правило, легка и конструктивно проста: она обычно включает парашют и амортизирующее устройстводля гашения оставшейся скорости. Ее недостатком является большая перегрузкав момент контакта с поверхностью Марса (> 50) из-за ограничений на допустимыйход амортизатора.Активная тормозная система, включающая двигатель мягкой посадки, обеспечивает безударный спуск, но она существенно тяжелее и сложнее пассивнойтормозной системы.Комбинированная парашютно-реактивная система мягкой посадки являетсяодной из наиболее эффективных.
С помощью парашюта производится предварительное торможение скорости, а оставшаяся скорость гасится за счет тягидвигателя.В качестве примера рассмотрим траекторию спуска автоматической межпланетной станции «Марс-6», которая достигла планеты в марте 1974 г. [6.23]. СА научастке аэродинамического торможения совершал неуправляемый баллистическийспуск, причем для более эффективного гашения скорости он был снабжен специальным лобовым экраном в форме конуса. После прохождения максимальнойперегрузки была введена в действие каскадная парашютная система, включающаявытяжной и основной, вначале зарифованный (т.
е. не полностью раскрытый)парашюты. Высота ввода 5 ÷ 10 км в зависимости от угла входа в атмосферу(скорость входа ∼ 5.6 км/с). В момент ввода угол наклона траектории около−20◦ . После раскрытия основного парашюта аппарат совершал полет по траектории гравитационного разворота и гасил скорость до 55 ÷ 70 м/с к моментувключения двигателей мягкой посадки непосредственно у поверхности планеты.После отработки двигатель отделялся, а СА совершал свободное падение с высоты1.5 ÷ 7 м.
Скорость соударения СА с поверхностью (не больше 12 м/с) гасиласьамортизационными устройствами. Расчетное время спуска с учетом допустимыхразбросов угла входа (±1.5◦ ) составляло 270 ÷ 350 с.Неуправляемый (баллистический) спуск проще с точки зрения реализации,поэтому такой способ использовался на советских аппаратах типа «Марс».
Однако,как уже отмечалось, использование аэродинамического качества на участке пассивного торможения позволяет существенно расширить коридор входа, уменьшитьмаксимальную перегрузку, повысить надежность и точность посадки. Вот почемубольшое внимание уделяется разработке и исследованию алгоритмов управления спуском, в которых предполагается использование СА с аэродинамическимкачеством.6.5.
Особенности спуска на планету Марс с разреженной атмосферой2856.5.3. Оптимальные траектории спуска. Исследование оптимальной программы вектора тяги P(t) на участке активного торможения показало, что двигательдолжен включаться один раз в самом конце траектории и работать в режимемаксимальной тяги до момента контакта с поверхностью планеты, когда скоростьгасится до нуля. Угол атаки при этом монотонно убывает от некоторого малогозначения α = −10◦ ÷ −15◦ до α = 0. Установлено, что получающаяся оптимальнаятраектория реактивного торможения всего на ∼ 2% лучше по затратам топлива,чем траектория гравитационного разворота, на которой вектор тяги все времянаправлен против вектора скорости. Для реальных конструктивных характеристикСА оптимальная начальная тяговооруженность близка к 1.5 [6.22].При уменьшении скорости и абсолютной величины угла наклона траекториив начале участка торможения с помощью двигателя потребные энергетическиезатраты тоже уменьшаются.
Поэтому управление на участке аэродинамическоготорможения должно выбираться так, чтобы как можно больше погасить скоростьи сделать траекторию по возможности более пологой к моменту достижениязаданной высоты, с которой начинается участок торможения двигателем. Заметим,что величина скорости влияет более существенно, чем угол наклона траектории.Если применяется парашютно-реактивная система мягкой посадки, то управление на участке аэродинамического торможения должно выбираться из условияполучения минимальной скорости к моменту достижения высоты начала вводапарашютной системы.
Чем больше эта высота, тем меньше масса парашютнореактивной системы при прочих равных условиях.Анализ управления, которое минимизирует конечную скорость Vf на заданнойвысоте hf при наличии ограничения по допустимой высоте полета над поверхностью планеты h ≤ hal (из условия безопасности), позволил выделить следующиедва основных типа оптимальных траекторий [6.22, 6.24]:1) с выходом на ограничение по высоте, т. е.
