Реферат: Спуск и посадка космических аппаратов на планете без атмосферы

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                 МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙТЕХНИЧЕСКИЙ

<span Courier New"">                         УНИВЕРСИТЕТ им.БАУМАНА

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                       АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ  ФАКУЛЬТЕТ

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                                РЕФЕРАТ

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                СПУСК И ПОСАДКА КОСМИЧЕСКИХАППАРАТОВ (КА)

<span Courier New"">                       НА ПЛАНЕТЫ БЕЗ АТМОСФЕРЫ

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                 Научный  руководитель: Никитенко В.И.

<span Courier New"">

<span Courier New"">                 Студент группы АК4-21:Файнштейн И.А.

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                            Москва   1994

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">           Изучение Солнечной  системы с   помощью   космических

<span Courier New"">      аппаратов вносит большой вклад в развитиеестественных наук.

<span Courier New"">           Большое внимание к Солнцуопределяется вечно живущим в

<span Courier New"">      человеке желанием понять, как устроенмир, в котором он жи-

<span Courier New"">      вет. Но если раньше человек могтолько  наблюдать  движение

<span Courier New"">      небесных тел  и изучать  на расстоянии некоторые(зачастую

<span Courier New"">      малопонятные) их свойства, то сейчаснаучно-техническая ре-

<span Courier New"">      волюция дала  возможность достичь ряда небесных тел Солнеч-

<span Courier New"">      ной Системы и провести наблюдения и дажеактивные  экспери-

<span Courier New"">      менты с близкого расстояния в ихатмосферах и на поверхнос-

<span Courier New"">      тях. Эта возможность детального изучения«на месте» изменя-

<span Courier New"">      ет саму методологию изучения небесныхтел, которая уже сей-

<span Courier New"">      час широко использует арсенал средств иподходов, применяе-

<span Courier New"">      мых в комплексе наук о Земле. На стыкепланетной астрофизи-

<span Courier New"">      ки и геологии идет формирование новойветви научного знания

<span Courier New"">      — сравнительной  планетологии. Параллельно на базе законов

<span Courier New"">      электродинамики, атомной физики и физикиплазмы идет форми-

<span Courier New"">      рование другого подхода к изучениюСолнечной системы — кос-

<span Courier New"">      мической физики. Все это требует развитияметодов и средств

<span Courier New"">      космических исследований,  т.е. разработки, проектирования,

<span Courier New"">      изготовления и запуска космическихаппаратов.

<span Courier New"">           Главное требование,  предъявляемое к КА,- это его на-

<span Courier New";mso-fareast-font-family: Calibri;mso-fareast-theme-font:minor-latin;mso-ansi-language:RU;mso-fareast-language: EN-US;mso-bidi-language:AR-SA">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                                 — 2 -

<span Courier New"">      дежность. Основными задачами спускаемыхи  посадочных  (ПА)

<span Courier New"">      аппаратов являются  торможение и  сближение с поверхностью

<span Courier New"">      планеты, посадка, работа на поверхности,иногда взлет с по-

<span Courier New"">      верхности для доставки возвращаемогоаппарата на землю. Для

<span Courier New"">      обеспечения надежного решения всех этихзадач при  проекти-

<span Courier New"">      ровании СА и ПА необходимо учитыватьусловия в окрестностях

<span Courier New"">      и на поверхности изучаемого тела:  ускорение свободного па-

<span Courier New"">      дения, наличие или отсутствиеатмосферы,  а также ее свойс-

<span Courier New"">      тва, характеристики рельефа и материалаповерхности и т.д.

<span Courier New"">      Все эти параметры  предъявляют  определенные требования к

<span Courier New"">      конструкции спускаемого аппарата.

<span Courier New"">           Спуск является очень важным этапомкосмического полета,

<span Courier New"">      так как только успешное его выполнениепозволит решить пос-

<span Courier New"">      тавленные задачи.  При разработке  СА и ПА принимаютсядве

<span Courier New"">      принципиально различные схемы спуска:

<span Courier New"">           с использованием   аэродинамического  торможения (для

<span Courier New"">      планет, имеющих атмосферу);

<span Courier New"">           с использованием  тормозного ракетного двигателя (для

<span Courier New"">      планет и других небесных тел, не имеющихатмосферы).

