Спуск и посадка космических аппаратов на планете без атмосферы - (реферат)

Дата добавления: март 2006г.

    --------------------------¬
    ---+ Управление движением СА +--¬
    ¦ L-------------------------- ¦
    ¦ ¦
    -------------+-----------¬ -------------+-----------¬
    ¦ Управление движением ¦ ¦ Управление движением ¦
    ¦относительно центра масс¦ ¦ центра масс ¦
    L------------T------------ L------------T-----------
    ---------+------¬ ---------+--------¬

-------+-------¬ ------+------¬ ------+-----¬ ------+-----¬ ¦ Стабилизация ¦ ¦ Ориентация ¦ ¦ Навигация ¦ ¦ Наведение ¦ L--------------- L------------- L------------ L----------- рис. 4. Основные задачи управления движением СА

    ------------------------¬
    ¦ Управление ¦
    ¦ движением центра масс ¦
    L-----------T-----------
    --------------+-------------¬
    -------+-----¬ ------+-----¬
    ¦ Наведение ¦ ¦ Навигация ¦
    L------T------ L-----T-----
    -------------+------------¬ ¦
    ------+-----¬------+-----¬------+-----¬ ¦
    ¦Определение¦¦Определение¦¦Определение¦ ¦
    ¦ алгоритма ¦¦управляющих¦¦ требуемой ¦ ¦
    ¦управления ¦¦воздействий¦¦траектории ¦ ¦
    L------------L------------L------------ ¦
    ---------------T---------------T---------+
    ------+-----¬--------+-------¬-------+------¬ ¦
    ¦Определение¦¦Прогноз кинема-¦¦Расчет откло-¦ ¦
    ¦положения и¦¦тических пара- ¦¦нения от за- ¦ ¦
    ¦скорости СА¦¦метров движения¦¦данной орбиты¦ ¦
    L------------L----------------L-------------- ¦
    --------------------T---------------+
    -----------+---------¬---------+--------¬------+-----¬
    ¦Опр. текущих коор- ¦¦Расчет и измере- ¦¦Определение¦
    ¦динат проекции КА на¦¦ние навигационных¦¦фактической¦
    ¦поверхность планеты ¦¦элементов полета ¦¦ орбиты ¦
    L---------------------L------------------L-----------
    рис. 5. Основные задачи управления центром масс СА
    ------------------------¬
    ¦ Управление ¦
    ¦ движением центра масс ¦
    L-----------T-----------
    --------------+-------------¬
    -------+-----¬ ------+-----¬
    ¦ Наведение ¦ ¦ Навигация ¦
    L------T------ L-----T-----
    -------------+------------¬ ¦
    ------+-----¬------+-----¬------+-----¬ ¦
    ¦Определение¦¦Определение¦¦Определение¦ ¦
    ¦ алгоритма ¦¦управляющих¦¦ требуемой ¦ ¦
    ¦управления ¦¦воздействий¦¦траектории ¦ ¦
    L------------L------------L------------ ¦
    ---------------T---------------T---------+
    ------+-----¬--------+-------¬-------+------¬ ¦
    ¦Определение¦¦Прогноз кинема-¦¦Расчет откло-¦ ¦
    ¦положения и¦¦тических пара- ¦¦нения от за- ¦ ¦
    ¦скорости СА¦¦метров движения¦¦данной орбиты¦ ¦
    L------------L----------------L-------------- ¦
    --------------------T---------------+
    -----------+---------¬---------+--------¬------+-----¬
    ¦Опр. текущих коор- ¦¦Расчет и измере- ¦¦Определение¦
    ¦динат проекции КА на¦¦ние навигационных¦¦фактической¦
    ¦поверхность планеты ¦¦элементов полета ¦¦ орбиты ¦
    L---------------------L------------------L-----------
    рис. 5. Основные задачи управления центром масс СА

------------------¬----------_-----------------------¬----¬ ---_¦ система ¦----------_¦ спускаемый ¦---¬¦ ¦--_¦ стабилизации ¦ ------_¦ аппарат ¦--¬¦¦ ¦¦ L------------------ ¦ L------------------------¬¦¦¦ ¦¦ --------------------¬ ¦ -----------------------¬ ¦¦¦¦ ¦¦ ¦ система ¦--- -----¦ радиодальномер ¦_-¦¦¦ ¦¦-_¦ управления тягой ¦ ¦ L----------------------- ¦¦¦ ¦¦¦ L-------------------- ¦ -----------------------¬ ¦¦¦ ¦¦¦ -------------------¬ ¦ ---¦ доплеровский локатор ¦_--¦¦ ¦¦L-¦ управляющее ¦_----- ¦ L----------------------- ¦¦ ¦L--¦ устройство ¦_------- -----------------------¬ ¦¦ L---¦ ¦_---------¦ инерциальные датчики ¦_---¦ L-------------------_---------L-----------------------_---

