Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (3-е изд., 2015) (1246992), страница 69
Текст из файла (страница 69)
«Жесткая» модель возмущений можетнеоправданно усложнить алгоритм терминального наведения и увеличить массуприборной части. В случае «легкой» модели возмущений ожидаемая точностьтерминальных параметров движения будет высокой, но реальная точность можетоказаться гораздо хуже.В результате математического моделирования методом Монте-Карло можнооценить ожидаемую точность терминального наведения для всей совокупностивозмущающих факторов.Если для некоторого сочетания возмущений требуемая точность в конце траектории не достигается, то необходимо проанализировать этот случай детально.Сначала надо определить все действующие возмущения и оценить вероятность иходновременной реализации.
Если вероятность такого случая пренебрежимо мала,можно просто исключить полученное сочетание возмущений из рассматриваемогонабора случайных возмущений вместе с терминальной ошибкой. Если вероятностьтакого случая мала, следует учесть в статистике терминальную ошибку в этомслучае. Если вероятность не мала, то необходимо доработать алгоритм наведения,чтобы и при таких возмущениях обеспечивалась требуемая точность терминальныхпараметров движения. Желательно, чтобы при математическом моделирование получаемая точность была выше требуемой, так как при моделировании невозможноучесть все реальные возмущения.При моделировании методом Монте-Карло необходимо вычислять сотни и дажетысячи возмущенных траекторий в зависимости от числа возмущающих факторов.Поэтому иногда используется другой метод. Рассматриваются максимальные значения всех возмущений, при этом их знаки выбирают так, чтобы они действовалив одну сторону, например, уменьшали дальность атмосферного участка.
Еслиалгоритм наведения способен преодолеть эти максимальные возмущения, то онявляется совершенным и обладает достаточным «запасом прочности» в отношениивозмущений. В противном случае, когда терминальные условия или промежуточные ограничения (по перегрузке, нагреву и т. д.) нарушаются, нельзя сделатьотрицательный вывод в отношении алгоритма наведения, так как вероятностьсочетания всех экстремальных возмущений пренебрежимо мала.Математическое моделирование методом Монте-Карло имеет следующие преимущества по сравнению с другими способами проверки алгоритмов терминального наведения:• сравнительно низкая стоимость разработки математической модели и проведения испытаний;• возможность большого числа статистических испытаний (несколько тысячи более траекторий);346Глава 7.
Терминальное наведение• возможность повторения «плохих» возмущенных условий полета, что необходимо для доработки алгоритма наведения;• возможность исследования запредельных аварийных ситуаций, которые непредусмотрены для алгоритма наведения.Вместе с тем, математическое моделирование не может заменить другие способы предполетной проверки алгоритма наведения.Полунатурное моделирование реализуется с помощью стенда, который включает реальную БЦВМ с полетным программно-алгоритмическим обеспечениеми универсальную ЭВМ для моделирования движения ЛА и внешних условий.Если универсальная ЭВМ не может обеспечить моделирование в реальномвремени (из-за недостаточного быстродействия), то необходимо прерывать работуБЦВМ на каждом шаге управления (или на каждом шаге стабилизации) длясинхронизации работы обоих компьютеров.
Число таких моделируемых траекторий, как правило, ограничено несколькими сотнями. Обычно рассматриваютсянаборы возмущений, которые при математическом моделировании методом МонтеКарло привели к максимальным ошибкам терминальных параметров движения.Такой полунатурный стенд является простейшим и позволяет тестировать реальноебортовое программно-алгоритмическое обеспечение.Более сложный комплексный стенд для моделирования работы системы управления включает приводы аэродинамических поверхностей и сами поверхности,приводы двигателей орбитального маневрирования и двигателей системы ориентации. В таком стенде запаздывание исполнения команд управления являетсяреальным, а не моделируемым. Стенд может иметь и другие бортовые системыили их физические модели. Понятно, что этот стенд является достаточно дорогим,в его обслуживании участвуют многие специалисты, поэтому число моделируемыхвозмущенных траекторий в реальном времени обычно ограничено несколькимидесятками (или сотнями).
Преимуществом комплексного стенда является возможность проверки других бортовых систем вместе с системой управления.Визуальная проверка бортового программного обеспечения состоит в прочтениикоманд и их анализе. Обычно визуальная проверка выполняется двумя специалистами параллельно («в две руки»), при этом они не должны быть разработчикамипроверяемой программы. Они восстанавливают исходные формулы и уравненияпо командам, проверяют интерфейсы отдельных подпрограмм, константы и т.
д.При визуальной проверке удается обнаружить такие ошибки, которые невозможнонайти другими способами. Такая проверка является очень трудоемкой и утомительной, она требует высокой квалификации проверяющих. Оба проверяющихсопоставляют полученные результаты шаг за шагом, чтобы исключить возможностьсобственных ошибок. Как правило, полученные результаты оправдывают затратыумственного труда. Как показал опыт визуальной проверки бортовых программ орбитальных кораблей «Спейс шатл» и «Буран», на каждые 1 000 команд приходятся1 ÷ 2 существенные ошибки и 5 ÷ 10 ошибок типа «грязи» программирования.Летные испытания полномасштабных и масштабных моделей ЛА позволяюттестировать алгоритмы наведения и сам ЛА на различных фазах полета. Например,в проекте орбитального корабля «Буран» были использованы модифицированныеистребители и гражданский самолет Ту-154 с ухудшенными аэродинамическимиЛитература к главе 7347характеристиками для моделирования бездвигательной посадки.
