РЕФЕРАТ
СПУСК І ПОСАДКА космічних апаратів (КА)
НА ПЛАНЕТИ БЕЗ АТМОСФЕРИ
Вивчення Сонячної системи за допомогою космічних апаратів вносить великий внесок у розвиток природничих наук.
Велика увага до Сонця визначається вічно живе в людині бажанням зрозуміти, як влаштований світ, у якому він жи-вет. Але якщо раніше людина могла тільки спостерігати рух небесних тіл і вивчати на відстані деякі (найчастіше малозрозумілі) їх властивості, то зараз науково-технічна ре-волюція дала можливість досягти низки небесних тіл сонячним ної Системи і провести спостереження і навіть активні експери-менти з близької відстані в їх атмосферах і на поверхні-тях. Ця можливість детального вивчення «на місці» змінив-і саму методологію вивчення небесних тіл, яка вже сей-час широко використовує арсенал засобів і підходів, застосовує-екпортувати в комплексі наук про Землю. На стику планетної астрофізі-ки та геології йде формування нової галузі наукового знання - порівняльної планетології. Паралельно на базі законів електродинаміки, атомної фізики і фізики плазми йде форми-вання іншого підходу до вивчення Сонячної системи - кос-мічного фізики. Все це вимагає розвитку методів і засобів космічних досліджень, тобто розробки, проектування, виготовлення і запуску космічних апаратів.
Головна вимога, що пред'являється до КА, - це його на-
. 2 - дежность. Основними завданнями спускаються і посадочних (ПА) апаратів є гальмування і зближення з поверхнею планети, посадка, робота на поверхні, іноді зліт з по-поверхні для доставки повертається апарату на землю. Для забезпечення надійного вирішення всіх цих завдань при проекти-рованії СА та ПА необхідно враховувати умови в околицях і на поверхні досліджуваного тіла: прискорення вільного па-дення, наявність або відсутність атмосфери, а також її свойс-тва, характеристики рельєфу і матеріалу поверхні і т . д. Всі ці параметри висувають певні вимоги до конструкції спускається апарату.
Спуск є дуже важливим етапом космічного польоту, тому що тільки успішне його виконання дозволить вирішити пос-тавленние завдання. При розробці СА та ПА приймаються дві принципово різні схеми спуску:
з використанням аеродинамічного гальмування (для планет, що мають атмосферу);
з використанням гальмівного ракетного двигуна (для планет та інших небесних тіл , що не мають атмосфери).
Ділянка проходження щільних шарів атмосфери є вирішальним, тому що саме тут СА відчувають найбільш ін-тенсівние впливу, що визначають основні технічні рішення та основні вимоги до вибору всієї схеми польоту.
Відзначимо найбільш трудомісткі і складні задачі, які вирішуються-
. 3 - мі при проектуванні СА:
дослідження проблем балістичного і планує спусків в атмосфері;
дослідження динаміки і стійкості руху при раз-особистих режимах польоту з урахуванням нелінійності аеродінамічес-ких характеристик;
розробка систем гальмування з урахуванням завдань наукових вимірювань в певних шарах атмосфери, особливостей кого-поновкі спускається апарату, його параметрів руху і траєкторії.
Що стосується спуску на планети, позбавлені атмосфери (класичним прикладом тут є Місяць), то в цьому слу-чай єдиною можливістю є використання тор-мозного двигуна, найчастіше рідинного (ЖРД). Ця осо-сті породжує додаткові (крім чисто баллістічес-ких) проблеми, пов'язані з управлінням і стабілізацією СА на так званих активних ділянках - ділянках роботи ра-кетного двигуна.
Розглянемо більш детально деякі з цих проблем. Коріння проблеми стійкості СА на активній ділянці лежать в існування зворотного зв'язку між коливаннями палива в баках, корпуси СА і коливаннями виконавчих органів системи стабілізації.
Коливання вільної поверхні палива, впливаючи
. 4 - на корпус СА, викликають його поворот щодо центру мас, що сприймається чутливим елементом системи стабілізації, який, у свою чергу, виробляє команд-ний сигнал для виконавчих органів.
Завдання полягає в тому, щоб коливання замкнутої системи об'єкт - система стабілізації зробити стійкими (якщо не можна їх виключити зовсім). Зауважимо, що гострота цієї проблеми залежить від досконалості компоновочной схеми СА, а також від структури і параметрів автомата стабілізації (АС).
