WalkInSpace.ru - 19.3. Управление полетом ОК«Мир» на завершающем этапе его работы
Главная Новости Форум Поиск



Баллистика и навигация космических аппаратов

<<<Назад Страница 160 Далее>>>

19.3. Управление полетом ОК«Мир» на завершающем этапе его работы

Изложенная выше стратегия управления полетом была практически реализована при решении проблемы возвращения на Землю орбитального комплекса (ОК) «Мир». Вместе с тем, как отмечалось выше, при работе с таким сложнейшим объектом возник ряд объективных обстоятельств и конкретных условий, которые потребовали принятия специальных мер для успешного практического решения возникшей проблемы.

Вопрос о прекращении функционирования ОК «Мир» и последующем безопасном его затоплении в акватории Мирового океана был поставлен в конце 1997 — начале 1998 г. Это объяснялось рядом объективных причин технического и экономического характера. Уместно отметить, что при постановке этой задачи жестким, обязательным условием являлось выполнение требования затопления несгоревших элементов конструкции (НЭК) и оборудования ОК «Мир» в специально выбранном районе акватории Мирового океана. К этому времени мировая наука и техника уже имели печальный опыт затопления российской станции «Салют-7» и американской «Скайлеб», часть несгоревших элементов которых упали соответственно на территорию Южной Америки и Австралии. Учитывая, что масса ОК «Мир» (> 130 т) значительно больше массы любого из названных объектов и поверхности Земли могли достигнуть существенные фрагменты ОК «Мир» (общей массой в несколько десятков тонн), возможные последствия были бы катастрофическими. При этом потенциально опасные районы падения несгоревших фрагментов ОК «Мир» до самого последнего момента оставались неопределенными. Это, в свою очередь, означало, что уязвимыми являлись все страны мира, расположенные в районах Земли от 52° ю. ш. до 52° с. ш., что определяется наклонением орбиты ОК «Мир». Понимая всю ответственность за возможные последствия, перед специалистами, участвующими в затоплении ОК «Мир», была поставлена задача «цивилизованного» решения проблемы. Потребовалось почти три года на проведение специальных исследований и доработок для получения минимально необходимых условий, позволяющих перевести ее решение на практические рельсы.

С учетом всех обстоятельств был найден единственный путь практического решения поставленной задачи с использованием минимального количества топлива на торможение:

► на первом этапе происходит естественное торможение ОК за счет воздействия атмосферы и, соответственно, снижение комплекса до минимально возможных высот;

► на втором этапе проводятся маневры формирования спусковой орбиты, на которой в определенный момент времени выдается последний завершающий импульс торможения с целью перевода ОК на орбиту с высотой «условного» перицентра (рассчитанной без учета атмосферы) менее 80...85 км (рис. 19.6). В этом случае ОК «захватывается» атмосферой и снижается, разрушаясь и сгорая. Однако значительная часть НЭК при этом все же достигает поверхности Земли.


Необходимо отметить, что за все предыдущие годы эксплуатации ОК «Мир» режим одновременной работы СКД и ДПО для коррекции орбиты не проводился, более того, даже теоретически не был проработан.

Итак, предварительные исследования позволили сделать важный вывод о принципиальной возможности использования двигателей, расположенных на ГК «Прогресс-М» — СКД и ДПО — для сообщения тормозных импульсов небольшой величины. Учитывая имеющиеся ограничения по времени непрерывной работы двигателя, нетрудно подсчитать, что при работе СКД в течение 300 с можно затормозить ОК лишь на 6...6,5 м/с, а при работе 8 ДПО в течение 400 с — на = 3 м/с. Укажем, что уменьшение скорости торможения в апоцентре орбиты ОК «Мир» на ДУ = 1 м/с приводит к понижению высоты перицентра на 3...3,5 км, т. е. при ДУ = 6 м/с перевод ОК «Мир» на траекторию спуска возможен с орбиты, высота перицентра которой составляет менее 105 км. Даже при использовании режима одновременной работы СКД и 8 ДПО ОК «Мир» высота перицентра орбиты, в апоцентре которой подается последний заключительный импульс, не должна превышать = 115 км (!). Практически реализовать устойчивую орбиту с такими параметрами невозможно. Возник естественный вопрос: до каких значений минимальной высоты можно удерживать ОК «Мир» в стабилизированном полете и, соответственно, какова потребная величина заключительного импульса скорости? Ответить на него оказалось очень сложно, так как ни отечественного, ни мирового практического опыта по данному вопросу не было. Ответ пытались найти, исходя скорее из некоторых общих соображений, включая интуитивные. Вместе с тем определение допустимой минимальной высоты управляемого полета ОК «Мир» имело принципиальное значение для выбора всей стратегии реализации спуска.

