Астрономия

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 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.




смотреть на рефераты похожие на "Спуск и посадка космических аппаратов"