Бажано, звичайно, цей комплекс питань вирішити вже на стадії ескізного проектування СА. Труднощі тут, од-нако, в тому, що на цьому етапі практично немає інформації про систему стабілізації об'єкта, в кращому випадку відома структура автомата стабілізації. Тому проводити аналіз стійкості СА на даному етапі неможливо.
У той же час ясно, що повністю сформований конс-труктівний вигляд СА цілком (або, у всякому разі, у зна-ве мірою) визначає його динаміку - реакцію на возм-щення в процесі посадки. Отже, завдання теоретічес-кого аналізу полягає у виборі математичного апарату, здатного виявити цю залежність мовою, зрозумілою раз-работчіку. Такий апарат існує, і він спирається на з-Вестн терміни «керованість», «наблюдаемость», «Стабія-зіруемость», що характеризують саме властивості СА як об'єкта
. 5 - управління в процесі регулювання.
Цей апарат дає можливість детально вивчити залежність для роз «якості» конструктивно-компоновочной схеми СА від його проектних параметрів і кінець кінцем дати необхід-мі рекомендації з доопрацювання компонування об'єкта або обос -нова напрямок подальших доробок.
Зазвичай для стабілізації СА крім зміни компонування об'єкта використовують також демпфери коливань палива, наст-Ройко системи стабілізації та зміну її структури.
Отже, стосовно до розглянутої задачі на етапі ескізного проектування інженерові доводиться вирішувати цілий комплекс задач по якісному аналізу проблеми стійкості-с-в умовах відносної невизначеності відносно цілого ряду параметрів. Оскільки рекомендації розробника повинні бути цілком певними, то єдиний вихід - працювати з математичною моделлю СА в режимі діалогу «ін-женеро - ЕОМ».
Розглянемо інший коло завдань проектування - моделюю-вання процесів ударного взаємодії посадкового апарати - та з поверхнею планети.
Багато досягнення вітчизняної та зарубіжної космонав-тики були пов'язані із застосуванням посадкових апаратів (ПА) для безпосереднього, контактного, дослідження Місяця та планет Сонячної системи. Використання ПА зажадало раз-
. 6 - ництва нових теоретичних та експериментальних методів досліджень, так як етап посадки, що характеризується значну (порівняно з іншими етапами) діючими наг-Рузком, апаратурними перевантаженнями і можливістю опрокі-диванія апарату, є критичним для всієї експедиції. такі характеристики процесу посадки пояснюються великою енергією, накопиченої ПА до моменту посадки, і сукупністю багатьох несприятливих випадкових діючих факторів: рельєфом і фізико-механічними характеристиками місця по-садки, початковими характеристиками та орієнтацією СА, упру-гостю його конструкції та ін
Очевидно, що в таких умовах повна оцінка надежнос-ти усього етапу посадки можлива лише при глибокому і всесто-роннем аналітичному дослідженні характеристик ПА, залежачи-щем від наявності математичних моделей процесу і розрахункових (або розрахунково-експериментальних) методів організації розр -тов.
З точки зору чисельного рішення завдання посадки, при обліку всіх сторін процесу, характеризується великим потреб-ним машинним часом розрахунку для однієї посадочної ситуа-ції (до 10 с при швидкодії ЕОМ приблизно 10 операцій в 1 с), великою кількістю можливих посадочних ситуацій, ог-раніченіямі на крок інтегрування рівнянь руху СА
(різка зміна величин діючих зусиль може викликати
. 7 - обчислювальну нестійкість алгоритму). При параметрічес-кім дослідженні характеристик СА, у ряді випадків проводи-мом автоматизовано, можлива поява так званих «вікон нестійкості», де розрахунок динаміки апарату нецілим-співобразний і де використовується діалоговий режим роботи ЕОМ для виключення з розгляду ряду посадкових ситуацій.
При багатьох інженерних розрахунках, що ставлять метою вибір оптимального ПА, а також при якісній оцінці його характе-теристик, найбільш розумно використовувати спрощені матем-тичні моделі процесу (наприклад, модель посадки на рів-ну абсолютно жорстку майданчик). Потрібне машинний час при цьому невелика (до десятка хвилин) і може бути ще зменшена за рахунок застосування оптимальних методів і кроків інтегрування рівнянь руху ПА.
