Реферат: Спуск и посадка космических аппаратов

РЕФЕРАТ

СПУСК И ПОСАДКА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ (КА)

НА ПЛАНЕТЫ БЕЗ АТМОСФЕРЫ

Изучение Солнечной  системы  с   помощью  космических аппаратов вносит большой вклад в развитие естественных наук.

Большое внимание к Солнцу определяется вечно живущимв человеке желанием понять, как устроен мир, в котором он жи-вет. Но еслираньше человек мог только  наблюдать  движение небесных тел  и  изучать  нарасстоянии некоторые (зачастую малопонятные) их свойства, то сейчаснаучно-техническая ре-волюция дала  возможность достичь ряда небесных телСолнеч-ной Системы и провести наблюдения и даже активные  экспери-менты сблизкого расстояния в их атмосферах и на поверхнос-тях. Эта возможностьдетального изучения «на месте» изменя-ет саму методологию изучения небесныхтел, которая уже сей-час широко использует арсенал средств и подходов,применяе-мых в комплексе наук о Земле. На стыке планетной астрофизи-ки игеологии идет формирование новой ветви научного знания — сравнительной планетологии.  Параллельно на базе законов электродинамики, атомной физики ифизики плазмы идет форми-рование другого подхода к изучению Солнечной системы — кос-мической физики. Все это требует развития методов и средств космическихисследований,  т.е. разработки, проектирования, изготовления и запускакосмических аппаратов.

Главное требование,  предъявляемое  к КА,- это егона-


·    2 -

дежность. Основными задачами спускаемых и посадочных  (ПА) аппаратов являются  торможение  и  сближение с поверхностьюпланеты, посадка, работа на поверхности, иногда взлет с по-верхности длядоставки возвращаемого аппарата на землю. Для обеспечения надежного решениявсех этих задач при  проекти-ровании СА и ПА необходимо учитывать условия вокрестностях и на поверхности изучаемого тела:  ускорение свободного па-дения,наличие или отсутствие атмосферы,  а также ее свойс-тва, характеристики рельефаи материала поверхности и т.д.  Все эти  параметры  предъявляют  определенные требования к конструкции спускаемого аппарата.

Спуск является очень важным этапом космическогополета, так как только успешное его выполнение позволит решить пос-тавленныезадачи.  При  разработке  СА и ПА принимаются две принципиально различные схемыспуска:

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 атмосферыявляется решающим, так как именно здесь СА испытывают  наиболее  ин-тенсивныевоздействия,  определяющие  основные  технические решения и основные требованияк 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 прираз-личных режимах полета с учетом нелинейности  аэродинамичес-киххарактеристик ;

разработка систем торможения с  учетом  задач научных измерений в определенных слоях атмосферы, особенностей ком-поновкиспускаемого аппарата,  его  параметров  движения  и траектории.

Что касается спуска  на  планеты,  лишенные атмосферы (классическим примером здесь является Луна), то в этом слу-чаеединственной возможностью является  использование  тор-мозного двигателя,  чащевсего жидкостного (ЖРД).  Эта осо-бенность порождает дополнительные (кромечисто баллистичес-ких) проблемы,  связанные  с управлением и стабилизацией САна так называемых активных участках — участках  работы  ра-кетного двигателя.

Рассмотрим более подробно некоторые из  этих проблем.  Корни проблемы  устойчивости СА на активном участке лежат всуществовании 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 системыстабилизации, который, в свою очередь, вырабатывает команд-ный сигнал дляисполнительных органов.

Задача заключается в том,  чтобы  колебания замкнутой системы объект  -  система стабилизации сделать устойчивыми (еслинельзя их исключить вовсе). Заметим, что острота этой проблемы зависит отсовершенства компоновочной схемы СА,  а также от структуры и параметровавтомата стабилизации (АС).

Желательно, конечно, этот комплекс вопросов решитьуже на стадии эскизного проектирования СА. Трудность здесь, од-нако, в том, чтона этом этапе практически нет информации о системе стабилизации  объекта,  в  лучшем случае  известна структура автомата  стабилизации.  Поэтому проводить анализустойчивости СА на данном этапе невозможно.