рис. 6. Структурная схема системы управления мягкой посадкой СА

    -----------------------¬ -----------------------¬
    ¦Топливо (рабочее тело)+--¬ ¦Корпус (конструкция) +--¬
    L----------------------- ¦ L----------------------- ¦
    -----------------------¬ ¦ -----------------------¬ ¦
    ¦Сжатые газы ¦ ¦ ¦Двигательная установка¦ ¦
    L----------------------- ¦ ¦корректировки траекто-+--+
    -----------------------¬ ¦ ¦рии, маневра ¦ ¦
    ¦Расходуемые материалы ¦ ¦ L----------------------- ¦
    ¦сист. электроснабжения+--+-----------------------------+
    L----------------------- ¦ -----------------------¬ ¦
    -----------------------¬ ¦ ¦Система управления ¦ ¦
    ¦Расходуемые запасы ¦ ¦ ¦(системы наведения и +--+
    ¦системы обеспечения +--- ¦ стабилизации) ¦ ¦
    ¦жизнедеятельности ¦ L----------------------- ¦
    L----------------------- -----------------------¬ ¦
    -----------------------¬ ¦Система навигации +--+

¦Командная радиолиния +--¬ L----------------------- ¦ ---¬ L----------------------- ¦ -----------------------¬ ¦ ¦ ¦ -----------------------¬ ¦ ¦Сист. электроснабжения+--+ ¦ ¦ ¦Телеметрическая сист. +--+ L----------------------- ¦ ¦ ¦ L----------------------- ¦ -----------------------¬ ¦ ¦ ¦ -----------------------¬ +---+Радиоэлектронное ¦ ¦ ¦ ¦ ¦Бортовая аппаратура +--- ¦оборудование +--+--+ ¦ ¦траекторных измерений ¦ L----------------------- ¦ ¦ ¦ L----------------------- -----------------------¬ ¦ ¦ ¦ ¦Система терморегули- +--+ ¦ ¦

    ¦рования ¦ ¦ ¦ ¦
    L----------------------- ¦ ¦ ¦
    -----------------------¬ ¦ L--
    ¦БЦВМ или програмное +--+
    ¦устройство ¦ ¦
    L----------------------- ¦
    -----------------------¬ ¦
    -----------------------¬ ¦Аппаратура для научных+--+
    ¦Тормозная двигательная¦ ¦исследований ¦ ¦
    ¦установка +--¬ L----------------------- ¦
    L----------------------- ¦ -----------------------¬ ¦
    +---+Спускаемый аппарат +--+
    -----------------------¬ ¦ L----------------------- ¦
    ¦Система снижения и +--- -----------------------¬ ¦
    ¦спасения ¦ ¦Система обеспечения +--+
    L----------------------- ¦жизнедеятельности ¦ ¦
    L----------------------- ¦
    -----------------------¬ ¦
    ¦Система аварийного +--
    ¦спасения ¦
    L----------------------
    рис. 7. Примерный состав (компановка) СА
    МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ
    УНИВЕРСИТЕТ им. БАУМАНА
    АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ ФАКУЛЬТЕТ
    РЕФЕРАТ
    СПУСК И ПОСАДКА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ (КА)
    НА ПЛАНЕТЫ БЕЗ АТМОСФЕРЫ
    Научный руководитель: Никитенко В. И.
    Студент группы АК4-21: Файнштейн И. А.
    Москва 1994
    Изучение Солнечной системы с помощью космических

аппаратов вносит большой вклад в развитие естественных наук. Большое внимание к Солнцу определяется вечно живущим в

человеке желанием понять, как устроен мир, в котором он жи

вет. Но если раньше человек мог только наблюдать движение небесных тел и изучать на расстоянии некоторые (зачастую малопонятные) их свойства, то сейчас научно-техническая ре