При проектуванні ПА багаторазово виникає необхід-ність оцінки впливу незначних конструктивних зраді-ний на характеристики процесу або оперативної обробки результатів випробувань у знайдених заздалегідь розрахункових випад-ях (критичних ситуаціях) посадки.
При проведенні таких розрахункових робіт, частка яких у загальному обсязі велика, найбільш вигідно використовувати ПЕОМ, що володіють такими (по порівняно з ЕОМ) перевагами, як доступність та оперативність. Застосування ЕОМ в таких випадках нерентабельно, тому що в силу їхньої великої швидкодії,
. 8 - значна частина дорогого машинного часу витр-дметься вже не на розрахунок, а на підготовчі операції під час введення-виведення інформації або зміні початкових умов процесу. Застосування ПЕОМ вигідно також при налагодженні складних програм контактної динаміки, призначених для серійних розрахунків на великих ЕОМ. Час налагодження таких програм, в силу їх обсягу і структури, часто перевищує час їх на-писання, а оперативна і постійна налагодження програм на ЕОМ в діалоговому режимі роботи небажана через велику вре-мени їх компіляції і неекономічного режиму роботи ЕОМ.
Так як в даний час не відбувається значного ускладнення структури моделей процесу посадки, то одночасним-менное збільшення швидкодії ПЕОМ викликає широке впровадження останніх у розрахункову інженерну практику.
ТИПОВІ СХЕМИ спуск.
Посадка космічних апаратів на поверхню безатмос-Ферні планети
(наприклад, Місяця) зазвичай проводиться за схемою польоту, що передбачає попереднє переведення КА на орбіту планетоцентріческую очікування
(навколомісяцеву орбіту).
Перспективність і перевага такої схеми посадки визна-ляють наступними обставинами: свобода у виборі місця посадки; можливість перевірки системи управління непосредс-
. 9 - ничих перед спуском; можливість зменшення маси СА, тому що частина маси можна залишити на орбіті очікування (напри-мер, паливо або міцний термозахисної відсік для посадки на Землю при поверненні).
Після проведення на проміжній орбіті необхідних операцій підготовки до спуску включається гальмівної двига-тель, і спусковий апарат перекладається з орбіти очікування на перехідну орбіту - еліпс траєкторії спуску (рис.1) з пе-ріцентром поблизу передбачуваного місця посадки. У визна-ленній точці перехідної орбіти знову включається двигун і починається ділянка основного гальмування, на якому вирішується завдання ефективного гасіння горизонтальної складової вектора швидкості СА.
Управління на цій ділянці здійснюється за програмою, що забезпечує задані значення координат у кінці ділянки при мінімальному витраті палива; інформація при цьому посту-Пает з інерційних датчиків.
Задані кінцеві значення координат визначають вид но-мінальної траєкторії спуску на подальшому ділянці кінцево-го спуску
( «Прецизійні» ділянці); спуск може здійснювала-вляться по вертикальній або похилій траєкторії.
Типові траєкторії польоту на основній ділянці основ-ного гальмування представлені на рис.2. Крива 1 закінчуючи-ється похилою траєкторією кінцевого спуску, крива 2 -
. 10 - вертикальної траекторіей.Стрелкамі показані напрямку вектора тяги ракетного двигуна, що збігаються з поздовжньої віссю СА. На рис.3 представлена (у збільшеному масштабі) похила траєкторія польоту на ділянці (А, О) кінцевого узвозу.
На ділянці кінцевого спуску, вимірювання фазових коорди-нат об'єкту проводиться радіолокаційним віддалеміром і з-мерітелем швидкості < br> (доплерівським локатором).
До початку цієї ділянки можуть накопичитися значні відхилення (від програмних значень) координат, характери-зующіх процес спуску.
Причиною цього є випадкові похибки визначення параметрів орбіти очікування, погрішу - ність відпрацювання гальмівного імпульсу, недостовірність відомостей-ний про гравітаційне поле планети, які закладаються до розрахунку траєкторії спуску.