<span Courier New"">           Участок прохождения  плотных слоев атмосферы является

<span Courier New"">      решающим, так как именно здесь САиспытывают  наиболее  ин-

<span Courier New"">      тенсивные воздействия,  определяющие основные  технические

<span Courier New"">      решения и основные требования к выборувсей схемы полета.

<span Courier New"">           Отметим наиболее трудоемкие исложные задачи ,  решае-

<span Courier New";mso-fareast-font-family: Calibri;mso-fareast-theme-font:minor-latin;mso-ansi-language:RU;mso-fareast-language: EN-US;mso-bidi-language:AR-SA">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                                 — 3 -

<span Courier New"">      мыепри проектировании СА:

<span Courier New"">           исследование проблем  баллистического  и планирующего

<span Courier New"">      спусков в атмосфере;

<span Courier New"">           исследование динамики и устойчивостидвижения при раз-

<span Courier New"">      личных режимах полета с учетомнелинейности  аэродинамичес-

<span Courier New"">      ких характеристик ;

<span Courier New"">           разработка систем торможения с  учетом задач  научных

<span Courier New"">      измерений в определенных слоях атмосферы,особенностей ком-

<span Courier New"">      поновки спускаемого аппарата,  его параметров  движения  и

<span Courier New"">      траектории.

<span Courier New"">           Что касается спуска  на планеты,  лишенные  атмосферы

<span Courier New"">      (классическим примером здесь являетсяЛуна), то в этом слу-

<span Courier New"">      чае единственной возможностьюявляется  использование  тор-

<span Courier New"">      мозного двигателя,  чаще всего жидкостного (ЖРД).  Эта осо-

<span Courier New"">      бенность порождает дополнительные (кромечисто баллистичес-

<span Courier New"">      ких) проблемы,  связанные с управлением и стабилизацией СА

<span Courier New"">      на так называемых активных участках — участках  работы  ра-

<span Courier New"">      кетного двигателя.

<span Courier New"">           Рассмотрим более подробно некоторыеиз  этих проблем.

<span Courier New"">      Корни проблемы  устойчивости СА на активном участке лежат в

<span Courier New"">      существовании обратной связи между  колебаниями топлива  в

<span Courier New"">      баках, корпуса  СА и  колебаниями  исполнительных органов

<span Courier New"">      системы стабилизации.

<span Courier New"">           Колебания свободной  поверхности топлива,  воздействуя

<span Courier New";mso-fareast-font-family: Calibri;mso-fareast-theme-font:minor-latin;mso-ansi-language:RU;mso-fareast-language: EN-US;mso-bidi-language:AR-SA">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                                 — 4 -

<span Courier New"">      на корпус СА,  вызывают его  поворот  относительно центра

<span Courier New"">      масс, что воспринимается  чувствительнымэлементом системы

<span Courier New"">      стабилизации, который, в свою очередь,вырабатывает команд-

<span Courier New"">      ный сигнал для исполнительных органов.

<span Courier New"">           Задача заключается в том,  чтобы колебания  замкнутой

<span Courier New"">      системы объект  - система стабилизации сделать устойчивыми

<span Courier New"">      (если нельзя их исключить вовсе). Заметим,что острота этой

<span Courier New"">      проблемы зависит от совершенствакомпоновочной схемы СА,  а

<span Courier New"">      также от структуры и параметров автоматастабилизации (АС).

<span Courier New"">           Желательно, конечно, этот комплексвопросов решить уже

<span Courier New"">      на стадии эскизного проектирования СА.Трудность здесь, од-

<span Courier New"">      нако, в том, что на этом этапепрактически нет информации о

<span Courier New"">      системе стабилизации  объекта, в  лучшем  случае известна

<span Courier New"">      структура автомата  стабилизации. Поэтому проводить анализ

<span Courier New"">      устойчивости СА на данном этапеневозможно.