В то же время ясно, что полностью сформированный конс-

труктивный облик СА целиком (или,  во всяком случае, взна-

чительной мере) определяет его динамику — реакцию навозму-

щение в процессе посадки. Следовательно, задачатеоретичес-

кого анализа заключается в выборе математическогоаппарата,

способного выявить эту зависимость на языке,  понятномраз-

работчику. Такой аппарат существует,  и он опираетсяна из-

вестные термины «управляемость», «наблюдаемость»,«стабили-

зируемость», характеризующие именно свойства СА какобъекта


·    5 -

управления в процессе регулирования.

Этот аппарат дает возможность детально изучитьзависи-мость «качества» конструктивно-компоновочной  схемы  СА  от егопроектных  параметров и в конечном счете дать необходи-мые рекомендации подоработке компоновки объекта либо обос-новать направление дальнейших доработок.

Обычно для стабилизации СА кроме изменения  компоновкиобъекта используют также демпферы колебаний топлива,  наст-ройку системыстабилизации и изменение ее структуры.

Итак, применительно  к рассматриваемой задаче наэтапе эскизного проектирования инженеру приходится  решать  целый комплексзадач  по  качественному анализу проблемы устойчи-вости в условияхотносительной неопределенности в отношении целого ряда параметров. Посколькурекомендации 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 споверхностью 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 потребовалораз-


·    6 -

работки новых  теоретических  и  экспериментальных методов исследований, так как этап посадки,  характеризуемый значи-тельными (посравнению с другими этапами) действующими наг-рузками, аппаратурными перегрузками и возможностью опроки-дывания аппарата, является критическим длявсей  экспедиции.  такие характеристики  процесса  посадки объясняются большойэнергией, накопленной ПА к моменту посадки, и совокупностью многихнеблагоприятных   случайных   действующих  факторов: рельефом ифизико-механическими характеристиками места  по-садки, начальнымихарактеристиками и ориентацией СА,  упру-гостью его конструкции и др.

Очевидно, что в таких условиях полная оценканадежнос-ти всего этапа посадки возможна лишь при глубоком и всесто-роннеманалитическом исследовании характеристик ПА, завися-щем от наличияматематических моделей процесса и  расчетных (или расчетно-экспериментальных)методов организации расче-тов.

С точки зрения численного решения задача посадки,  при

учете всех сторон процесса, характеризуется большимпотреб-

ным машинным  временем  расчета для одной посадочнойситуа-

ции(до 10 с при быстродействии ЭВМ примерно 10операций в 1

с), большим количеством возможных посадочныхситуаций,  ог-

раничениями на шаг  интегрирования  уравнений движения  СА

(резкое изменение  величин действующих усилий можетвызвать


·    7 -

вычислительную неустойчивость алгоритма). Припараметричес-ком исследовании характеристик СА,  в ряде случаев проводи-момавтоматизированно,  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).  Потребноемашинное  время при этом  невелико  (до  десятка  минут)  и  может быть ещеуменьшено за счет применения оптимальных  методов  и  шагов интегрированияуравнений движения ПА.

При проектировании ПА многократно возникает необходи-мость оценки  влияния незначительных конструктивных измене-ний нахарактеристики процесса  или  оперативной  обработки результатов испытаний  внайденных 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 такихслучаях

нерентабельно, так  как  в силу их большогобыстродействия,


·    8 -

значительная часть дорогостоящего машинного времени расхо-дуется уже не на расчет, а на подготовительные операции при вводе-выводеинформации  или  изменении  начальных  условий процесса. Применение ПЭВМвыгодно также при отладке сложных программ контактной динамики, предназначенных для серийных расчетов на  больших ЭВМ.  Время отладки такихпрограмм,  в силу их объема и структуры, зачастую превышает время ихна-писания, а оперативная и постоянная отладка программ на ЭВМ в диалоговомрежиме работы нежелательна из-за большого вре-мени их компиляции инеэкономичного режима работы ЭВМ.

Так как в настоящее время не происходит значительного усложнения структуры моделей процесса посадки,  то одновре-менноеувеличение  быстродействия  ПЭВМ  вызывает   широкое внедрение последних врасчетную инженерную практику.

ТИПИЧНЫЕ СХЕМЫ СПУСКА.

Посадка космических аппаратов на поверхностьбезатмос-ферной планеты (например, Луны) обычно производится по схеме полета, предусматривающей предварительный  перевод  КА  на планетоцентрическую орбиту ожидания (окололунную  орбиту).