    волюция дала возможность достичь ряда небесных тел Солнеч
    ной Системы и провести наблюдения и даже активные экспери
    менты с близкого расстояния в их атмосферах и на поверхнос
    тях. Эта возможность детального изучения "на месте" изменя
    ет саму методологию изучения небесных тел, которая уже сей
    час широко использует арсенал средств и подходов, применяе
    мых в комплексе наук о Земле. На стыке планетной астрофизи

ки и геологии идет формирование новой ветви научного знания - сравнительной планетологии. Параллельно на базе законов электродинамики, атомной физики и физики плазмы идет форми

рование другого подхода к изучению Солнечной системы - кос

мической физики. Все это требует развития методов и средств космических исследований, т. е. разработки, проектирования, изготовления и запуска космических аппаратов.

Главное требование, предъявляемое к КА, - это его на
- 2

дежность. Основными задачами спускаемых и посадочных (ПА) аппаратов являются торможение и сближение с поверхностью планеты, посадка, работа на поверхности, иногда взлет с по

верхности для доставки возвращаемого аппарата на землю. Для обеспечения надежного решения всех этих задач при проекти

ровании СА и ПА необходимо учитывать условия в окрестностях и на поверхности изучаемого тела: ускорение свободного па

дения, наличие или отсутствие атмосферы, а также ее свойс
тва, характеристики рельефа и материала поверхности и т. д.

Все эти параметры предъявляют определенные требования к конструкции спускаемого аппарата.

Спуск является очень важным этапом космического полета,
так как только успешное его выполнение позволит решить пос

тавленные задачи. При разработке СА и ПА принимаются две принципиально различные схемы спуска:

    с использованием аэродинамического торможения (для
    планет, имеющих атмосферу);
    с использованием тормозного ракетного двигателя (для
    планет и других небесных тел, не имеющих атмосферы).
    Участок прохождения плотных слоев атмосферы является
    решающим, так как именно здесь СА испытывают наиболее ин

тенсивные воздействия, определяющие основные технические решения и основные требования к выбору всей схемы полета.

    Отметим наиболее трудоемкие и сложные задачи , решае
    - 3
    мые при проектировании СА:
    исследование проблем баллистического и планирующего
    спусков в атмосфере;
    исследование динамики и устойчивости движения при раз
    личных режимах полета с учетом нелинейности аэродинамичес
    ких характеристик ;
    разработка систем торможения с учетом задач научных
    измерений в определенных слоях атмосферы, особенностей ком

поновки спускаемого аппарата, его параметров движения и траектории.

    Что касается спуска на планеты, лишенные атмосферы
    (классическим примером здесь является Луна), то в этом слу
    чае единственной возможностью является использование тор
    мозного двигателя, чаще всего жидкостного (ЖРД). Эта осо
    бенность порождает дополнительные (кроме чисто баллистичес

ких) проблемы, связанные с управлением и стабилизацией СА на так называемых активных участках - участках работы ра

кетного двигателя.
Рассмотрим более подробно некоторые из этих проблем.

Корни проблемы устойчивости СА на активном участке лежат в существовании обратной связи между колебаниями топлива в баках, корпуса СА и колебаниями исполнительных органов

    системы стабилизации.
    Колебания свободной поверхности топлива, воздействуя
    - 4

на корпус СА, вызывают его поворот относительно центра масс, что воспринимается чувствительным элементом системы стабилизации, который, в свою очередь, вырабатывает команд

ный сигнал для исполнительных органов.
Задача заключается в том, чтобы колебания замкнутой

системы объект - система стабилизации сделать устойчивыми (если нельзя их исключить вовсе). Заметим, что острота этой проблемы зависит от совершенства компоновочной схемы СА, а также от структуры и параметров автомата стабилизации (АС). Желательно, конечно, этот комплекс вопросов решить уже

на стадии эскизного проектирования СА. Трудность здесь, од

нако, в том, что на этом этапе практически нет информации о системе стабилизации объекта, в лучшем случае известна структура автомата стабилизации. Поэтому проводить анализ устойчивости СА на данном этапе невозможно.