<span Courier New"">           В то же время ясно, что полностьюсформированный конс-

<span Courier New"">      труктивный облик СА целиком (или,  во всяком случае, в зна-

<span Courier New"">      чительной мере) определяет его динамику — реакцию на возму-

<span Courier New"">      щение в процессе посадки. Следовательно,задача теоретичес-

<span Courier New"">      кого анализа заключается в выборематематического аппарата,

<span Courier New"">      способного выявить эту зависимость наязыке,  понятном раз-

<span Courier New"">      работчику. Такой аппарат существует,  и он опирается на из-

<span Courier New"">      вестные термины«управляемость», «наблюдаемость», «стабили-

<span Courier New»">      зируемость", характеризующие именносвойства СА как объекта

<span Courier New";mso-fareast-font-family: Calibri;mso-fareast-theme-font:minor-latin;mso-ansi-language:RU;mso-fareast-language: EN-US;mso-bidi-language:AR-SA">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                                 — 5 -

<span Courier New"">      управления в процессе регулирования.

<span Courier New"">           Этот аппарат дает возможность детальноизучить зависи-

<span Courier New"">      мость «качества»конструктивно-компоновочной  схемы  СА  от

<span Courier New"">      его проектных  параметров и в конечном счете дать необходи-

<span Courier New"">      мые рекомендации по доработке компоновкиобъекта либо обос-

<span Courier New"">      новать направление дальнейших доработок.

<span Courier New"">           Обычно для стабилизации СА кромеизменения  компоновки

<span Courier New"">      объекта используют также демпферыколебаний топлива,  наст-

<span Courier New"">      ройку системы стабилизации и изменение ееструктуры.

<span Courier New"">           Итак, применительно  к рассматриваемой задаче на этапе

<span Courier New"">      эскизного проектирования инженеруприходится  решать  целый

<span Courier New"">      комплекс задач  по качественному анализу проблемы устойчи-

<span Courier New"">      вости в условиях относительнойнеопределенности в отношении

<span Courier New"">      целого ряда параметров. Посколькурекомендации разработчика

<span Courier New"">      должны быть вполне определенными, то  единственный выход  -

<span Courier New"">      работать с  математической моделью СА в режиме диалога«ин-

<span Courier New»">      женер — ЭВМ".

<span Courier New"">           Рассмотрим другой  круг задач проектирования — моделиро-

<span Courier New"">      вание процессов ударного взаимодействияпосадочного аппара-

<span Courier New"">      та с поверхностью планеты.

<span Courier New"">           Многие достижения отечественной изарубежной космонав-

<span Courier New"">      тики были связаны  с применением посадочныхаппаратов (ПА)

<span Courier New"">      для непосредственного,  контактного, исследования  Луны  и

<span Courier New"">      планет Солнечной системы. ИспользованиеПА потребовало раз-

<span Courier New";mso-fareast-font-family: Calibri;mso-fareast-theme-font:minor-latin;mso-ansi-language:RU;mso-fareast-language: EN-US;mso-bidi-language:AR-SA">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                                 — 6 -

<span Courier New"">      работки новых  теоретических и  экспериментальных  методов

<span Courier New"">      исследований, так как этап посадки,  характеризуемый значи-

<span Courier New"">      тельными (по сравнению с другими этапами)действующими наг-

<span Courier New"">      рузками, аппаратурными  перегрузками и возможностью опроки-

<span Courier New"">      дывания аппарата, является критическим длявсей  экспедиции.

<span Courier New"">      такие характеристики  процесса посадки объясняются большой

<span Courier New"">      энергией, накопленной ПА к моментупосадки, и совокупностью

<span Courier New"">      многих неблагоприятных   случайных  действующих  факторов:

<span Courier New"">      рельефом и физико-механическимихарактеристиками места  по-

<span Courier New"">      садки, начальными характеристиками иориентацией СА,  упру-

<span Courier New"">      гостью его конструкции и др.

<span Courier New"">           Очевидно, что в таких условияхполная оценка надежнос-

<span Courier New"">      ти всего этапа посадки возможна лишь приглубоком и всесто-

<span Courier New"">      роннем аналитическом исследованиихарактеристик ПА, завися-

<span Courier New"">      щем от наличия математических моделейпроцесса и  расчетных

<span Courier New"">      (или расчетно-экспериментальных) методоворганизации расче-

<span Courier New"">      тов.