Перспективность и  преимущество такой схемы посадкиопреде-

ляются следующими обстоятельствами:  свобода в выбореместа

посадки; возможность проверки системы управлениянепосредс-


·    9 -

твенно перед спуском;  возможность уменьшения массыСА, так как часть  массы  можно оставить на орбите ожидания (напри-мер, топливоили прочный термозащитный отсек для посадки на Землю при возвращении).

После проведения на промежуточной  орбите необходимых операций подготовки  к  спуску  включается тормозной двига-тель, испускаемый аппарат переводится с орбиты ожидания на переходную орбиту  — эллипстраектории спуска (рис.1) с пе-рицентром вблизи предполагаемого места посадки. В  опреде-ленной точке переходной орбиты вновь включается двигатель иначинается участок основного торможения, на котором решается задачаэффективного   гашения  горизонтальной  составляющей вектора скорости СА.

Управление на  этом участке производится попрограмме, обеспечивающей заданные значения координат в конце  участка приминимальном расходе топлива; информация при этом посту-пает с инерциальныхдатчиков.

Заданные конечные значения координат определяют видно-минальной траектории спуска на последующем участке конечно-го спуска («прецизионном»  участке);  спуск может осущест-вляться по вертикальной илинаклонной траектории.

Типичные траектории  полета на основном участке основ-

ного торможения представлены на рис.2.  Кривая 1заканчива-

ется наклонной  траекторией  конечного  спуска, кривая 2 -


·    10 -

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

На участке конечного спуска, измерение фазовыхкоорди-нат объекта производится радиолокационным дальномером и из-мерителемскорости (доплеровским локатором).

К началу этого участка могут  накопиться  значительныеотклонения (от программных значений) координат,  характери-зующих процессспуска.  Причиной этого  являются  случайные погрешности определения параметроворбиты ожидания, погреш-ность отработки тормозного импульса, недостоверностьсведе-ний о  гравитационном поле  планеты, закладываемых в расчет траекторииспуска.

Кроме того,  полет на всех участках подвержендействию случайных возмущений — неопределенности величины массы  СА, отклоненияот номинала тяги тормозного двигателя и т.д. Все это в сочетании с неточностьюаприорного знания рельефа по-верхности в районе посадки, делает необходимымтерминальное управление мягкой посадкой.  В качестве исходной информациииспользуются результаты  измерения высоты и скорости сниже-ния. Системауправления мягкой посадкой  должна  обеспечить заданную точность посадки приминимальных 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 участоквводится для того, чтобы повысить конеч-ную точность посадки,  так как влияниепогрешностей опреде-ления параметров траектории на точность посадки САснижает-ся при уменьшении величины отрицательного ускорения.  Кроме того, если  тяга  непосредственно перед посадкой мала,  то уменьшается возможностьвыброса породы под действием  газо-вой струи и уменьшается опрокидывающеевоздейсвие на СА от-раженной от поверхности планеты реактивной струи.

ЗАДАЧИ, РЕШАЕМЫЕ СИСТЕМОЙ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ СА.

Таким образом,  основное назначение системыуправления полетом СА — компенсация возмущений,  возникающих в  полете илиявляющихся результатом неточности выведения СА на орби-ту ожидания.  САстартует обычно с орбиты ожидания, поэтому задачи  управления естественноразделить 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 кинематическихпараметров движения (координат и  скорости), характеризующих возмущеннуютраекторию (орбиту) движения СА.

В задачу наведения входит определение потребныхуправ-ляющих воздействий,  которые  обеспечивают  приведение СА в заданнуюточку пространсва с заданной скоростью и в требуе-мый момент времени, с учетомтекущих кинематическихпарамет-ров движения,  определенных с помощью решениянавигационной 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 управленияпредставлена

на рис.6

Радиодальномер измеряет расстояние r до лунной поверх-

ностивдоль определенного направления, обычносовпадающего с

направлением продольной  оси СА.  Доплеровский локатордает

информацию о текущем векторе скорости снижения  V, инерци-

альные датчики  измеряют вектор Q углового положенияСА,  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-верхностьюЛуны),  и формируются на их  основе  управляющие сигналы U ,  U, U,обеспечивающие терминальное управление мягкой посадкой (O — связанная системакоординат  СА).  При этом U, U задают ориентацию продольной оси СА (и,следова-тельно, тяги двигателя) и используюся как уставки для рабо-ты системыстабилизации, а управляющий сигнал U  задает те-кущее значение тяги тормозногодвигателя.