Полет ОК «Мир» в штатном режиме его работы проходил на высоте 400 км. Исходя из этого выбирались все необходимые параметры системы управления. На этапе перехода на пред-спусковую орбиту высота полета постепенно уменьшается, резко возрастает плотность атмосферы и, соответственно, столь же резко увеличиваются тормозные и возмущающие силы. Так, при изменении средней высоты полета с 400 до * 180 км плотность возрастает в 1000 раз, а до 120 км — в 10 000 раз (!). Проведенные исследования и соответствующие расчеты показали, что если рассматривать ОК «Мир» как абсолютно жесткую конструкцию, то управляющих воздействий для обеспечения стабилизированного полета хватило бы до высот не менее - 135...140 км. Однако ОК «Мир» никоим образом не относится к категории «жестких» объектов, и предсказать его поведение при резком увеличении распределенных возмущающих аэродинамических сил не представлялось возможным, ибо была велика вероятность возникновения колебательных режимов, в том числе автоколебательных. А все это могло привести к непредсказуемым последствиям. Более того, при полете на небольших высотах многократно возрастают потребные расходы топлива для обеспечения стабилизированного полета, что в принципе недопустимо ввиду большого общего дефицита топлива. В результате сформировались прямо противоположные требования:

► с одной стороны, желательно допустить снижение ОК «Мир» за счет естественного аэродинамического торможения до минимальных высот полета, что потребовало бы минимального количества топлива для сообщения заключительного тормозного импульса;

► с другой стороны, соображения надежности проведения заключительных операций напрямую были связаны с требованием полета ОК «Мир» при последнем включении двигательной установки при максимально возможном значении минимальной высоты спусковой орбиты.

Как отмечалось выше, строгого значения получить в отведенные сроки не представлялось возможным, и было принято компромиссное решение: минимальная высота спусковой орбиты должна быть не менее 150...155 км и находиться, естественно, над районом падения НЭК. Одновременно было выдвинуто еще одно важное требование: время пребывания полета ОК «Мир» на высотах, меньших 200 км, должно быть минимальным. Несложные расчеты показывают, что для спуска с такой орбиты требуется импульс ДУ» 22...25 м/с.

Как указывалось выше, на период начала 1998 г. при использовании режима одновременной работы СКД и 8 ДПО ГК «Прогресс-М» можно было сообщить ОК «Мир» импульс не более 10 м/с, т. е. достижение надежного решения возникшей проблемы «цивилизованного» затопления на тот период было невозможно. Практическая реализация с использованием ДУ ГК «Прогресс-М» принципиально возможна лишь при существенном увеличении допустимого времени непрерывной работы двигательной установки ГК «Прогресс-М» (это относится и к СКД и ДПО), что позволило бы отрабатывать импульсы скорости достаточно большой величины. Для решения этой проблемы были развернуты работы, которые в конечном счете позволили решить эту и другие задачи. Всесторонний анализ «цивилизованного» затопления ОК «Мир» (с учетом изложенных соображений) привел к выводу, что необходимо располагать запасом топлива, достаточным для сообщения суммарного импульса дельтаV > 40 м/с, В этом случае суммарная величина потребного топлива, применительно к ОК «Мир», должна быть более 2000 кг. Однако таким запасом топлива ОК «Мир» не располагал при использовании грузового корабля «Прогресс-М». Возникала задача разработки и отработки нового (модифицированного) грузового корабля, позволяющего обеспечить, хотя бы по минимуму, необходимые условия прежде всего по запасам топлива. Это весьма непростая проблема, на решение которой потребовался не один год.

Остановимся несколько подробнее на выборе района посадки. В результате анализа возможных районов падения несгоревших элементов ОК «Мир» был выбран малонаселенный и свободный от судоходства район в южной части Тихого океана с координатами угловых точек:


С учетом всех особенностей управления ОК «Мир» и возможного разброса несгоревших элементов (±3000 км вдоль трассы и ±100 км поперек трассы) в каждые сутки существуют лишь несколько витков, на которых могут быть выполнены условия по обеспечению падения НЭК в этом районе — это 1, 2 и 3-й суточные витки (1-м суточным витком в России принято считать 1-й виток, долгота восходящего узла которого лежит западнее 20е в. д.). Данные, представленные в табл. 19.3, показывают чрезвычайно малое время существования ОК «Мир» на высотах, меньших 200 км. В силу этого организация «выхода» ОК на требуемые витки посадки также представляла достаточно серьезную проблему.

