База знаний студента. Реферат, курсовая, контрольная, диплом на заказ

                 МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ

                         УНИВЕРСИТЕТ им.БАУМАНА

                       АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ  ФАКУЛЬТЕТ

                                РЕФЕРАТ

                СПУСК И ПОСАДКА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ (КА)

                       НА ПЛАНЕТЫ БЕЗ АТМОСФЕРЫ

                 Научный  руководитель: Никитенко В.И.

                 Студент группы АК4-21: Файнштейн И.А.

                            Москва   1994

           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.

                 МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ                          УНИВЕРСИТЕТ им.БАУМАНА                        АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ  ФАКУЛЬТЕТ                                 РЕФЕРАТ                 СПУСК И ПОСАДКА

 

• 14:21 05 Июля 2016
  Российско-китайский медуниверситет откроет магистерскую программу по TCM
• 01:21 05 Июля 2016
  На форуме МГУ Россия и Китай обсудят научно-образовательное сотрудничество
• 11:00 04 Июля 2016
  Реморенко: "ЕГЭ-туризм" в России сходит на нет
• 10:52 04 Июля 2016
  Летняя российско-австрийская школа откроется в Москве
• 15:31 01 Июля 2016
  В СПбГУ могут воссоздать географический факультет

Заказать уникальную работу