Крім того, політ на всіх ділянках піддається дії випадкових збурень - невизначеності величини маси СА, відхилення від номіналу тяги гальмівного двигуна і т.д. Все це в поєднанні з неточністю апріорного знання рельєфу по-поверхні в районі посадки, робить необхідним термінальне управління м'якою посадкою. В якості вихідної інформації використовуються результати вимірювання висоти та швидкості знижено-ня. Система управління м'якою посадкою повинна забезпечити задану точність посадки при мінімальних витратах палива.
. 11 -
На завершальному ділянці спуску (див. рис.3) - «верньєр-ном» ділянці (В, О) відбувається звичайно вертикальний політ СА з глибоким дроселюванням тяги гальмівного двигуна. Верньерний ділянку вводиться для того, щоб підвищити конеч-ву точність посадки, тому що вплив похибок визна-чення параметрів траєкторії на точність посадки СА знижує-ся при зменшенні величини негативного прискорення. Крім того, якщо тяга безпосередньо перед посадкою мала, то зменшується можливість викиду породи під дією газо-вої струменя і зменшується перекидаючий воздейсвіе на СА від-раженной від поверхні планети реактивного струменя.
Задачі, що вирішуються системи керування польотом СА .
Таким чином, основне призначення системи управління польотом СА - компенсація збурень, що виникають у польоті або є результатом неточності виведення СА на Орбі-ту очікування. СА стартує зазвичай з орбіти очікування, тому завдання управління природно розділити на наступні груп-пи:
1.управленіе на ділянці попереднього гальмування;
2.управленіе на пасивному ділянці;
3.Управління на ділянці основного гальмування;
. 12 -
4.управленіе на «верньерном» ділянці;
Більш зручна класифікація завдань за функціональним призначенням
(рис.4).
Основний навігаційної завданням є (рис ? ертікальной складової швидкості в момент контакту з поверхнею пла-нети не викликає допустимої деформації конструкції СА, а горизонтальна складова швидкості не призводить до опрокі-диванію апарату.
Завдання орієнтації і стабілізації як завдання управління СА щодо центру мас формулюється таким обра-зом:
1.совмещеніе осей спускається апарату (або одній осі) з
. 14 - осями (або віссю) якоїсь системи координат, що називається базовою системою відліку, рух якої в просторі відомо (завдання орієнтації);
2.устраненіе неминуче виникають у польоті малих угло-вих відхилень осей космічного апарату від відповідних -щих осей базової системи відліку (задача стабілізації).
Зауважимо, що весь політ СА розбивається, по суті, на дві ділянки: активний (при роботі маршового двигуна); пасивний (при дії на СА тільки сил гравітаційного характеру).
Рішення перерахованих завдань (навігації і наведення, орієнтації і стабілізації) на активних і пасивних ділянках мають свою специфіку.
Наприклад, процес управління польотом на пасивних ділянках характеризується, як правило , відносної мед-лінощів і великий дискретністю програми керуючих впливів.
Зовсім іншим є процес управління польотом на активній ділянці, наприклад, при посадці на Місяць. Непрерив-але, починаючи з моменту включення гальмівного двигуна, на борту вирішується навігаційна завдання: визначаються поточні координати СА і прогнозуються кінематичні параметри руху на момент вимикання двигуна.
Так само безперервно обчислюються і реалізуються необхід-
. 15 - мі управляючі дії (момент сили) в поздовжньої і поперечної площині наведення. Процес управління на цьому етапі характеризується великою динамічністю і, як правило, безперервністю. У деяких випадках завдання наведення може вирішуватися дискретно, причому інтервал квантування за часом визначається вимогами до динаміки і точності наведення.
Для вирішення перерахованих завдань система управління по-влітку СА послідовно (або паралельно) працює в режимі мах орієнтації , стабілізації, навігації і наведення. Прилади й пристрої, що забезпечують виконання того чи іншого режиму управління і складають частину всього апарати-турне комплексу системи управління, зазвичай називають сис-темами навігакціі, наведення, орієнтації і стабілізації.
Найбільш часто на практиці системи, що управляють движ -ням центру мас космічного корабля, називають системами навігації та наведення, а системи, що керують рухом космічного корабля щодо центру мас, - системами орієнтації і стабілізації.
Основні параметри І СТІЙКІСТЬ СА.
Стійкість - найважливіша властивість, яку повинен про-лада СА під час всіх еволюцій при посадці на планету.