Создание и отработка ГК «Прогресс-М1» существенно расширили возможности по проведению необходимых динамических операций: к моменту проведения завершающих активных операций запасы топлива на борту ОК «Мир» были в состоянии обеспечить суммарный импульс скорости <= 42...45 м/с, иа которых в силу объективных проектных решений только = 16 м/с можно отработать с помощью СКД, а остальные 26...29 м/с — с помощью ДПО.

Очень важно было наиболее рационально распорядиться выбором числа и соответственно величины импульсов скорости, реализуемых прежде всего с помощью ДПО. По законам космической баллистики при проведении маневров изменения параметров орбиты теоретически оптимальным является мгновенное приложение импульсов. При использовании двигателей малой тяги, каковыми являются ДПО, это условие нарушается даже при относительно малых величинах V. Например, при V = 10 м/с время непрерывной работы 8 ДПО превышает 20 мин (ОК пролетит за это время почти четверть витка), что приводит к существенному снижению эффективности его действия.


Итак, к концу 2000 г. имелись достаточно полные исходные данные для выбора общей стратегии решения поставленной задачи «цивилизованного» затопления ОК «Мир», в том числе и на этапе проведения динамических операций.

В результате всесторонних исследований в качестве основного рабочего варианта была принята следующая стратегия работы с ОК «Мир». С учетом результатов прогнозирования его движения время проведения завершающих операций было определено на конец февраля — начало марта 2001 г. До этого времени за счет естественного торможения ОК переходит на более низкие высоты полета. При достижении средней высоты полета hср = 240-250 км с учетом реально развивающихся событий должно быть принято решение об активных завершающих операциях и, соответственно, об окончательном выборе параметров предспусковой орбиты и стратегии перевода комплекса на спусковую орбиту. С учетом всех отмеченных выше (и ряда других) факторов предполагалось использование «трехсуточного» варианта затопления ОК. Порядок проведения динамических операций и прогнозируемые параметры орбиты ОК «Мир» для этого варианта представлены в табл. 19.4 и на рис. 19.8. Этот вариант вроде бы удовлетворял основным требованиям. В частности, потребная суммарная величина скорости торможения не превышала 45 м/с, а продолжительность непрерывной работы двигательной установки не выходила за пределы допустимого времени.

Принципиальным при реализации этого варианта было условие работы в режиме орбитальной ориентации ОК «Мир», что обеспечивало наиболее благоприятный из всех возможных режим понижения орбиты ОК с учетом протяженности активных участков (на период конца 2000 — начала 2001 г. это условие было основополагающим, не вызывающим никаких сомнений).

Однако ряд факторов мог привести к большим осложнениям при реализации этого варианта и вызвал определенные опасения. С учетом возможных нештатных ситуаций, плохой предсказуемости поведения атмосферы, малого времени существования ОК «Мир» (так как работа ведется на «падающей» орбите) не было полной уверенности в успешном решении проблемы с использованием «трехсуточного» варианта.Как следствие, было принято решение о необходимости со к ращения времени проведения динамических операций. В ре зультате пришли к «двухсуточному» варианту организации за топления ОК «Мир». На рис. 19.9 и в табл. 19.5 представлена основная информация в случае реализации этого варианта. ОК «Мир» в этом случае осуществлял бы полет на средних высотах менее 200 км лишь несколько последних витков, при этом максимальная высота полета даже при сообщении последнего импульса превышала бы 200 км и лежала где-то в районе 210...215 км.


Основные сложности реализации затопления по этому пути определялись исключительной динамичностью процессов. Действительно, между первым — вторым и соответственно третьим — заключительным импульсами скорости в распоряжении специалистов по управлению ОК имелось только по одной полной зоне видимости — это всего = 10...15 мин (рис. 19.10). За это время необходимо провести контроль всех прошедших операций, принять решение о дальнейших действиях и при необходимости «заложить» на борт ОК соответствующие уставки на выполнение тех или иных команд с обязательным контролем правильности их восприятия на борту. Обстановка резко обострялась в случае возникновения каких-либо нештатных ситуаций, ибо времени на проведение соответствующих расчетов практически не оставалось, так как работа велась бы, еще раз подчеркнем, в условиях жесточайшего временного дефицита. Однако не эти, хотя и действительно большие, трудности заставили отказаться от «двухсуточного» варианта. Буквально в последние дни — за полторы-две недели до проведения заключительных динамических операций — был выявлен ряд принципиальных факторов, исключивших из рассмотрения обсуждаемый вариант. Это не являлось случайностью или какой-то недоработкой, а наоборот, подчеркивало ответственный подход российских специалистов к поиску решения возникшей проблемы, в максимальной степени исключающей неконтролируемое развитие событий. Дело в том, что при поиске наиболее надежного из всех возможных вариантов в первую очередь учитывали текущее и прогнозируемое состояние бортовой аппаратуры ОК, имеющиеся реальные запасы топлива, а также отказы и сбои в работе бортовой и наземной


