Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (3-е изд., 2015) (1246992), страница 64
Текст из файла (страница 64)
7.12. Управление дальностью на сегменте равновесного планированияРис. 7.13. Управление дальностью на изоперегрузочном сегментеНа изоперегрузочном сегменте для регулирования дальности спуска изменяетсяпрофиль аэродинамического торможения только на этом сегменте. Дальностьпереходного участка при этом остается постоянной (рис. 7.13). Здесь есть одноограничение дальностиR4 = const,а полная прогнозируемая дальность включает два слагаемыхR = R3 + R4 ,причем остающуюся дальность этого сегмента R3 можно вычислить по аналитической формуле.На переходном сегменте используется только его возможности регулированиядальности (рис. 7.14). Здесь нет ограничений дальности, а полная прогнозируемая7.3.
Наведение многоразового орбитального корабля при спуске в атмосфере323Рис. 7.14. Управление дальностью на переходном сегментедальность содержит одно слагаемоеR = R4 .Производная дальности по вариации профиля торможения имеет видX0 − Xf − C5 X0 R4∂R=.∂XC5 X0 (X0 − Xf )Уравнения прогнозируемой дальности и параметры опорной траектории вычисляются аналитически на каждом шаге наведения длительностью 2 с.7.3.5. Наведение и контроль траектории. Командное аэродинамическое качество (Y /X )c орбитального корабля, которое задается уравнением (7.3.34), можетбыть трансформировано в командный угол крена и командный угол атаки илив их комбинацию. Для контроля траектории спуска обычно используются оба угла.Изменение угла крена является основным управлением, а командный угол кренавычисляется по формуле [7.4]γc = arccos(Y /X )c+ fγ · (α − α0 ).Y /X(7.3.35)Здесь Y /X — текущая оценка аэродинамического качества, определяемая в полете навигационной системой, fγ — коэффициент усиления для компенсации ошибкиугла крена, α — текущий угол атаки, α0 — опорный угол атаки.При изменении знака угла крена (т.
е. при перевороте по крену) величина аэродинамического торможения уменьшается, когда угол крена проходит через нулевоезначение, увеличивая тем самым составляющую подъемной силы в плоскостидвижения. Для уменьшения последствий переворота по крену угол атаки изменяютот номинального профиля. За счет этого удается компенсировать за короткийпериод отклонение профиля торможения от опорного профиля, что невозможнообеспечить путем изменения угла крена. Это малое изменение угла атаки задается324Глава 7. Терминальное наведениеуравнениемΔα =Cx (X0 − X ),fαгде fα — коэффициент усиления.
Для орбитального корабля «Буран» допустимыепределы поправок по углу атаки ограничены величиной Δα = ±3◦ .В общем случае необходимо сохранять постоянный угол атаки, поэтомув уравнение (7.3.35) введено последнее слагаемое, чтобы обеспечит возвращениеизменившегося угла атаки к опорному профилю.Для рассеивания избытка энергии в конце траектории спуска вводятся двавоображаемых цилиндра вблизи взлетно-посадочной полосы (Восточный и Западный радиусом 24 км для орбитального корабля «Буран»). Конкретный цилиндррассеивания энергии (ЦРЭ) выбирается до маневра схода с орбиты или в началетраектории входа в зависимости от направления ветра вблизи взлетно-посадочнойполосы (орбитальный корабль должен садиться против ветра).Алгоритм бокового наведения направляет орбитальный корабль на левую илиправую касательную к ЦРЭ в зависимости от реализовавшейся траектории спуска.Поэтому сужающаяся трубка возмущенных траекторий на высоте 35 км делится надве ветви, соответствующие левой и правой касательным к ЦРЭ (рис.
7.15) [7.3].Показанный пример соответствует первому полету орбитального корабля «Буран»с наведением на Восточный ЦРЭ. Верхняя ветвь отвечает левой касательной к ЦРЭРис. 7.15. Расчетная трубка траекторий для первого полета орбитального корабля «Буран»на участке предпосадочного маневрирования (с сечениями по высоте)7.3. 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 прогнозируемых326Глава 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 программных7.4.
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◦ .
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
