Реферат: Спуск и посадка космических аппаратов

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-