аппаратуры, которые имели место в последние недели полета ОК, и в итоге определяли наиболее слабые места. В результате и был выявлен ряд новых негативных факторов, ставящих под сомнение успех реализации рассмотренного «двухсуточного» варианта и заставивших по-новому подойти к решению проблемы. Укажем основные из этих факторов.

* Принципиальным моментом во всех рассматриваемых выше вариантах являлось предположение об использовании режима орбитальной ориентации во время проведения динамических операций. Однако детальные исследования и конкретные испытания в последние недели полета ОК «Мир» показали, что этот режим сопровождается чрезвычайно большими уходами базовой оси комплекса от исходного заданного положения: до 6° (!) за один виток. В ряде случаев это могло привести к возникновению трудноисправимых критических ситуаций, связанных с нерасчетной выдачей импульсов скорости.

* Оказалось также, что для обеспечения режима работы ОК в режиме орбитальной ориентации при полете на высотах, меньших 200 км, требуется существенная доработка и внесение изменений в программное обеспечение бортовой вычислительной машины, что крайне нежелательно и рискованно ввиду отсутствия реального времени на выявление и исправление возможных ошибок.

* В ходе детального изучения движения ОК на витке спуска (после выдачи последнего импульса) было выявлено, что при работе с комплексом в режиме орбитальной ориентации ОК «Мир» входит в плотные слои атмосферы грузовым кораблем «Про-гресс-М1» «вперед». Это нежелательно и опасно, поскольку аэродинамическая компоновка ОК обусловливает в этом случае с большой вероятностью появление подъемной силы: величина аэродинамического качества могла бы превысить весьма значительную величину 0,2...0,3. В результате при неблагоприятном развитии событий, с учетом очень малого угла входа ОК в плотные слои атмосферы не исключался его рикошет от атмосферы с непредсказуемыми последствиями. Необходимо было разработать специальные меры, чтобы предотвратить подобную ситуацию. В частности, рассматривался вариант проведения закрутки ОК «Мир» вокруг оси Z (по тангажу) после отработки заключительного импульса. Однако это было сопряжено со многими дополнительными трудностями и в целом представлялось трудновыполнимым.

Отмеченные факторы оказались достаточно убедительными для принятия решения о продолжении поиска альтернативного варианта решения проблемы. В частности, последние из отмеченных недостатков режима орбитальной ориентации исключались при переходе к режиму инерциальной ориентации. Действительно, в последнем случае обеспечивается достаточно высокая точность ориентации при сравнительно малых уходах базовых осей от заданного направления. Очень важным являлось то, что для обеспечения этого режима не надо было вносить никаких специальных дополнительных изменений в программное обеспечение БЦВК. И наконец, при использовании этого режима ориентации вход ОК «Мир» в плотные слои атмосферы проходит грузовым кораблем «сзади». Это наиболее благоприятное решение, практически исключающее рикошетирование ОК от атмосферы. Действительно, в этом случае возможная величина аэродинамического качества мала (менее 0,1), более того, самый вероятный случай — возникновение подъемной силы с направлением «вниз» («на пикирование»), что способствует наиболее надежному «захвату» ОК атмосферой.

В соответствии с выбранной стратегией затопления ОК «Мир» решение задачи проходило в два этапа.

Основная задача управления на первом этапе — это организация выхода ОК на предспусковую орбиту с минимальным расходом топлива при сохранении работоспособности основных бортовых систем, необходимых для проведения динамических операций. Для наилучшего решения этой задачи ОК «Мир» был переведен путем закрутки в некоторое устойчивое положение, которое он сохранял достаточно длительное время без использования дополнительных расходов топлива, а бортовая аппаратура работала в дежурном режиме.