<span Courier New"">           С точки зрения численного решениязадача посадки,  при

<span Courier New"">      учете всех сторон процесса,характеризуется большим потреб-

<span Courier New"">      ным машинным  временем расчета для одной посадочной ситуа-

<span Courier New"">      ции(до 10 с при быстродействии ЭВМпримерно 10 операций в 1

<span Courier New"">      с), большим количеством возможныхпосадочных ситуаций,  ог-

<span Courier New"">      раничениями на шаг  интегрирования  уравнений движения  СА

<span Courier New"">      (резкое изменение  величин действующих усилий может вызвать

<span Courier New";mso-fareast-font-family: Calibri;mso-fareast-theme-font:minor-latin;mso-ansi-language:RU;mso-fareast-language: EN-US;mso-bidi-language:AR-SA">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                                 — 7 -

<span Courier New"">      вычислительную неустойчивость алгоритма).При параметричес-

<span Courier New"">      ком исследовании характеристик СА,  в ряде случаев проводи-

<span Courier New"">      мом автоматизированно,  возможно появление  так называемых

<span Courier New"">      «окон неустойчивости», гдерасчет динамики аппарата нецеле-

<span Courier New"">      сообразен и где используетсядиалоговый  режим  работы ЭВМ

<span Courier New"">      для исключения из рассмотрения рядапосадочных ситуаций.

<span Courier New"">           При многих инженерных расчетах,  ставящих целью  выбор

<span Courier New"">      оптимального ПА, а также при качественнойоценке его харак-

<span Courier New"">      теристик, наиболее разумно использоватьупрощенные  матема-

<span Courier New"">      тические модели процесса (например,  модель посадки на ров-

<span Courier New"">      ную абсолютно жесткую площадку).  Потребное машинное  время

<span Courier New"">      при этом невелико  (до  десятка минут)  и  может быть еще

<span Courier New"">      уменьшено за счет примененияоптимальных  методов  и шагов

<span Courier New"">      интегрирования уравнений движения ПА.

<span Courier New"">           При проектировании ПА многократновозникает  необходи-

<span Courier New"">      мость оценки  влияния незначительных конструктивных измене-

<span Courier New"">      ний на характеристики процесса  или оперативной  обработки

<span Courier New"">      результатов испытаний  в найденных заранее расчетных случа-

<span Courier New"">      ях (критических ситуациях) посадки.

<span Courier New"">           При проведении  таких расчетных работ,  доля которых в

<span Courier New"">      общем объеме велика,  наиболее выгодно  использовать ПЭВМ,

<span Courier New"">      обладающие такими (по сравнению с ЭВМ)преимуществами,  как

<span Courier New"">      доступность и оперативность. ПрименениеЭВМ в таких случаях

<span Courier New"">      нерентабельно, так  как  всилу их большого быстродействия,

<span Courier New";mso-fareast-font-family: Calibri;mso-fareast-theme-font:minor-latin;mso-ansi-language:RU;mso-fareast-language: EN-US;mso-bidi-language:AR-SA">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                                  — 8 -

<span Courier New"">      значительная часть дорогостоящегомашинного времени  расхо-

<span Courier New"">      дуется уже не на расчет, а наподготовительные операции при

<span Courier New"">      вводе-выводе информации  или изменении  начальных  условий

<span Courier New"">      процесса. Применение ПЭВМ выгодно такжепри отладке сложных

<span Courier New"">      программ контактной динамики,  предназначенных для серийных

<span Courier New"">      расчетов на  больших ЭВМ. Время отладки таких программ,  в

<span Courier New"">      силу их объема и структуры, зачастуюпревышает время их на-

<span Courier New"">      писания, а оперативная и постояннаяотладка программ на ЭВМ

<span Courier New"">      в диалоговом режиме работы нежелательнаиз-за большого вре-

<span Courier New"">      мени их компиляции и неэкономичногорежима работы ЭВМ.

<span Courier New"">           Так как в настоящее время непроисходит  значительного

<span Courier New"">     усложнения структуры моделей процесса посадки,  то одновре-

<span Courier New"">      менное увеличение  быстродействия  ПЭВМ вызывает   широкое

<span Courier New"">      внедрение последних в расчетнуюинженерную практику.

<span Courier New"">

<span Courier New"">                     ТИПИЧНЫЕ СХЕМЫ СПУСКА.

<span Courier New"">

<span Courier New"">           Посадка космических аппаратов наповерхность безатмос-

<span Courier New"">      ферной планеты (например, Луны) обычнопроизводится по схеме

<span Courier New"">      полета, предусматривающей  предварительный  перевод КА  на

<span Courier New"">      планетоцентрическую орбиту ожидания  (окололунную орбиту).

