Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (3-е изд., 2015) (1246992), страница 65
Текст из файла (страница 65)
Все ошибки в «ключевойточке» устраняются на участке крутой глиссады. На высоте 400 м начинаетсяпереход с крутой глиссады на пологую при угле наклона траектории θ = −2◦ .Заключительное выравнивание начинается на высоте 20 м после пролета орбитальным кораблем начала взлетно-посадочной полосы. С этого момента формируетсяэкспоненциальная траектория при постепенном увеличении угла тангажа, чтобыв момент касания угол наклона траектории составлял θ = −0.5◦ ÷ +1◦ .Алгоритм наведения обеспечивает требуемый вертикальный профиль h(L) засчет отклонения элевонов и изменения угла атаки, в то время как требуемыйпрофиль изменения скорости от дальности V (L) обеспечивается углом раскрытиявоздушного тормоза. Боковой маневр ограничен: на малой высоте угол крена недолжен превышать нескольких градусов.Алгоритм наведения орбитального корабля является типичным терминальнымалгоритмом с аналитическим прогнозом остающейся траектории для коррекцииуглов крена и атаки.
Он обеспечивает высокую точность приведения на взлетнопосадочную полосу и посадку самолетного типа. Первый полет орбитального корабля «Буран» прошел полностью в автоматическом режиме. Продемонстрированавысокая точность посадки: в точке касания ошибка по дальности 15 м, боковаяошибка 6 м (при встречно-боковом ветре 17 м/с), вертикальная скорость — 0.3 м/си посадочная скорость 263 км/ч.7.4. АЛГОРИТМ ТЕРМИНАЛЬНОГО НАВЕДЕНИЯ ДЛЯ ПОСАДКИ КОРАБЛЯСПАСАТЕЛЯПерспективный корабль-спасатель для экстренной эвакуации, например, экипажакосмической станции должен иметь две принципиально новые возможности.Первая связана с увеличением запаса топлива для обеспечения встречи с терпящимбедствие экипажем за короткое время (в общем случае маневр сближения наорбите может быть некомпланарным).
Вторая возможность состоит в повышенииточности посадки (попадание в круг диаметром около 1 км). Такая точность328Глава 7. Терминальное наведениепозволит существенно увеличить число возможных мест приземления и тем самымсократить время ожидания при сходе с орбиты [7.7]. Для краткости будем называтькорабль-спасатель просто спускаемым аппаратом (СА).7.4.1. Зона маневра и профиль опорного угла крена.
Зоной маневра назовемсовокупность точек на поверхности Земли, достижимых для спускаемого аппаратас учетом всех действующих возмущений. Продольную дальность будем измерятьв плоскости, проходящей через радиусы-векторы баллистической точки спускаи точки спуска с нулевым углом крена (γ = 0), когда подъемная сила на протяжении всей траектории спуска направлена вверх. Боковая дальность измеряетсяв ортогональной плоскости, которая проходит через радиус-вектор баллистическойточки спуска. Обе дальности отсчитываются от этой точки.При фиксированных условиях входа в атмосферу величина зоны маневра существенно зависит от располагаемого аэродинамического качества СА. Например, приугле входа −1◦ со скоростью 7.9 км/с СА со средним аэродинамическим качествомk = 0.5 продольная дальность составляет ∼ 4 000 км, а боковая дальностьпревышает 400 км.
Максимальная перегрузка на траектории спуска оказываетсяпорядка 2 для больших дальностей и увеличивается до 6 ÷ 9 для малых дальностейспуска. При увеличении угла входа зона маневра уменьшается.Реальная зона маневра (или гарантированная зона маневра) может быть построена как внутренняя огибающая возмущенных точек посадки (при наличииатмосферных возмущений, ошибок определения аэродинамических коэффициентов и т. д.).В общем случае для приведения СА в заданную точку посадки необходимовыполнить как продольный маневр, так и боковой.
Первый зависит в основном отвеличины угла крена. Боковой маневр определяется числом переворотов по крену,т. е. изменением знака угла крена при сохранении величины угла.Опорная зависимость угла крена от кажущейся скорости (или времени) выбирается из решения краевой задачи и должна обеспечить приведение СА к месту посадки при спуске в стандартной (или среднемесячной атмосфере). Числопереворотов по углу крена должно быть по возможности минимальным, чтобыуменьшить расход топлива на угловое движение. В качестве исходной рассматривается кусочно-постоянная зависимость угла крена с тремя переворотами. Такоечисло переворотов по крену необходимо для обеспечения высокой (порядка 1 км)точности посадки.
В простейшей постановке можно предполагать мгновенныйпереворот по крену (пунктирная линия на рис. 7.17), но целесообразно приниматьво внимание протяженность участка переворота с учетом располагаемой эффективности управления по крену (сплошная линия на рис. 7.17). Величина опорного углакрена γ0 и моменты переворотов по кажущейся скорости V1 , V2 , V3 определяютсяположением требуемой точки посадки в гарантированной зоне маневра [7.7]. Этивеличины необходимо выбрать до начала управления по крену, т. е.