В результате обработки сигналов U ,  U, U,тормозным двигателем и системой стабилизации полет СА  корректируется такимобразом,  чтобы обеспечить выполнение заданных терми-нальных условий мягкойпосадки.  Конечная точность поссадки считается удовлетворительной,  если величина  вертикальной составляющей скорости в момент контакта с поверхностьюпла-неты не  вызывает  допустимой деформации конструкции СА,  а горизонтальнаясоставляющая скорости не приводит к  опроки-дыванию аппарата.

Задачи ориентации и стабилизации как задачиуправления СА относительно  центра  масс формулируется следующим обра-зом:

1.совмещение осей спускаемого аппарата (или однойоси) 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 малыхугло-вых отклонений осей космического аппарата от  соответствую-щих осейбазовой 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 имеютсвою специфику.

Например, процесс   управления  полетом  на пассивных участках характеризуется ,  как правило, относительной мед-ленностьюи  большой  дискретностью  приложения управляющих воздействий.

Совершенно иным является процесс управления полетомна активном участке,  например, при посадке на Луну. Непрерыв-но, начиная  с момента  включения  тормозного двигателя, на борту решается навигационнаязадача:  определяются  текущие координаты СА  и  прогнозируются кинематические  параметры движения на момент выключения двигателя.

Так же  непрерывно вычисляются и реализуютсянеобходи-


·    15 -

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

Для решения перечисленных задач система управленияпо-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 составляющиечасть всего  аппара-турного комплекса системы управления, обычно называютсис-темами навигакции, наведения, ориентации и стабилизации.

Наиболее часто на практике системы, управляющиедвиже-нием центра масс космического корабля,  называют  системами навигации и наведения,  а  системы,  управляющие движением космического корабляотносительно центра  масс,-  системами ориентации и стабилизации.

КОМПОНОВОЧНАЯ СХЕМА И УСТОЙЧИВОСТЬ СА.

Устойчивость — важнейшее свойство,  которым долженоб-ладать СА во время всех эволюций при посадке на планету.

Проблема обеспечения устойчивости, как известно,общая


·    16 -

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

Дело в том, что жидкое топливо, питающее ракетныйдви-гатель во время его работы, колеблется (в силу наличия слу-чайныхвозмущений). Воздействуя на корпус СА, эти колебания порождают колебания СА вцелом.

Чувствительные элементы(гироскопы)  реагируют наколе-бания корпуса и включают,  в свою  очередь  соответствующие исполнительныеорганы (рули), тем самым формируя замкнутую колебательную систему спускаемыйаппарат — автомат стабили-зации (СА — АС).

При определенных условиях,  в значительной степениза-висящих от « совершенства»  компоновки СА,  могут возникнуть нарастающиеколебания корпуса  СА,  приводящие  в  конечном счете к его разрушению.

Характерным здесь является то, что корнинеустойчивос-ти лежат именно в особенностях компоновочной схемы СА,  что влечетза 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 — исследованиемроли


·    17 -

конструктивных параметров компоновочной схемы СА вформиро-вании динамических свойств СА как управляемой системы.

Управление СА относительно центра  масс  в плоскостях тангажа и  рыскания  осуществляется  специальным  автоматомстабилизации путем создания управляющих моментов при  целе-направленномвключении  управляющих двигателей.  Возможны и другие схемы управления, например, путем перераспределения тяг управляющих  двигателей или отклонениямаршевого двига-теля (газового руля).

Что касается топливных баков, то они обычновыполняют-ся в виде тонкостенных  оболочек  различной  геометрическойконфигурации  (обычно  осесимметричной)  и размещены внутри СА.

Какими параметрами  желательно  характеризовать  туили 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 массСА; по-ложение и тип управляющих органов;  соотношение  плотностей компонентовтоплива;  «удлинение» (т.е.  отношение высоты к диаметру) СА.

Будем предполагать,  что траектория посадки СА выбрана

(и является оптимальной в том или ином смысле).  Естьтакже

(или формируется в процессе полета) программа работымарше-


·    18 -

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

Этих предположений  достаточно для формализацииобсуж-даемой проблемы — исследования влияния особенностей  компо-новки СА наего 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 допускаетполной формализации и требует прив-лечения диалоговой технологии исследования.