<span Courier New"">      Перспективность и  преимущество такой схемы посадки опреде-

<span Courier New"">      ляются следующими обстоятельствами:  свобода в выборе места

<span Courier New"">      посадки; возможность проверки системыуправления непосредс-

<span Courier New";mso-fareast-font-family: Calibri;mso-fareast-theme-font:minor-latin;mso-ansi-language:RU;mso-fareast-language: EN-US;mso-bidi-language:AR-SA">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                                 — 9 -

<span Courier New"">      твенно перед спуском;  возможность уменьшения массы СА, так

<span Courier New"">      как часть массы  можно оставить на орбитеожидания (напри-

<span Courier New"">      мер, топливо или прочный термозащитныйотсек для посадки на

<span Courier New"">      Землю при возвращении).

<span Courier New"">           После проведения на промежуточной  орбите необходимых

<span Courier New"">      операций подготовки  к спуску  включается тормознойдвига-

<span Courier New"">      тель, и спускаемый аппарат переводится сорбиты ожидания на

<span Courier New"">      переходную орбиту  — эллипс траектории спуска (рис.1) с пе-

<span Courier New"">      рицентром вблизи предполагаемого местапосадки.  В  опреде-

<span Courier New"">      ленной точке переходной орбиты вновьвключается двигатель и

<span Courier New"">      начинается участок основноготорможения, на котором решается

<span Courier New"">      задача эффективного   гашения горизонтальной  составляющей

<span Courier New"">      вектора скорости СА.

<span Courier New"">           Управление на  этом участке производится по программе,

<span Courier New"">      обеспечивающей заданные значениякоординат в конце  участка

<span Courier New"">      при минимальном расходе топлива;информация при этом посту-

<span Courier New"">      пает с инерциальных датчиков.

<span Courier New"">           Заданные конечные значения координатопределяют вид но-

<span Courier New"">      минальной траектории спуска напоследующем участке конечно-

<span Courier New"">      го спуска («прецизионном» участке);  спуск может осущест-

<span Courier New"">      вляться по вертикальной или наклоннойтраектории.

<span Courier New"">          Типичные траектории  полета наосновном участке основ-

<span Courier New"">      ного торможения представлены нарис.2.  Кривая 1 заканчива-

<span Courier New"">      ется наклонной  траекторией конечного  спуска,  кривая 2 -

<span Courier New";mso-fareast-font-family: Calibri;mso-fareast-theme-font:minor-latin;mso-ansi-language:RU;mso-fareast-language: EN-US;mso-bidi-language:AR-SA">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                                — 10 -

<span Courier New"">      вертикальной траекторией.Стрелками   показаны  направления

<span Courier New"">      вектора тяги ракетного двигателя,  совпадающие с продольной

<span Courier New"">      осью СА. На рис.3 представлена  (в  увеличенном масштабе)

<span Courier New"">      наклонная траектория  полета на  участке  (А, О) конечного

<span Courier New"">     спуска.

<span Courier New"">           На участке конечного спуска,измерение фазовых коорди-

<span Courier New"">      нат объекта производится радиолокационнымдальномером и из-

<span Courier New"">      мерителем скорости (доплеровскимлокатором).

<span Courier New"">           К началу этого участка могут  накопиться значительные

<span Courier New"">      отклонения (от программных значений)координат,  характери-

<span Courier New"">      зующих процесс спуска.  Причиной этого  являются случайные

<span Courier New"">      погрешности определения параметров орбитыожидания, погреш-

<span Courier New"">      ность отработки тормозного импульса, недостоверностьсведе-

<span Courier New"">      ний о гравитационном поле  планеты,закладываемых в расчет

<span Courier New"">      траектории спуска.

<span Courier New"">           Кроме того,  полет на всех участках подвержен действию

<span Courier New"">      случайных возмущений — неопределенностивеличины массы  СА,

<span Courier New"">      отклонения от номинала тяги тормозногодвигателя и т.д. Все

<span Courier New"">      это в сочетании с неточностью априорногознания рельефа по-

<span Courier New"">      верхности в районе посадки, делаетнеобходимым терминальное

<span Courier New"">      управление мягкой посадкой.  В качестве исходной информации

<span Courier New"">      используются результаты  измерения высоты и скорости сниже-

<span Courier New"">      ния. Система управления мягкойпосадкой  должна  обеспечить

<span Courier New"">      заданную точность посадки при минимальныхзатратах топлива.