с изовысотным участком полета;2) без выхода на ограничение по высоте, т. е. все параметры находятся внутридопустимой области.Рассмотрим сначала траектории первого типа. Пусть t(1) и t(2) — моменты времени начала и конца изовысотного участка полета, а V (1) и V (2) — соответствующиеим значения скорости. Можно показать, что управление на участке полета довыхода на ограничение (т.
е. при t < t(1) ) в известных пределах не влияет навеличину конечной скорости Vf . Действительно, все траектории первого типахарактеризуются величиной скорости V (2) в момент схода с ограничения, котораяне зависит от V (1) Отсюда следует неединственность оптимального управления довыхода на ограничение.До выхода на допустимую высоту h = hal множество траекторий первоготипа ограничено двумя предельными траекториями, 1а и 1б (см. рис. 6.19). Еслипотребовать дополнительно, чтобы величина скорости V (1) была максимальной, тополучим оптимальную программу эффективного аэродинамического качества kefдля траекторий 1а [6.22, 6.24]:kef = −ktrim , +ktrim .286Глава 6. Вход в атмосферу и посадкаРис.
6.19. Классификация оптимальных траекторийгде ktrim — располагаемая величина аэродинамического качества аппарата, сбалансированного на некотором угле атаки (балансировочное качество). Для другой предельной траектории (1б), которая только касается ограничения по высоте h ≥ hal ,оптимальной является программа двухразового переключения аэродинамическогокачества:kef = +ktrim , −ktrim , +ktrim .Внутри заштрихованной на рис.
6.19 области, как уже отмечалось, могутиспользоваться различные программы kef (t).После схода с ограничения по высоте h(t) = hal внутрь допустимой областифазовых переменных оптимальное управление для реальных условий полета имеетвид kef = +ktrim . Это приводит к маневру типа «горка», когда высота сначалаувеличивается до некоторой величины, а затем уменьшается. В пределе «горка»может вырождаться в продолжение изовысотного участка полета. Последнее имеетместо только при очень большой величине приведенной нагрузки на мидель px .На оптимальных траекториях второго типа происходит одно переключениеэффективного качества с −ktrim на +ktrim , причем на заключительном участке спускатакже появляется маневр типа «горка».Критерий минимума скорости в конце участка основного аэродинамическоготорможения оказался достаточно универсальным.
Как показал численный анализ,минимум конечной скорости примерно соответствует минимуму характеристической скорости, необходимой для реализации мягкой посадки, что в целом позволяетполучить наименьшую массу реактивной системы мягкой посадки. Увеличениеминимального запаса характеристической скорости всего на 4% позволяет почтивдвое расширить коридор входа и зону маневра при построении алгоритмовуправления приведения СА в заданную область поверхности Марса [6.22, 6.24].6.6.
Посадка на Луну2876.6. ПОСАДКА НА ЛУНУПосадка на Луну происходит в условиях отсутствия атмосферы. Поэтому торможение СА может осуществляться только с помощью двигательной установки.С другой стороны, отсутствие сопротивления атмосферы снимает всякие ограничения по углам атаки, нагреву, аэродинамическим нагрузкам, позволяет реализоватьтраектории полета с большой скоростью на сравнительно малой высоте и т. п.Как уже отмечалось, посадка с селеноцентрической орбиты обладает определенными преимуществами по сравнению с прямой посадкой.
Схема посадкис орбиты в общем случае включает три основных маневра:• отделение спускаемого аппарата от основного блока;• перевод спускаемого аппарата на эллиптическую траекторию с высотойпериселения около 15 км;• торможение спускаемого аппарата в периселении траектории для обеспечения мягкой посадки.Последний маневр требует основных энергетических затрат (1.5 ÷ 2.0 км/с),и его оптимизация в наибольшей степени сказывается на суммарных энергетических затратах.6.6.1.
Оптимальная программа торможения. Рассмотрим модельную задачупосадки СА на поверхность Луны, предполагая гравитационное поле Луны центральным. Начало инерциальной системы координат 0x1 x3 разместим в точкепосадки, причем ось 0x1 направим горизонтально по движению аппарата, а ось0x3 — вертикально вверх. Движение происходит в плоскости 0x1 x3 и описываетсяуравнениямиẋ1 = x2 ,W β̃α1 + gx ,x5ẋ3 = x4 ,ẋ2 =W β̃α2 + gy ,x5ẋ5 = −β̃ẋ4 =и начальными условиями для фазовых переменных: xi (0) = xi0 (i = 1, .
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