Для построения  такой  технологии необходимо начатьс анализа основных факторов,  определяющих в  конечном  счете структуру диалога«человек — ЭВМ»,  а именно:  особенностей СА как механической системы; особенностейего математичес-ких моделей; своеобразия методов исследования этих моделей.

Спускаемый аппарат как механическая система представ-ляет собой  тонкостенную  (частично ферменную) конструкцию, снабженнуютормозным устройством — жидкостным ракетным дви-гателем — и необходимойсистемой 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 созданияуправ-ляющих моментов  за счет отклонения управляющих двигателей, маршевогодвигателя или газовых рулей.

В процессе  движения СА жидкость в отсекахколеблется, корпус аппарата испытывает упругие деформации,  все это по-рождаетколебания объекта в целом.

Чувствительные элементы (гироскопы)  и исполнительные элементы (рули)  замыкают  колебательную систему спускаемыйаппарат — автомат стабилизации и рождают весь комплекс воп-росов, связанный  собеспечением 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 представляетсобой хороший пример  неформализуемой  процедуры:  без  участия разработчика онв принципе невозможен.

Какими соображениями руководствуется инженер привыбо-ре моделей?

Прежде всего  ясно,  что  не  имеет смыслаперегружать расчетную модель различными подробностями,  делая ее  неоп-равданносложной.  Поэтому представляются разумными следую-щие соображения.

Для анализа запасов статистической устойчивостиобъек-


·    20 -

та можно ограничиться моделью твердого жесткоготела.

При выборе же характеристик устройств, ограничивающих подвижность жидкости в отсеках,  необходимо  уже  учитыватьволновые движения на свободной поверхности жидкости как ис-точник возмущающихмоментов.

Выбор рационального размещения датчиков системыстаби-лизации объекта приходится делать с учетом упругости.

Некоторые методы, используемые  при  анализе процессов стабилизации, связаны с анализом динамических свойств  объ-екта внекоторый фиксированный момент времени.  Для получе-ния интегральныххарактеристик объекта в течение небольшого интервала времени или на всемисследуемом участке использу-ются геометрические  методы,  связанные  с построением   в пространстве областей устойчивости,  стабилизируемостиспе-циальным образом выбранных  параметров  (как  безразмерных, так и размерных).Эти методы также позволяют длать ответ на вопрос, насколько велик запасустойчивости или стабилизиру-емости, и  помогают выяснить причины возникновениянеустой-чивости.

Существует еще группа методов обеспеченияустойчивости СА, включающая в себя:

1)  рациональный  выбор структуры и параметров автоматастабилизации ;

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 спринципиальным изменением его структуры.

Обратимся теперь собственно к термину «технология ре-шения» проблемы.  Под этим термином мы будем понимать набор комплексовотдельных подзадач,  на которые разбивается  об-суждаемоая задача,математических методов и соответствующих технических средств для ихреализации,  процедур, регламен-тирующих порядок использования этих средств иобеспечивающих решение задачи в целом.

Конечной целью проектных разработок по динамике САяв-ляется обеспечение его  устойчивости  на  участке  посадки.  Этой задачеподчинены все другие, в том числе и задача ана-лиза структурных свойств СА какобъекта  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 впро-

цессе исследования, ею же приходится и завершать всеразра-

ботки при окончательной доводке параметров системыстабили-

зации. При этом меняется лишь глубина проработки этоговоп-

роса: на первом этапе используются сравнительногрубые  мо-

дели как объекта регулирования, так и регулятора. Наконеч-


·    22 -

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

Итак, следует  руководствоваться  следующимпринципом:

занимаясь анализом динамики объекта,  начав с оценкиустой-чивости, время от времени надо возвращаться к ней, проверяя все идеи ирекомендации,  полученные в процессе анализа  на замкнутой системе объект — регулятор,  используя (по обста-новке) грубые или уточненные модели какобъекта,  так и ре-гулятора.

Этот принцип и лежит в основе комплекса процедур,рег-ламентирующих порядок  использования  моделей  СА,  методов анализа этихмоделей,  обеспечивающих решение задачи устой-чивости СА в целом.

ЛИТЕРАТУРА

1.  «Проектирование  спускаемых  автоматических космическихаппаратов» под редакцией члена-корреспондента АН СССР В.М.Ковтуненко. М.:

Машиностроение, 1985.

2.  Баженов В.И., Осин М.С. Посадка космических аппаратов напланеты. М.: Машиностроение, 1978.

<p/>
еще рефераты
Еще работы по астрономии