    В то же время ясно, что полностью сформированный конс
    труктивный облик СА целиком (или, во всяком случае, в зна
    чительной мере) определяет его динамику - реакцию на возму
    щение в процессе посадки. Следовательно, задача теоретичес

кого анализа заключается в выборе математического аппарата, способного выявить эту зависимость на языке, понятном раз

    работчику. Такой аппарат существует, и он опирается на из
    вестные термины "управляемость", "наблюдаемость", "стабили
    зируемость", характеризующие именно свойства СА как объекта
    - 5
    управления в процессе регулирования.
    Этот аппарат дает возможность детально изучить зависи

мость "качества" конструктивно-компоновочной схемы СА от его проектных параметров и в конечном счете дать необходи

    мые рекомендации по доработке компоновки объекта либо обос
    новать направление дальнейших доработок.
    Обычно для стабилизации СА кроме изменения компоновки
    объекта используют также демпферы колебаний топлива, наст
    ройку системы стабилизации и изменение ее структуры.
    Итак, применительно к рассматриваемой задаче на этапе

эскизного проектирования инженеру приходится решать целый комплекс задач по качественному анализу проблемы устойчи

вости в условиях относительной неопределенности в отношении целого ряда параметров. Поскольку рекомендации разработчика должны быть вполне определенными, то единственный выход

    работать с математической моделью СА в режиме диалога "ин
    женер - ЭВМ".
    Рассмотрим другой круг задач проектирования - моделиро
    вание процессов ударного взаимодействия посадочного аппара
    та с поверхностью планеты.
    Многие достижения отечественной и зарубежной космонав

тики были связаны с применением посадочных аппаратов (ПА) для непосредственного, контактного, исследования Луны и планет Солнечной системы. Использование ПА потребовало раз

- 6

работки новых теоретических и экспериментальных методов исследований, так как этап посадки, характеризуемый значи

тельными (по сравнению с другими этапами) действующими наг
рузками, аппаратурными перегрузками и возможностью опроки

дывания аппарата, является критическим для всей экспедиции. такие характеристики процесса посадки объясняются большой энергией, накопленной ПА к моменту посадки, и совокупностью многих неблагоприятных случайных действующих факторов: рельефом и физико-механическими характеристиками места по

    садки, начальными характеристиками и ориентацией СА, упру
    гостью его конструкции и др.
    Очевидно, что в таких условиях полная оценка надежнос
    ти всего этапа посадки возможна лишь при глубоком и всесто
    роннем аналитическом исследовании характеристик ПА, завися

щем от наличия математических моделей процесса и расчетных (или расчетно-экспериментальных) методов организации расче

    тов.
    С точки зрения численного решения задача посадки, при
    учете всех сторон процесса, характеризуется большим потреб
    ным машинным временем расчета для одной посадочной ситуа

ции(до 10 с при быстродействии ЭВМ примерно 10 операций в 1 с), большим количеством возможных посадочных ситуаций, ог

раничениями на шаг интегрирования уравнений движения СА (резкое изменение величин действующих усилий может вызвать

    - 7
    вычислительную неустойчивость алгоритма). При параметричес
    ком исследовании характеристик СА, в ряде случаев проводи

мом автоматизированно, возможно появление так называемых "окон неустойчивости", где расчет динамики аппарата нецеле

сообразен и где используется диалоговый режим работы ЭВМ для исключения из рассмотрения ряда посадочных ситуаций.

    При многих инженерных расчетах, ставящих целью выбор
    оптимального ПА, а также при качественной оценке его харак
    теристик, наиболее разумно использовать упрощенные матема
    тические модели процесса (например, модель посадки на ров

ную абсолютно жесткую площадку). Потребное машинное время при этом невелико (до десятка минут) и может быть еще уменьшено за счет применения оптимальных методов и шагов интегрирования уравнений движения ПА.

При проектировании ПА многократно возникает необходи
мость оценки влияния незначительных конструктивных измене

ний на характеристики процесса или оперативной обработки результатов испытаний в найденных заранее расчетных случа

ях (критических ситуациях) посадки.
При проведении таких расчетных работ, доля которых в

общем объеме велика, наиболее выгодно использовать ПЭВМ, обладающие такими (по сравнению с ЭВМ) преимуществами, как доступность и оперативность. Применение ЭВМ в таких случаях нерентабельно, так как в силу их большого быстродействия,

- 8
значительная часть дорогостоящего машинного времени расхо

дуется уже не на расчет, а на подготовительные операции при вводе-выводе информации или изменении начальных условий процесса. Применение ПЭВМ выгодно также при отладке сложных программ контактной динамики, предназначенных для серийных расчетов на больших ЭВМ. Время отладки таких программ, в силу их объема и структуры, зачастую превышает время их на

писания, а оперативная и постоянная отладка программ на ЭВМ в диалоговом режиме работы нежелательна из-за большого вре

    мени их компиляции и неэкономичного режима работы ЭВМ.
    Так как в настоящее время не происходит значительного
    усложнения структуры моделей процесса посадки, то одновре

менное увеличение быстродействия ПЭВМ вызывает широкое внедрение последних в расчетную инженерную практику.

