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