Спуск и посадка космических аппаратов на планеты без атмосферы

Верньерный участок вводится для того, чтобы повысить конечную точность посадки, так как влияние погрешностей определения параметров траектории на точность посадки СА снижается при уменьшении величины отрицательного ускорения. Кроме того, если тяга непосредственно перед посадкой мала, то уменьшается возможность выброса породы под действием газовой струи и уменьшается опрокидывающее воздействие на СА отраженной 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 группы:

1. управление на участке предварительного торможения;

2. управление на пассивном участке;

3. управление на участке основного торможения;

4. управление на «верньерном» участке; Более удобна классификация задач по функциональному назначению.

Основной навигационной задачей является измерение 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 управляющих воздействий, которые обеспечивают приведение СА в заданную точку пространства с заданной скоростью и в требуемый момент времени, с учетом текущих кинематических параметров движения, определенных с помощью решения навигационной задачи, заданных ограничений и характеристик объекта управления.

Задачу управления можно проиллюстрировать примером алгоритмом управления мягкой посадкой СА на Луну. Радиодальномер измеряет расстояние r до лунной поверхности вдоль определенного направления, обычно совпадающего с направлением продольной оси СА. Доплеровский локатор дает информацию о текущем векторе скорости снижения V, инерциальные датчики измеряют вектор Q углового положения СА, а также вектор кажущегося ускорения V.

Результаты измерений поступают на выход управляющего устройства, в котором составляются оценки координат, характеризующих процесс спуска (в частности, высоты СА над поверхностью 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, следовательно, тяги двигателя) и используются как уставки для работы системы стабилизации, а управляющий сигнал U задает текущее 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 терминальных условий мягкой посадки. Конечная точность посадки считается удовлетворительной, если величина вертикальной составляющей скорости в момент контакта с поверхностью планеты не вызывает допустимой деформации конструкции СА, а горизонтальная составляющая скорости не приводит к опрокидыванию аппарата.

Задачи ориентации и стабилизации как задачи управления СА относительно центра масс формулируется следующим образом:

1. совмещение осей спускаемого аппарата (или одной оси) с осями (или осью) некоторой системы координат, называемой базовой системой отсчета, движение которой в пространстве известно (задача ориентации);

2. устранение неизбежно возникающих в полете малых угловых отклонений осей космического аппарата от соответствующих 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 медленностью и большой дискретностью приложения управляющих воздействий.

Совершенно иным является процесс управления полетом на активном участке, например, при посадке на Луну. Непрерывно, начиная с момента включения тормозного двигателя, на борту решается навигационная задача: определяются текущие координаты СА и прогнозируются кинематические параметры движения на момент выключения двигателя.