ТИПИЧНЫЕ СХЕМЫ СПУСКА.
Посадка космических аппаратов на поверхность безатмос

ферной планеты (например, Луны) обычно производится по схеме полета, предусматривающей предварительный перевод КА на планетоцентрическую орбиту ожидания (окололунную орбиту). Перспективность и преимущество такой схемы посадки опреде

ляются следующими обстоятельствами: свобода в выборе места посадки; возможность проверки системы управления непосредс

- 9

твенно перед спуском; возможность уменьшения массы СА, так как часть массы можно оставить на орбите ожидания (напри

мер, топливо или прочный термозащитный отсек для посадки на Землю при возвращении).

После проведения на промежуточной орбите необходимых
операций подготовки к спуску включается тормозной двига

тель, и спускаемый аппарат переводится с орбиты ожидания на переходную орбиту - эллипс траектории спуска (рис. 1) с пе

рицентром вблизи предполагаемого места посадки. В опреде

ленной точке переходной орбиты вновь включается двигатель и начинается участок основного торможения, на котором решается задача эффективного гашения горизонтальной составляющей вектора скорости СА.

Управление на этом участке производится по программе,

обеспечивающей заданные значения координат в конце участка при минимальном расходе топлива; информация при этом посту

    пает с инерциальных датчиков.
    Заданные конечные значения координат определяют вид но
    минальной траектории спуска на последующем участке конечно
    го спуска ("прецизионном" участке); спуск может осущест
    вляться по вертикальной или наклонной траектории.
    Типичные траектории полета на основном участке основ
    ного торможения представлены на рис. 2. Кривая 1 заканчива
    ется наклонной траекторией конечного спуска, кривая 2
    - 10

вертикальной траекторией. Стрелками показаны направления вектора тяги ракетного двигателя, совпадающие с продольной осью СА. На рис. 3 представлена (в увеличенном масштабе) наклонная траектория полета на участке (А, О) конечного спуска.

    На участке конечного спуска, измерение фазовых коорди
    нат объекта производится радиолокационным дальномером и из
    мерителем скорости (доплеровским локатором).
    К началу этого участка могут накопиться значительные
    отклонения (от программных значений) координат, характери

зующих процесс спуска. Причиной этого являются случайные погрешности определения параметров орбиты ожидания, погреш

ность отработки тормозного импульса, недостоверность сведе

ний о гравитационном поле планеты, закладываемых в расчет траектории спуска.

Кроме того, полет на всех участках подвержен действию

случайных возмущений - неопределенности величины массы СА, отклонения от номинала тяги тормозного двигателя и т. д. Все это в сочетании с неточностью априорного знания рельефа по

верхности в районе посадки, делает необходимым терминальное управление мягкой посадкой. В качестве исходной информации используются результаты измерения высоты и скорости сниже

ния. Система управления мягкой посадкой должна обеспечить заданную точность посадки при минимальных затратах топлива.

- 11
На завершающем участке спуска (см. рис. 3) - "верньер

ном" участке (В, О) происходит обычно вертикальный полет СА с глубоким дросселированием тяги тормозного двигателя. Верньерный участок вводится для того, чтобы повысить конеч

ную точность посадки, так как влияние погрешностей опреде
ления параметров траектории на точность посадки СА снижает

ся при уменьшении величины отрицательного ускорения. Кроме того, если тяга непосредственно перед посадкой мала, то уменьшается возможность выброса породы под действием газо

    вой струи и уменьшается опрокидывающее воздейсвие на СА от
    раженной от поверхности планеты реактивной струи.
    ЗАДАЧИ, РЕШАЕМЫЕ СИСТЕМОЙ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ СА.
    Таким образом, основное назначение системы управления

полетом СА - компенсация возмущений, возникающих в полете или являющихся результатом неточности выведения СА на орби

ту ожидания. СА стартует обычно с орбиты ожидания, поэтому задачи управления естественно разделить на следующие груп