Проблема забезпечення стійкості, як відомо, загальна
. 16 - проблема для всіх рухомих об'єктів, у кожному конкретному випадку можна вирішити, однак, по-різному. І в даному випадку, стосовно до СА, вона також має свою специфіку.
Справа в тому, що рідке паливо, живить ракетний дви-нів під час його роботи, коливається (в силу наявності слу-чайних збурень) . Впливаючи на корпус СА, ці коливання породжують коливання СА в цілому.
Чутливі елементи (гіроскопи) реагують на коле-банія корпусу і включають, у свою чергу відповідні виконавчі органи (керма), тим самим формуючи замкнуту коливальну систему спусковий апарат - автомат Стабія-зації (СА - АС).
За певних умов, в значній мірі за-висять від «досконалості» компонування СА, можуть виникнути наростаючі коливання корпусу СА, що приводять в кінцевому рахунку до його руйнування.
Характерним тут є те, що коріння неустойчівос-ти лежать саме в особливостях компоновочной схеми СА, що тягне за собою необхідність самого ретельного досліджень-ня цих особливостей (рис.7). < p> Використання рідинного ракетного двигуна для забезпечення м'якої посадки СА породжує, як видно, ряд проблем, пов'язаних із забезпеченням його стійкості.
Займемося однієї з них, а саме - дослідженням ролі
. 17 - конструктивних параметрів компоновочной схеми СА в формую-вання динамічних властивостей СА як керованої системи.
Управління СА щодо центру мас у площинах тангажа і нишпорення здійснюється спеціальним автоматом стабілізації шляхом створення керуючих моментів при цільових перевірок направленому включення керуючих двигунів . Можливі й інші схеми управління, наприклад, шляхом перерозподілу тяг керуючих двигунів або відхилення маршового двига-теля (газового керма).
Що стосується паливних баків, то вони зазвичай виконують-ся у вигляді тонкостінних оболонок різної геометричної конфігурації ( звичайно осесиметричної) і розміщені всередині СА.
Якими параметрами бажано характеризувати ту чи іншу компоновочной схему з тим, щоб формалізувати по-дальшої аналіз? З точки зору динаміки представляють інтерес ті, які в першу чергу характеризують: форму і розташування паливних баків; положення центру мас СА; по-ложении і тип керуючих органів; співвідношення щільності компонентів палива; «подовження» (тобто відношення висоти до діаметру) СА.
Будемо припускати, що траєкторія посадки СА обрана
(і є оптимальною в тому чи іншому сенсі). Є також
(або формується в процесі польоту) програма роботи марші-
. 18 - вого двигуна. Все це однозначно визначає згадані вище параметри компоновочной схеми СА в кожен момент вре-мени активної ділянки.
Цих припущень достатньо для формалізації обговорювались-даємо проблеми - дослідження впливу особливостей компо-новки СА на його стійкість.
Однак завдання стабілізації СА при посадці на планети, позбавлені атмосфери, що включає в себе аналіз динаміки об'єк-єкта, дослідження причини нестійкості і методів її усунення, не допускає повної формалізації і вимагає прив-лікування діалогової технології дослідження.
Для побудови такої технології необхідно почати з аналізу основних факторів, що визначають в кінцевому рахунку структуру діалогу «людина -
ЕОМ», а саме: особливостей СА як механічної системи; особливостей його математічес-ких моделей; своєрідності методів дослідження цих моделей .
Спусковий апарат як механічна система представ-ляєт собою тонкостінну (частково ферменную) конструкцію, забезпечену гальмівним пристроєм - рідинним ракетних дви-нів - і необхідною системою стабілізації.
Важливою особливістю компоновочной схеми СА є наявність в конструкції паливних відсіків (з пальним і окис-літелем) різної геометричної конфігурації.
Стабілізація СА щодо центру мас здійснює-
. 19 - ся спеціальним автоматом стабілізації шляхом створення управ-ляющие моментів за рахунок відхилення керуючих двигунів, маршового двигуна або газових керма.
У процесі руху СА рідина у відсіках коливається, корпус апарата відчуває пружні деформації, все це по - народжує коливання об'єкта в цілому.
Чутливі елементи (гіроскопи) і виконавчі елементи (керма) замикають коливальну систему спусковий апарат - автомат стабілізації і народжують весь комплекс воп-росів, пов'язаний із забезпеченням стійкості системи в це-лом.