Полномасштабнаямодель орбитального корабля «Буран» с малыми воздушно-реактивными двигателями для взлета выводилась на высоту 4 ÷ 5 км, после чего совершала посадкусначала с участием пилота, а затем в полностью автоматическом режиме. Приснижении двигатели работали в режиме малой тяги для имитации бездвигательнойпосадки. Кроме того, были проведены летные испытания масштабных моделейорбитального корабля, которые выводились на орбиту, а затем совершали спускв атмосфере с приводнением в океане.
В процессе этих испытаний проверяласьработа теплозащиты орбитального корабля и уточнялись его аэродинамическиехарактеристики.Число летных испытаний зависит от сложности их реализаций и может изменяться от нескольких полетов (орбитальных) до нескольких десятков или дажесотен (отработка посадки).ЛИТЕРАТУРА К ГЛАВЕ 77.1. Охоцимский Д. Е., Голубев Ю.
Ф., Сихарулидзе Ю. Г. Алгоритмы управлениякосмическим аппаратом при входе в атмосферу. — М.: Наука, 1975.7.2. Edinger L. D. The Space Shuttle Ascent Flight Control System // Proceedings ofAIAA Guidance and Control Conf. San Diego, Calif. 1976. P. 225–235.7.3. Кирпищиков В. П. Траектории спуска и посадки орбитального корабля «Буран». Алгоритмы автоматического управления. Авиационно-космическиесистемы. Сборник статей под ред. Лозино-Лозинского Г. Е. и Братухина А. Г..М.: Издательство МАИ, 1997.
С. 46–55.7.4. Harpold J. C., Graves C. A. Shuttle Entry Guidance // The Journal of theAstronautical Sciences. 1979. Vol. 27, No. 3. P. 239–268.7.5. Мостовой Д. Ю., Сихарулидзе Ю. Г. Способ оперативного контроля движения аэрокосмического аппарата при спуске в атмосфере // Космическиеисследования. 1991.
Т. 29, № 2. С. 238–246.7.6. Сихарулидзе Ю. Г., Мостовой Д. Ю., Жуков Б. И. Методы оперативного контроля траектории спуска многоразового аэрокосмического аппарата в атмосфере // Космические исследования. 1994. Т. 32, № 4–5. С. 101–112.7.7. Калужских Ю. Н., Сихарулидзе Ю. Г. Алгоритм управления спуском корабляспасателя в атмосфере Земли // Космические исследования.
2000. Т. 38, № 3.С. 278–285.7.8. Корчагин А. Н., Косточко П. М., Сихарулидзе Ю. Г. Вычислительная модельвозмущенной атмосферы Земли. Т. 37, № 3, 1999. С. 267–275.7.9. Сихарулидзе Ю. Г., Корчагин А. Н., Жуков Б. И. Робастный алгоритм управления для маневра в атмосфере Марса с целью выведения космическогоаппарата на орбиту спутника планеты // Космические исследования. 2007.Т.
45, № 4. С. 337–350.Глава 8ДИНАМИКА ВОЗДУШНОГО СТАРТАИдея воздушного старта ракеты-носителя (РН) с использованием самолета-носителя (СН) привлекает внимание разработчиков ракетно-космической техники последние 30 ÷ 40 лет. Разработка космических транспортных систем с использованиемвоздушного старта проводится в США, России, Украине, Израиле, Китае и другихстранах.Реально это связано с применением существующего транспортного самолета(или бомбардировщика, истребителя) в качестве нулевой ступени (многоразовогостартового ускорителя) космической транспортной системы.В настоящее время реализованы две системы воздушного старта: ASAT и «Пегас» (США). Система ASAT (Anti-SATellite missile) была разработана фирмойVought в рамках Стратегической оборонной инициативы для уничтожения низкоорбитальных спутников (до высот 500 км). Эта система состоит из модифицированного истребителя F-16A (в качестве СН) и двухступенчатой твердотопливной ракетыALMV (Air Launched Miniature Vehicle).
Ракета массой 1.2 т подвешена на пилонепод фюзеляжем СН. Летные испытания системы ASAT состоялись в 1985 г. Ракетабыла запущена на высоте 24 км и перехватила цель на высоте 555 км. В 1988 г. всеработы по системе ASAT были закрыты.Авиационно-ракетная система «Пегас» включает самолет Lockheed L-1011в качестве СН и трехступенчатую твердотопливную ракету «Пегас» в качествеРН.
Ракета размещена на пилоне под фюзеляжем самолета и стартует на высоте12 км. Система способна вывести на круговую орбиту высотой 460 км полезнуюнагрузку массой 270 ÷ 410 кг в зависимости от наклонения орбиты. Система«Пегас» функционирует с 1989 г.В настоящее время в США разрабатывается проект Quick Reach в рамкахперспективной программы Falcon. Двухступенчатая жидкостная РН массой около33 т и длиной 20 м использует в качестве компонентов топлива жидкий кислороди пропан. РН размещена внутри фюзеляжа грузового самолета Boeing C-17 и десантируется из него под действием силы тяжести (при угле тангажа 6◦ ) и стандартноготормозного парашюта диаметром 4.5 м. В процессе десантирования суммарнаяперегрузка на РН составляет 0.2 (0.1 + 0.1).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