    пы:
    1. управление на участке предварительного торможения;
    2. управление на пассивном участке;
    3. управление на участке основного торможения;
    - 12
    4. управление на "верньерном" участке;
    Более удобна классификация задач по функциональному
    назначению (рис. 4).
    Основной навигационной задачей является (рис. 5) изме

рение навигационных параметров и определение по ним текущих кинематических параметров движения (координат и скорости), характеризующих возмущенную траекторию (орбиту) движения СА. В задачу наведения входит определение потребных управ

ляющих воздействий, которые обеспечивают приведение СА в заданную точку пространсва с заданной скоростью и в требуе

мый момент времени, с учетом текущих кинематическихпарамет

ров движения, определенных с помощью решения навигационной задачи, заданных ограничений и характеристик объекта управ

    ления.
    Задачу управления можно проиллюстрировать примером
    алгоритмом управления мягкой посадкой СА на Луну. Структур

ная схема соответствующей системы управления представлена на рис. 6

Радиодальномер измеряет расстояние r до лунной поверх

ностивдоль определенного направления, обычно совпадающего с направлением продольной оси СА. Доплеровский локатор дает информацию о текущем векторе скорости снижения V, инерци

    альные датчики измеряют вектор Q углового положения СА, а
    - 13
    также вектор кажущегося ускорения V.
    Результаты измерений поступают на выход управляющего
    устройства, в котором составляются оценки координат, харак
    теризующих процесс спуска (в частности, высоты СА над по

верхностью Луны), и формируются на их основе управляющие сигналы U , U , U , обеспечивающие терминальное управление мягкой посадкой (O - связанная система координат СА). При этом U , U задают ориентацию продольной оси СА (и, следова

    тельно, тяги двигателя) и используюся как уставки для рабо
    ты системы стабилизации, а управляющий сигнал U задает те
    кущее значение тяги тормозного двигателя.
    В результате обработки сигналов U , U , U , тормозным

двигателем и системой стабилизации полет СА корректируется таким образом, чтобы обеспечить выполнение заданных терми

нальных условий мягкой посадки. Конечная точность поссадки считается удовлетворительной, если величина вертикальной составляющей скорости в момент контакта с поверхностью пла

неты не вызывает допустимой деформации конструкции СА, а горизонтальная составляющая скорости не приводит к опроки

    дыванию аппарата.
    Задачи ориентации и стабилизации как задачи управления
    СА относительно центра масс формулируется следующим обра
    зом:
    1. совмещение осей спускаемого аппарата (или одной оси) с
    - 14

осями (или осью) некоторой системы координат, называемой базовой системой отсчета, движение которой в пространстве известно (задача ориентации);

    2. устранение неизбежно возникающих в полете малых угло
    вых отклонений осей космического аппарата от соответствую
    щих осей базовой системы отсчета (задача стабилизации).
    Заметим, что весь полет СА разбивается, по существу,

на два участка: активный (при работе маршевого двигателя); пассивный (при действии на СА только сил гравитационного характера).

Решения перечисленных задач (навигации и наведения,

ориентации и стабилизации) на активных и пассивных участках имеют свою специфику.

Например, процесс управления полетом на пассивных
участках характеризуется , как правило, относительной мед

ленностью и большой дискретностью приложения управляющих воздействий.

Совершенно иным является процесс управления полетом на
активном участке, например, при посадке на Луну. Непрерыв

но, начиная с момента включения тормозного двигателя, на борту решается навигационная задача: определяются текущие координаты СА и прогнозируются кинематические параметры движения на момент выключения двигателя.

Так же непрерывно вычисляются и реализуются необходи
- 15

мые управляющие воздействия (момент силы) в продольной и поперечной плоскости наведения. Процесс управления на этом этапе характеризуется большой динамичностью и, как правило, непрерывностью. В некоторых случаях задача наведения может решаться дискретно, причем интервал квантования по времени определяется требованиями к динамике и точности наведения.

Для решения перечисленных задач система управления по
летом СА последовательно (или параллельно) работает в режи

мах ориентации, стабилизации, навигации и наведения. Приборы и устройства, обеспечивающие выполнение того или иного режима управления и составляющие часть всего аппара

    турного комплекса системы управления, обычно называют сис
    темами навигакции, наведения, ориентации и стабилизации.
    Наиболее часто на практике системы, управляющие движе

нием центра масс космического корабля, называют системами навигации и наведения, а системы, управляющие движением космического корабля относительно центра масс, - системами ориентации и стабилизации.