<span Courier New";mso-fareast-font-family: Calibri;mso-fareast-theme-font:minor-latin;mso-ansi-language:RU;mso-fareast-language: EN-US;mso-bidi-language:AR-SA">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                                — 11 -

<span Courier New"">           На завершающем участке спуска (см.  рис.3) — «верньер-

<span Courier New»">      ном" участке  (В, О) происходит обычно вертикальный полет СА

<span Courier New"">      с глубоким  дросселированием  тяги тормозного  двигателя.

<span Courier New"">      Верньерный участок вводится для того,чтобы повысить конеч-

<span Courier New"">      ную точность посадки,  так как влияние погрешностей опреде-

<span Courier New"">      ления параметров траектории на точностьпосадки СА снижает-

<span Courier New"">      ся при уменьшении величины отрицательногоускорения.  Кроме

<span Courier New"">      того, если  тяга  непосредственно перед посадкой мала,  то

<span Courier New"">      уменьшается возможность выброса породыпод действием  газо-

<span Courier New"">      вой струи и уменьшается опрокидывающеевоздейсвие на СА от-

<span Courier New"">      раженной от поверхности планетыреактивной струи.

<span Courier New"">

<span Courier New"">

<span Courier New"">           ЗАДАЧИ, РЕШАЕМЫЕ СИСТЕМОЙ УПРАВЛЕНИЯПОЛЕТОМ СА.

<span Courier New"">

<span Courier New"">           Таким образом,  основное назначение системы управления

<span Courier New"">      полетом СА — компенсация возмущений,  возникающих в полете

<span Courier New"">      или являющихся результатом неточностивыведения СА на орби-

<span Courier New"">      ту ожидания.  СА стартует обычно с орбиты ожидания, поэтому

<span Courier New"">      задачи управления естественно разделить на следующие груп-

<span Courier New"">      пы:

<span Courier New"">         1.управление на участкепредварительного торможения;

<span Courier New"">         2.управление на пассивном участке;

<span Courier New"">         3.управление на участке основноготорможения;

<span Courier New";mso-fareast-font-family: Calibri;mso-fareast-theme-font:minor-latin;mso-ansi-language:RU;mso-fareast-language: EN-US;mso-bidi-language:AR-SA">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                                — 12 -

<span Courier New"">         4.управление на «верньерном»участке;

<span Courier New"">

<span Courier New"">           Более удобна  классификация задач по  функциональному

<span Courier New"">      назначению (рис.4).

<span Courier New"">           Основной навигационной задачейявляется (рис.5)  изме-

<span Courier New"">      рение навигационных параметров иопределение по ним текущих

<span Courier New"">      кинематических параметров движения(координат и  скорости),

<span Courier New"">      характеризующих возмущенную траекторию(орбиту) движения СА.

<span Courier New"">           В задачу наведения входит определениепотребных управ-

<span Courier New"">      ляющих воздействий,  которые обеспечивают  приведение СА в

<span Courier New"">      заданную точку пространсва с заданнойскоростью и в требуе-

<span Courier New"">      мый момент времени, с учетом текущихкинематическихпарамет-

<span Courier New"">      ров движения,  определенных с помощью решения навигационной

<span Courier New"">      задачи, заданных ограничений ихарактеристик объекта управ-

<span Courier New"">      ления.

<span Courier New"">           Задачу  управления можно проиллюстрировать  примером -

<span Courier New"">      алгоритмом управления мягкой посадкой САна Луну. Структур-

<span Courier New"">      ная схема соответствующей  системыуправления представлена

<span Courier New"">      на рис.6

<span Courier New"">           Радиодальномер измеряет расстояние rдо лунной поверх-

<span Courier New"">      ностивдоль определенного направления,обычно совпадающего с

<span Courier New"">      направлением продольной  оси СА.  Доплеровский локатор дает

<span Courier New"">      информацию о текущем векторе скоростиснижения  V,  инерци-

<span Courier New"">      альные датчики  измеряют вектор Q углового положения СА,  а

<span Courier New";mso-fareast-font-family: Calibri;mso-fareast-theme-font:minor-latin;mso-ansi-language:RU;mso-fareast-language: EN-US;mso-bidi-language:AR-SA">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                                — 13 -

<span Courier New"">      также вектор кажущегося ускорения V.

