Спуск и посадка космических аппаратов на планеты без атмосферы

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 надежности всего этапа посадки возможна лишь при глубоком и всестороннем аналитическом исследовании характеристик ПА, зависящем от наличия математических моделей процесса и расчетных (или расчетно-экспериментальных) методов организации расчетов.

С точки зрения численного решения задача посадки, при учете всех сторон процесса, характеризуется большим потребным машинным временем расчета для одной посадочной ситуации (до 10 с при быстродействии ЭВМ примерно 10 операций в 1 с), большим количеством возможных посадочных ситуаций, ограничениями на шаг интегрирования уравнений движения СА (резкое изменение величин действующих усилий может вызват вычислительную неустойчивость алгоритма). При параметрическом исследовании характеристик СА, в ряде случаев проводимом автоматизированно, возможно появление так называемых «окон неустойчивости», где расчет динамики аппарата нецелесообразен 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 характеристик, наиболее разумно использовать упрощенные математические модели процесса (например, модель посадки на ровную 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 необходимость оценки влияния незначительных конструктивных изменений на характеристики процесса или оперативной обработки результатов испытаний в найденных заранее расчетных случаях (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, 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 времени их компиляции и неэкономичного режима работы ЭВМ.

Так как в настоящее время не происходит значительного усложнения структуры моделей процесса посадки, то одновременное увеличение быстродействия ПЭВМ вызывает широкое внедрение последних в расчетную инженерную практику.

ТИПИЧНЫЕ СХЕМЫ СПУСКА.

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

Перспективность и преимущество такой схемы посадки определяются следующими обстоятельствами: свобода в выборе места посадки; возможность проверки системы управления непосредственно 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 двигатель, и спускаемый аппарат переводится с орбиты ожидания на переходную орбиту — эллипс траектории спуска с перицентром вблизи предполагаемого места посадки. В определенной 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 поступает с инерциальных датчиков.

Заданные конечные значения координат определяют вид номинальной траектории спуска на последующем участке конечного спуска («прецизионном» участке); спуск может осуществляться по вертикальной или наклонной траектории.

На участке конечного спуска, измерение фазовых координат объекта производится радиолокационным дальномером и измерителем скорости (доплеровским локатором).

К началу этого участка могут накопиться значительные отклонения (от программных значений) координат, характеризующих процесс спуска. Причиной этого являются случайные погрешности определения параметров орбиты ожидания, погрешность отработки тормозного импульса, недостоверность сведений 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 поверхности в районе посадки, делает необходимым терминальное управление мягкой посадкой. В качестве исходной информации используются результаты измерения высоты и скорости снижения. Система управления мягкой посадкой должна обеспечить заданную точность посадки при минимальных затратах топлива.

На завершающем участке спуска — «верньер ном» участке (В, О) происходит обычно вертикальный полет СА с глубоким дросселированием тяги тормозного двигателя.