    КОМПОНОВОЧНАЯ СХЕМА И УСТОЙЧИВОСТЬ СА.
    Устойчивость - важнейшее свойство, которым должен об
    ладать СА во время всех эволюций при посадке на планету.
    Проблема обеспечения устойчивости, как известно, общая
    - 16

проблема для всех движущихся объектов, в каждом конкретном случае решаемая, однако, по-разному. И в данном случае, применительно к СА, она также имеет свою специфику.

Дело в том, что жидкое топливо, питающее ракетный дви
гатель во время его работы, колеблется (в силу наличия слу

чайных возмущений). Воздействуя на корпус СА, эти колебания порождают колебания СА в целом.

Чувствительные элементы(гироскопы) реагируют на коле

бания корпуса и включают, в свою очередь соответствующие исполнительные органы (рули), тем самым формируя замкнутую

    колебательную систему спускаемый аппарат - автомат стабили
    зации (СА - АС).
    При определенных условиях, в значительной степени за

висящих от " совершенства" компоновки СА, могут возникнуть нарастающие колебания корпуса СА, приводящие в конечном счете к его разрушению.

Характерным здесь является то, что корни неустойчивос

ти лежат именно в особенностях компоновочной схемы СА, что влечет за собой необходимость самого тщательного исследова

ния этих особенностей (рис. 7).
Использование жидкостного ракетного двигателя для

обеспечения мягкой посадки СА порождает, как видно, ряд проблем, связанных с обеспечением его устойчивости.

    Займемся одной из них, а именно - исследованием роли
    - 17
    конструктивных параметров компоновочной схемы СА в формиро
    вании динамических свойств СА как управляемой системы.
    Управление СА относительно центра масс в плоскостях

тангажа и рыскания осуществляется специальным автоматом стабилизации путем создания управляющих моментов при целе

направленном включении управляющих двигателей. Возможны и другие схемы управления, например, путем перераспределения тяг управляющих двигателей или отклонения маршевого двига

теля (газового руля).
Что касается топливных баков, то они обычно выполняют

ся в виде тонкостенных оболочек различной геометрической конфигурации (обычно осесимметричной) и размещены внутри СА.

    Какими параметрами желательно характеризовать ту или
    иную компоновочную схему с тем, чтобы формализовать даль
    нейший анализ? С точки зрения динамики представляют инте

рес те, которые в первую очередь характеризуют: форму и расположение топливных баков; положение центра масс СА; по

ложение и тип управляющих органов; соотношение плотностей компонентов топлива; "удлинение" (т. е. отношение высоты к диаметру) СА.

Будем предполагать, что траектория посадки СА выбрана

(и является оптимальной в том или ином смысле). Есть также (или формируется в процессе полета) программа работы марше

- 18

вого двигателя. Все это однозначно определяет упомянутые выше параметры компоновочной схемы СА в каждый момент вре

    мени активного участка.
    Этих предположений достаточно для формализации обсуж
    даемой проблемы - исследования влияния особенностей компо
    новки СА на его устойчивость.
    Однако задача стабилизации СА при посадке на планеты,
    лишенные атмосферы, включающая в себя анализ динамики объ
    екта, исследование причины неустойчивости и методов ее

устранения, не допускает полной формализации и требует прив лечения диалоговой технологии исследования.

Для построения такой технологии необходимо начать с

анализа основных факторов, определяющих в конечном счете структуру диалога "человек - ЭВМ", а именно: особенностей СА как механической системы; особенностей его математичес

ких моделей; своеобразия методов исследования этих моделей. Спускаемый аппарат как механическая система представ

ляет собой тонкостенную (частично ферменную) конструкцию, снабженную тормозным устройством - жидкостным ракетным дви

    гателем - и необходимой системой стабилизации.
    Важной особенностью компоновочной схемы СА является
    наличие в конструкции топливных отсеков (с горючим и окис
    лителем) различной геометрической конфигурации.
    Стабилизация СА относительно центра масс осуществляет
    - 19
    ся специальным автоматом стабилизации путем создания управ

ляющих моментов за счет отклонения управляющих двигателей, маршевого двигателя или газовых рулей.

