Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (3-е изд., 2015) (1246992), страница 62
Текст из файла (страница 62)
Протяженность активного участка велика, поэтому в процессевыведения траектория пересекает заданную низкую круговую орбиту (высотой7.3. Наведение многоразового орбитального корабля при спуске в атмосфере311порядка 120 км), а затем, на нисходящей ветви, орбитальный корабль выходит натребуемую орбиту. Максимальная высота на активном участке достигает 124 км.7.3. НАВЕДЕНИЕ МНОГОРАЗОВОГО ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ ПРИ СПУСКЕВ АТМОСФЕРЕВ системах управления спуском орбитальных кораблей «Спейс шатл» и «Буран»при движении в атмосфере используются похожие алгоритмы наведения.
Оба алгоритма обеспечивают терминальное наведение на аэродром с прогнозом остающейсятраектории по аналитическим формулам [7.3, 7.4].Орбитальный корабль входит в атмосферу Земли на высоте hat = 100 ÷ 120 км,когда дальность до аэродрома составляет 8 000 ÷ 11 000 км. В течение 30 ÷ 40 минскорость входа порядка 8 км/с должна быть уменьшена до нуля после пробега повзлетно-посадочной полосе. Угол входа в атмосферу −1◦ .Основными целями наведения при спуске в атмосфере являются допустимыйнагрев конструкции орбитального корабля, допустимые перегрузка и скоростнойнапор, минимальный расход топлива на угловое движение корабля относительноцентра масс, успешная посадка даже при наличии двух отказов в системах спускаи посадки.При спуске в атмосфере необходимо учитывать следующий набор возмущающих факторов:• разброс начальных параметров входа;• отклонение параметров атмосферы от стандартных значений (вариацииплотности, давления, температуры);• струйный ветер (зональный и меридиональный), порывы ветра, атмосфернаятурбулентность;• неточность знания аэродинамических характеристик;• погрешности определения положения центра масс, моментов инерции и массы;• инструментальные ошибки;• запаздывание в исполнении команд и т.
д.Как правило, все возмущения являются случайными и могут меняться от полетак полету, а также в процессе одного полета. Поэтому невозможно определитьединственную номинальную траекторию спуска. В таком случае можно определить только прогнозируемую трубку возмущенных траекторий спуска. Реальнаятраектория будет располагаться в указанной трубке.Различают три фазы движения орбитального корабля в атмосфере [7.3]:• фаза спуска (высоты от 100 ÷ 120 до 20 ÷ 24 км);• фаза предпосадочного маневрирования (высоты от 20 ÷ 24 до 4 км);• фаза захода на посадку и посадки (высоты от 4 км до нуля).Для сопряжения этих фаз установлены так называемые «ворота» на высотах20 ÷ 24 км, 4 км и 0 км (точка посадки). Для каждой высоты задаются своидиапазоны допустимых параметров движения и геометрия движения, что упрощаетпроблему наведения и сам терминальный алгоритм.312Глава 7.
Терминальное наведениеНа высотах 80 ÷ 40 км вокруг орбитального корабля возникает плазменноеоблако, которое препятствует прохождению радиосигналов.7.3.1. Фаза спуска. Система управления орбитального корабля «Буран» на фазеспуска функционирует с учетом заданных ограничений и обеспечивает попаданиев заданные ворота на высоте 20 км. Эти ворота задаются следующими параметрамидвижения и их допустимыми отклонениями [7.3]:• вектор земной скорости должен быть направлен по касательной к цилиндрурассеивания энергии (ЦРЭ) с точностью выдерживания курсового угла|Δψ| ≤ 15◦ ;• требуемая величина скорости и ее точность составляют 520 ± 60 м/с;• требуемое расстояние по дуге ортодромии от центра масс орбитальногокорабля до точки касания ЦРЭ и его точность составляют 32 ± 13 км.Для регулирования параметров траектории спуска используются проекцииаэродинамического качества на вертикальную и боковую плоскости.
Эти проекцииформируются с помощью углов атаки α и крена γ. Прогноз остающейся части траектории по аналитическим формулам снижает требования к БЦВМ, обеспечиваетнеобходимую точность и достаточную гибкость.Минимальный нагрев орбитального корабля достигается при полете с максимальным углом атаки, совместимым с требованиями бокового маневра.
Так, уголатаки 38◦ выдерживается на начальном участке входа в атмосферу, где имеют местомаксимальные тепловые потоки. Начальный угол атаки 34◦ позволяет реализоватьбольшой боковой маневр. Затем угол атаки уменьшается почти линейно по числамМаха, достигая конечной величины 10◦ (рис. 7.8).Рис. 7.8. Программа угла атаки орбитального корабля «Буран»Для уменьшения сухой массы орбитального корабля его нормальная перегрузка под действием аэродинамической силы ограничена величиной ny max = 2.5.В процессе спуска это ограничение реализовано в виде зависимости минимальнойдопустимой высоты полета от скорости.
Максимальная высота полета ограниченаспособностью орбитального корабля выдерживать условия равновесного планирования с почти нулевым углом наклона траектории. Траектория спуска должна такжеудовлетворять ограничениям по скоростному напору и требованиям сниженияшарнирных моментов аэродинамических управляющих поверхностей.Следовательно, возможная траектория спуска ограничена температурой наповерхности, нормальной перегрузкой, скоростным напором и условиями рав-7.3. Наведение многоразового орбитального корабля при спуске в атмосфере313Рис. 7.9. Коридор входа и опорный профиль продольной перегрузкиновесного планирования.