Рух СА ми уявляємо собі як «обурене» рух, накладене на програмну траєкторію. Термін «ус-тойчівость» належить саме до цього обуреного руху.
Доречно зауважити, що вибір моделі є хороший приклад формалізації процедури: без участі розробника він у принципі неможливий.
Якими міркуваннями керується інженер при вибо-ре моделей?
Перш за все ясно, що не має сенсу перевантажувати розрахункову модель різними подробицями, роблячи її неоп-равданно складною. Тому представляються розумними наступних щие міркування.
Для аналізу запасів статистичної стійкості об'єктивним
. 20 - та можна обмежитися моделлю твердого твердого тіла.
При виборі ж характеристик пристроїв, що обмежують рухливість рідини у відсіках, необхідно вже враховувати хвильові руху на вільній поверхні рідини як ис-точнік збурюючих моментів. < p> Вибір раціонального розміщення датчиків системи стаб-лізації об'єкта доводиться робити з урахуванням пружності.
Деякі методи, що використовуються при аналізі процесів стабілізації, пов'язані з аналізом динамічних властивостей об'єк-єкта в певний фіксований момент часу. Для отри-мання інтегральних характеристик об'єкта протягом короткого інтервалу часу або на всьому досліджуваному ділянці вико-ются геометричні методи, пов'язані з побудовою в просторі областей стійкості, стабілізованості спе-них чином вибраних параметрів (як безрозмірних, так і розмірних). Ці методи також дозволяють длать відповідь на питання, наскільки великий запас стійкості або стабілізує-емості, і допомагають з'ясувати причини виникнення неустой-чівості.
Існує ще група методів забезпечення стійкості СА, що включає в себе:
1) раціональний вибір структури і параметрів автомата стабілізації;
2) демпфування коливань рідини в відсіках з по-
. 21 - міццю встановлення спеціальних пристроїв;
3) раціональний вибір компоновочной схеми об'єкта (пе-рекомпоновка), з одночасною налаштуванням параметрів АС або з принциповою зміною його структури.
Звернемося тепер власне до терміну «технологія ре-ня» проблеми.
Під цим терміном ми будемо розуміти набір комплексів окремих подзадач, на які розбивається об-суждаемоая завдання, математичних методів та відповідних технічних засобів для їх реалізації, процедур, регламен-тірующіх порядок використання цих коштів і забезпечують рішення завдання в цілому.
Кінцевою метою проектних розробок по динаміці СА яв-ся забезпечення його стійкості на ділянці посадки. Цьому завданню підпорядковані всі інші, в тому числі і завдання ана-лізу структурних властивостей
СА як об'єкта регулювання (по керованості, наблюдаемості, стабілізованості).
Так як стійкість - це те, що в кінцевому рахунку цікавить розробників (і замовників), то з цього завдання
(у плані попередньої оцінки) доводиться починати в про-процесі дослідження, нею ж доводиться і завершувати всі разр-лення при остаточному доведенню параметрів системи Стабія-зації. При цьому змінюється лише глибина опрацювання цього воп-роса: на першому етапі використовуються порівняно грубі мо-діли як об'єкта регулювання, так і регулятора. На конеч-
. 22 - ному етапі, після того, як проведений комплекс досліджень, проводиться детальний аналіз стійкості і якості процес-сов регулювання об'єкта.
Отже, слід керуватися наступним принципом:
займаючись аналізом динаміки об'єкта, почавши з оцінки устой-чівості, час від часу треба повертатися до неї, перевіряючи всі ідеї та рекомендації, отримані в процесі аналізу на замкнутій системі об'єкт - регулятор, використовуючи (за обста-новки) грубі або уточнені моделі як об'єкта, так і ре - регулятора.
Цей принцип і лежить в основі комплексу процедур, рег-ламентірующіх порядок використання моделей СА, методів аналізу цих моделей, що забезпечують вирішення завдання устой-чівості СА в цілому.
ЛІТЕРАТУРА
1. «Проектування спускаються автоматичних космічних апаратів» за редакцією члена-кореспондента АН СРСР В. М. Ковтуненко. М.:
Машинобудування, 1985.
2. Баженов В.І., Осін М.С. Посадка космічних апаратів на планети. М.:
Машинобудування, 1978.