до входав атмосферу.Чтобы упростить решение краевой задачи в БЦВМ, используются результатыпредварительных расчетов. Так, при исследовании зоны маневра для заданногоугла входа определяется зависимость γ0 = f0 (xf ), где xf — продольная координата7.4. Алгоритм терминального наведения для посадки корабля-спасателя329Рис.
7.17. Опорная зависимость угла кренаточки посадки. Далее посредством статистического моделирования траекторийспуска СА в возмущенной атмосфере при фиксированной продольной дальностиxf точки посадки и в предположении, что zf = 0, определяются опорные значениякажущейся скорости V1 , V2 , V3 в моменты переворотов. Указанные величиныпоказаны на рис. 7.18 для угла входа −1◦ .Рис. 7.18. Нулевое приближение для выбора параметров опорной зависимости угла крена330Глава 7. Терминальное наведениеВычисленные предварительно зависимости γ0 = f0 (xf ), V1 = f1 (xf ), V2 = f2 (xf ),V3 = f3 (xf ) используются в БЦВМ в качестве начальных значений при определенииопорной зависимости γref = F(Vph , γ0 , V1 , V2 , V3 ). Эта зависимость рассчитываетсяпосредством стандартной процедуры выбора параметров на каждом шаге коррекции управления.
Как правило, требуются всего 1 ÷ 3 итерации для расчета опорнойзависимости. Все расчеты проводятся после исполнения тормозного импульса и довхода в атмосферу на высоте 100 ÷ 120 км. Одновременно уточняется положениеточки входа и параметры при входе в атмосферу. С этой целью используютсярезультаты бортовых измерений кажущегося ускорения в процессе торможения СА,а также навигационные измерения пассивного участка с помощью спутниковыхсистем «ГЛОНАСС» и GPS. В результате можно обеспечить близкую к нулюпогрешность знания начальных условий в точке входа. Спутниковая навигационнаяинформация доступна на всей траектории спуска, кроме высот 80 ÷ 40 км, гдерадиосвязь прерывается и доступны только автономные измерения инерциальныхсредств.
При близких к нулю ошибках знания условий входа основным возмущающим фактором является возмущение параметров атмосферы.7.4.2. Процедура терминального наведения. На каждом шаге коррекции управления траекторией движения центра масс (длительность шага 1 ÷ 2 с) выбираетсясвоя модификация параметров γ0 , V1 , V2 , V3 опорной функции. Эта модификацияобеспечивает приведение СА из текущего состояния в заданную точку посадкис точностью не хуже 1 км, если на оставшейся части траектории возмущенияпараметров атмосферы (плотность, температура, давление, ветер) соответствуютсреднемесячной модели атмосферы.
Все методические погрешности алгоритма наведения, ошибки исполнения команд, атмосферные возмущения, аэродинамическиеошибки и другие компенсируются за счет многошагового процесса наведения.Обсудим алгоритм выбора параметров наведения на текущем шаге. До реализации первого переворота по крену моменты второго и третьего переворотов предполагаются фиксированными. Тогда опорная зависимость угла крена оказываетсядвухпараметрической. Параметрами являются величина угла крена на участке егопостоянства и момент первого переворота.
Два параметра наведения позволяютсводить к нулю одновременно продольный и боковой промахи. Заметим, чтосистемы управления спускаемых аппаратов «Союз» и «Аполлон» компенсируюттолько продольный промах, а боковой ограничивают некоторой величиной.Для выбора параметров наведения используется так называемый метод модулирующих функций [7.1]. Прогнозируемое командное управление ищется в видеγ(Vph ) = γref (Vph ,ε)(1 + β),где γref (Vph ) — опорная зависимость угла крена, показанная на рис.
7.17, ε —параметр фазовой модуляции, позволяющий корректировать момент переворотапо крену Vi , β — параметр амплитудной модуляции, позволяющий «сжимать» или«разжимать» зависимость γ(Vph ) относительно оси абсцисс (рис. 7.19).Параметр β в основном влияет на продольное движение. Если −1 ≤ β ≤ 0,то командная зависимость угла крена «сжимается» к оси абсцисс, и угол кренауменьшается по абсолютной величине. При этом уменьшается крутизна траектории7.4. Алгоритм терминального наведения для посадки корабля-спасателя331Рис. 7.19. Амплитудно-фазовая модуляция опорной зависимости угла кренаспуска и увеличивается продольная дальность Если β > 0, то продольная дальностьуменьшается.Параметр ε в основном влияет на боковую дальность.
Если ε > 0, то переворотпо крену происходит позже, а в случае ε < 0 переворот происходит раньше.В начале текущего шага коррекции управления из решения навигационной 0 . Кроме того, известнызадачи известен радиус-вектор r0 и вектор скорости СА Vпараметры наведения β0 и ε0 , которые использовались на предыдущем шаге.Сначала делается опорный прогноз с параметрами β0 и ε0 для определенияпромаха по дальности L0 и бокового промаха B0 от заданной точки посадки. Затемвыполняются еще два прогноза с параметрами наведенияβ1 = β0 + δβ, ε1 = ε0и β2 = β0 , ε2 = ε0 + δε,где δβ, δε — малые вариации для вычисления частных производных.Пусть при втором прогнозе составляющие промаха L1 и B1 , а при третьемпрогнозе соответственно L2 и B2 .
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