Эта траектория спуска может однозначно определятьсяв фазовой плоскости «земная скорость—аэродинамическое торможение» (рис. 7.9).Здесь nx — проекция полной перегрузки на направление скорости.Дальность спуска можно прогнозировать аналитически с использованием простых зависимостей аэродинамического торможения от земной скорости в предположении, что локальный угол наклона траектории близок к нулю. При малой скоростиабсолютная величина угла наклона траектории оказывается достаточно большой,и прогнозируемая дальность может вычисляться по аналитическим зависимостям,если аэродинамическое торможение задавать как функцию удельной энергии,а не относительной скорости. Наведение орбитального корабля на участке спускаосновано на аналитическом определении потребного профиля аэродинамическоготорможения, который реализуется посредством изменения углов крена и атаки.Угол крена является основным параметром управления продольным и боковымдвижением.
Угол атаки выбирается главным образом из условия минимизацииаэродинамического нагрева при одновременном обеспечении требуемого боковогоманевра. Величина угла крена используется для управления продольной даль-Рис. 7.10. Зона нечувствительности для курсового угла орбитального корабля314Глава 7. Терминальное наведениеностью, а его знак используется для регулирования боковой дальности. Знакугла крена меняется на противоположный, когда курсовой угол орбитальногокорабля выходит за зону нечувствительности относительно требуемого направления (рис.
7.10). Реакция траектории на изменение знака угла крена оказываетсяотносительно медленной, поэтому изменяется угол атаки для быстрого выхода наопорный профиль аэродинамического торможения.7.3.2. Уравнения для расчета дальности. В общем случае траектория спускаорбитального корабля включает 4 сегмента (рис. 7.9):• квадратичного закона аэродинамического торможения с контролем температуры (сегмент 1);• псевдоравновесного планирования (сегмент 2);• изоперегрузочный с постоянным торможением (сегмент 3);• переходного режима с линейным рассеиванием энергии как функции земнойскорости (сегмент 4).Упрощенные уравнения движения рассматриваются в скоростной системе координат [7.4]:V̇ = −X − g sin θ,(7.3.1) 2VV θ̇ =− g cos θ + Y cos γ,(7.3.2)rV2V cos θ ψ̇ =cos2 θ sin ψ tg ϕ + Y sin γ.rЗдесь V — земная скорость, X = gnx — аэродинамическое торможение (сила торможения на единицу массы), g — гравитационное ускорение, θ — угол наклона траектории, r — текущий геоцентрический радиус орбитального корабля, Y — ускорениеот подъемной силы (подъемная сила на единицу массы), γ — угол крена, ψ — азимутвектора земной скорости, ϕ — геоцентрическая широта.
В этих уравнениях не учитываются ускорение Кориолиса и центростремительное ускорение, порождаемыевращением Земли, так как оба ускорения малы по сравнению с аэродинамическими гравитационным ускорениями.Продольная дальность R (или просто дальность) определяется уравнениемṘ = V cos θ.(7.3.3)Из уравнений (7.3.1) и (7.3.3) следует прогнозируемая дальностьVfR=−VV cos θdV ,X + g sin θгде Vf — конечная скорость для данной фазы наведения.В начале траектории входа угол наклона траектории мал, т. е. cos θ ≈ 1, sin θ ≈ 0,поэтомуVfR=−VVdV .X(7.3.4)7.3.
Наведение многоразового орбитального корабля при спуске в атмосфере315Для сегмента с контролем температуры (сегмент 1) профиль аэродинамического торможения описывается квадратичной параболой [7.4]X = C1 + C2 V + C3 V 2 .(7.3.5)Здесь C1 , C2 , C3 — произвольные постоянные для регулирования профиляаэродинамического торможения и соответствующей коррекции дальности.После подстановки (7.3.5) в (7.3.4) можно вычислить интегралC1 + C2 Vf + C3 Vf21C2R1 = −ln+2C3C1 + C2 V+ C3 V 22C3VfVdV.C1 + C2 V+ C3 V 2Окончательное решение зависит от знака определителяΔ = 4C1 C3 − C22 .ЕслиΔ > 0, тоR1 = −C1 + C2 Vf + C3 Vf22C3 Vf + C21C22C3 V + C2√√√ln+arctg−arctg,2C3C1 + C2 V + C3 V 2 C3 ΔΔΔ(7.3.6а)если Δ < 0, тоC1 + C2 Vf + C3 Vf21ln+2C3C1 + C2 V + C3 V 2√√2C3 Vf + C2 − −Δ 2C3 V + C2 + −ΔC2√√√+ln×.2C3 −Δ2C3 Vf + C2 + −Δ 2C3 V + C2 − −ΔR1 = −(7.3.6б)На сегменте равновесного планирования (сегмент 2) угол наклона траекториипостоянен (θ̇ = 0), и в предположении cos θ = 1, cos γ = 1 можно получитьс учетом (7.3.2) профиль аэродинамического торможения [7.4]gV2X =1− 2 ,(7.3.7)Y /XVeгде Ve2 = gr — заданная произвольная постоянная уравнения равновесного планирования.После подстановки аэродинамического торможения (7.3.7) в уравнение (7.3.4)можно определить дальность сегмента равновесного планирования:R2 =22Ve2 − V 2 Vf − Veln 2.2XV − Ve2(7.3.8)На изоперегрузочном сегменте (сегмент 3) имеем [7.4]X = C4 ,R3 =V 2 − Vf22C4(7.3.9).(7.3.10)316Глава 7.