Объективно следует призвать, что основные сложности возникли перед специалистами на втором этапе — этапе проведения динамических операций. Формально необходимо было определить закон изменения по времени параметров управления, формирующих требуемую траекторию спуска ОК при заданных краевых условиях наведения и при выполнении ряда дополнительных условий и ограничений. По общим признакам решалась задача оптимального управления по стохастическому критерию, так как в ее постановку включаются данные, характеризующие действия случайных факторов. При решении краевой задачи в качестве конечных условий выбирают некоторую, специально выбранную точку на поверхности океана по трассе полета ОК «Мир», т. е. широту и долготу центра группирования НЭК, расположенную в выбранном районе акватории Тихого океана. Положение этой точки определялось из конкретно складывающихся условий работы с ОК «Мир» таким образом, чтобы разброс НЭК не выходил за пределы объявленной зоны падения (первоначально за прицельную была принята точка с координатами Ф — 47° ю. ш. и X =160° в. д. — это центральная точка выбранного района посадки). Исходя из этого выбирали критерий оптимальности управления — минимум разброса дальности полета НЭК


С учетом необходимости решения задачи в «односуточном» варианте затопления ОК «Мир» реальные условия, диктуемые прежде всего надежностью и необходимостью контроля проведения динамических операций, таковы, чтобы можно было сообщить максимум два импульса, обеспечивающие переход от предспусковой к спусковой орбите. Это не способствовало достижению наилучших решений в пределах имеющихся запасов топлива, но являлось объективной реальностью. Не менее жесткими являлись ограничения на направление выдачи тормозных импульсов: с целью повышения надежности проведения операций было принято решение об однократном приведении продольной оси ОК в заданное направление в инерциальном пространстве, т. е. реализация первых двух импульсов проводилась в некотором, определенном баллистиками, неизменном направлении, которое меняется только перед третьим — завершающим — включением ДУ. Требование контроля и при необходимости принятия чрезвычайных решений выдвинуло еще одно условие: продолжительность первого и второго включений, а также времена включения ДПО при формировании спусковой орбиты должны были выбираться с учетом окончания их работы в зоне видимости российских станций слежения за полетом ОК «Мир». Ориентация продольной оси комплекса во время проведения заключительного импульса скорости также должна оставаться неизменной, а работа ДУ должна была проходить большей частью в зоне видимости российских станций слежения. Однако наземные российские станции слежения наблюдают ОК «Мир» только на 13...16-м, 1...4-M суточных витках, на которых в пределе и должны быть проведены все заключительные операции. Однако 4-й виток следовало исключить из рассмотрения, так как посадка в заданном районе акватории Тихого океана могла быть выполнена только на витках 1...3-M. Достаточно очевидно, что перед принятием решения о проведении динамических операций прежде всего необходимо было убедиться, что события развиваются штатко, все необходимые бортовые системы находятся в рабочем состоянии, параметры орбиты соответствуют расчетным и т. п. При необходимости надо было успеть выдать на борт новые команды или ввести какие то уточнения, провести или проверить ориентацию ОК и многое другое. Только после всех подготовительных операций можно было приступать к реализации тормозных импульсов. Для решения всех этих вопросов требовалось минимум два рабочих витка, после «глухих», невидимых с российских станций слежения витков, — это суточные витки 13-й и 14-й. Итак, оставалось пять витков на проведение трех торможений. Каждое из этих торможений важно и ответственно, но, несомненно, наиболее важным являлся заключительный импульс скорости, когда даже самые незначительные ошибки могли привести к необратимому нештатному развитию событий. Для исключения этого опять-таки требовалось время для уточнения параметров орбиты, оценки сложившейся ситуации после реализации двух импульсов, анализа состояния бортовой аппаратуры для разворота продольной оси станции в требуемое направление, для закладки всех необходимых уставок и многое другое. С другой стороны, следует учесть обязательное условие — из соображений надежности необходимо было иметь в запасе хотя бы один спусковой виток. Суммируя все приведенные аргументы, определялась единственная, наиболее надежная из всех возможных, последовательность проведения импульсов скорости: первые два импульса, формирующие спусковую орбиту, должны проводиться последовательно на витках 15-м и 16-м, а третий — заключительный — на 2-м витке.

Итак, все условия проведения динамических операций теоретически были оговорены. На практике же еще предстояла серьезная работа по проведению соответствующих расчетов и принятию взвешенных решений с учетом реального состояния необходимой бортовой аппаратуры, реальных запасов топлива, прогноза параметров атмосферы, реальных параметров орбиты, работы наземных средств и пр. Только после этого, при выполнении всех необходимых требований и ограничений, можно было приступать к проведению заключительных динамических операций.


<<<Назад Страница 160 Далее>>>



WalkInSpace.Ru

Правила:

«Путешествие в космос» © 2017

Использование материалов допускается при условии указания авторства WalkInSpace.ru и активной ссылки на www.WalkInSpace.ru.



Яндекс.Метрика