<span Courier New"">           Результаты измерений поступают  на выход управляющего

<span Courier New"">      устройства, в котором составляются оценкикоординат, харак-

<span Courier New"">      теризующих процесс  спуска (в частности,  высоты СА над по-

<span Courier New"">      верхностью Луны),  и формируются на их  основе управляющие

<span Courier New"">      сигналы U ,  U, U, обеспечивающие терминальноеуправление

<span Courier New"">      мягкой посадкой (O — связанная системакоординат  СА).  При

<span Courier New"">      этом U, U задают ориентацию продольнойоси СА (и, следова-

<span Courier New"">      тельно, тяги двигателя) и используюся какуставки для рабо-

<span Courier New"">      ты системы стабилизации, а управляющийсигнал U  задает те-

<span Courier New"">      кущее значение тяги тормозного двигателя.

<span Courier New"">           В результате обработки сигналов U,  U, U, тормозным

<span Courier New"">      двигателем и системой стабилизации полетСА  корректируется

<span Courier New"">      таким образом,  чтобы обеспечить выполнение заданных терми-

<span Courier New"">      нальных условий мягкой посадки.  Конечная точность поссадки

<span Courier New"">      считается удовлетворительной,  если величина  вертикальной

<span Courier New"">      составляющей скорости в момент контакта споверхностью пла-

<span Courier New"">      неты не вызывает  допустимой деформацииконструкции СА,  а

<span Courier New"">      горизонтальная составляющая скорости неприводит к  опроки-

<span Courier New"">      дыванию аппарата.

<span Courier New"">           Задачи ориентации и стабилизации какзадачи управления

<span Courier New"">      СА относительно  центра масс формулируется следующим обра-

<span Courier New"">      зом:

<span Courier New"">         1.совмещение осей спускаемого аппарата(или одной оси) с

<span Courier New";mso-fareast-font-family: Calibri;mso-fareast-theme-font:minor-latin;mso-ansi-language:RU;mso-fareast-language: EN-US;mso-bidi-language:AR-SA">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                                — 14 -

<span Courier New"">      осями (или осью) некоторой  системы координат,  называемой

<span Courier New"">      базовой системой  отсчета, движение которой в пространстве

<span Courier New"">      известно (задача ориентации);

<span Courier New"">         2.устранение неизбежно  возникающих в полете малых угло-

<span Courier New"">      вых отклонений осей космического аппаратаот  соответствую-

<span Courier New"">      щих осей базовой системы отсчета (задачастабилизации).

<span Courier New"">           Заметим, что весь полет САразбивается,  по  существу,

<span Courier New"">      на два участка:  активный (при работе маршевого двигателя);

<span Courier New"">      пассивный (при действии на СА  только сил  гравитационного

<span Courier New"">      характера).

<span Courier New"">           Решения перечисленных задач  (навигации и  наведения,

<span Courier New"">      ориентации и стабилизации) на активных ипассивных участках

<span Courier New"">      имеют свою специфику.

<span Courier New"">           Например, процесс   управления полетом  на  пассивных

<span Courier New"">      участках характеризуется ,  как правило, относительной мед-

<span Courier New"">      ленностью и  большой дискретностью  приложенияуправляющих

<span Courier New"">      воздействий.

<span Courier New"">           Совершенно иным является процессуправления полетом на

<span Courier New"">      активном участке,  например, при посадке на Луну. Непрерыв-

<span Courier New"">      но, начиная  с момента  включения  тормозного двигателя, на

<span Courier New"">      борту решается навигационная задача:  определяются текущие

<span Courier New"">      координаты СА  и прогнозируются кинематические  параметры

<span Courier New"">      движения на момент выключения двигателя.

<span Courier New"">           Так же  непрерывно вычисляются и реализуютсянеобходи-

<span Courier New";mso-fareast-font-family: Calibri;mso-fareast-theme-font:minor-latin;mso-ansi-language:RU;mso-fareast-language: EN-US;mso-bidi-language:AR-SA">

<span Courier New"">

<span Courier New"">                                — 15 -

<span Courier New"">      мые управляющие воздействия (моментсилы)  в продольной 

еще рефераты
Еще работы по космонавтике