    В процессе движения СА жидкость в отсеках колеблется,
    корпус аппарата испытывает упругие деформации, все это по
    рождает колебания объекта в целом.
    Чувствительные элементы (гироскопы) и исполнительные

элементы (рули) замыкают колебательную систему спускаемый аппарат - автомат стабилизации и рождают весь комплекс воп

    росов, связанный с обеспечением устойчивости системы в це
    лом.
    Движение СА мы представляем себе как "возмущенное"
    движение, наложенное на программную траекторию. Термин "ус

тойчивость" относится именно к этому возмущенному движению. Уместно заметить, что выбор модели представляет собой

    хороший пример неформализуемой процедуры: без участия
    разработчика он в принципе невозможен.
    Какими соображениями руководствуется инженер при выбо
    ре моделей?
    Прежде всего ясно, что не имеет смысла перегружать
    расчетную модель различными подробностями, делая ее неоп
    равданно сложной. Поэтому представляются разумными следую
    щие соображения.
    Для анализа запасов статистической устойчивости объек
    - 20
    та можно ограничиться моделью твердого жесткого тела.
    При выборе же характеристик устройств, ограничивающих

подвижность жидкости в отсеках, необходимо уже учитывать волновые движения на свободной поверхности жидкости как ис

    точник возмущающих моментов.
    Выбор рационального размещения датчиков системы стаби
    лизации объекта приходится делать с учетом упругости.
    Некоторые методы, используемые при анализе процессов
    стабилизации, связаны с анализом динамических свойств объ
    екта в некоторый фиксированный момент времени. Для получе

ния интегральных характеристик объекта в течение небольшого интервала времени или на всем исследуемом участке использу

ются геометрические методы, связанные с построением в пространстве областей устойчивости, стабилизируемости спе

циальным образом выбранных параметров (как безразмерных, так и размерных). Эти методы также позволяют длать ответ на вопрос, насколько велик запас устойчивости или стабилизиру

    емости, и помогают выяснить причины возникновения неустой
    чивости.
    Существует еще группа методов обеспечения устойчивости
    СА, включающая в себя:
    1) рациональный выбор структуры и параметров автомата
    стабилизации ;
    2) демпфирование колебаний жидкости в отсеках с по
    - 21
    мощью установки специальных устройств;
    3) рациональный выбор компоновочной схемы объекта (пе

рекомпоновка), с одновременной настройкой параметров АС или с принципиальным изменением его структуры.

Обратимся теперь собственно к термину "технология ре

шения" проблемы. Под этим термином мы будем понимать набор комплексов отдельных подзадач, на которые разбивается об

суждаемоая задача, математических методов и соответствующих технических средств для их реализации, процедур, регламен

тирующих порядок использования этих средств и обеспечивающих решение задачи в целом.

Конечной целью проектных разработок по динамике СА яв

ляется обеспечение его устойчивости на участке посадки. Этой задаче подчинены все другие, в том числе и задача ана

лиза структурных свойств СА как объекта регулирования (по управляемости, наблюдаемости, стабилизируемости).

Так как устойчивость - это то, что в конечном счете

интересует разработчиков (и заказчиков), то с этой задачи (в плане предварительной оценки) приходится начинать в про

    цессе исследования, ею же приходится и завершать все разра
    ботки при окончательной доводке параметров системы стабили
    зации. При этом меняется лишь глубина проработки этого воп
    роса: на первом этапе используются сравнительно грубые мо
    дели как объекта регулирования, так и регулятора. На конеч
    - 22

ном этапе, после того как проведен комплекс исследований, проводится детальный анализ устойчивости и качества процес

    сов регулирования объекта.
    Итак, следует руководствоваться следующим принципом:
    занимаясь анализом динамики объекта, начав с оценки устой

чивости, время от времени надо возвращаться к ней, проверяя все идеи и рекомендации, полученные в процессе анализа на замкнутой системе объект - регулятор, используя (по обста

    новке) грубые или уточненные модели как объекта, так и ре
    гулятора.
    Этот принцип и лежит в основе комплекса процедур, рег

ламентирующих порядок использования моделей СА, методов анализа этих моделей, обеспечивающих решение задачи устой

    чивости СА в целом.
    ЛИТЕРАТУРА
    1. "Проектирование спускаемых автоматических
    космических аппаратов" под редакцией члена
    корреспондента АН СССР В. М. Ковтуненко. М. :
    Машиностроение, 1985.
    2. Баженов В. И. , Осин М. С. Посадка космических
    аппаратов на планеты. М. : Машиностроение, 1978.
    _


РЕФЕРАТЫ