16.8. Спуск в атмосфере Юпитера

Исследование движения КА в атмосфере Юпитера в соответствии с изложенной выше методикой начнем с наиболее простого вида спуска — баллистического. Проанализируем влияние высоты условного перицентра hn на характерные параметры траектории, максимальную величину перегрузки гатах, конечную высоту hK и величину скоростного напора в конечной точке дк. Конец траектории определим ио условия достижения задаппой скорости V(tK) = VK.

На рис. 16.4 представлена зависимость максимальной перегрузки от высоты условного перицентра траектории входа в атмосферу для КА с величиной приведенной нагрузки на лобовую поверхность Рх = 2000 Н/м2, входящего в атмосферу со стью VBX = 60 км/с (рассматривается номинальная модель атмосферы). Из рис. 16.4 следует, что безопасный спуск КА баллистического типа при n max < 300 возможен в случае входа КА в атмосферу вблизи границы захвата в диапазоне высот условного перицентра -1600 км < h„ < -200 км. Учет ... Читать дальше »

16.7. Оптимальное управление на участке основного аэродинамического торможения

Сформулируем задачу оптимального управления на участке основного аэродинамического торможения для случая использования реактивной СМП. На участке основного аэродинамического торможения требуется определить программу управления эффективным аэродинамическим качеством из условия обеспечения минимума конечной скорости при ограничении на управление и на высоту полета и при заданных конечных значениях параметров траектории. Решение сформулированной задачи показывает, что в зависимости от начальных условий входа и параметров К А возможны четыре типа оптимальных траекторий спуска (рис. 16.3):



► оптимальная траектория содержит участки выхода, движения по ограничению и последующего схода с ограничения внутрь допустимой области фазовы ... Читать дальше »

16.6. Оптимальное управление КА на парашютно-реактивном участке спуска

В табл. 16.1 представлена классификация типов парашют-но-реактивных систем (ПРС) и указана область их применения. Для аппаратов, осуществляющих спуск на поверхность Марса, целесообразно использовать наиболее простые типы (тип Кг 5 и № 6 в табл. 16.1) построения ПРС. При этом тип № 5 является более общим по сравнению с типом № 6, отличаясь от него дополнительным этапом — участком полета с зарифованным парашютом. В этом случае спуск КА на участке мягкой посадки рационально осуществлять по схеме, основные этапы которой представлены на рис. 16.2.

Предполагают, что введение парашюта в поток происходит в некоторый момент времени tДо момента t\ следует наддув за-рифованного парашюта. На участке от t\ до t\ проходит торможение с и ... Читать дальше »

16.5. Оптимальное управление КА на участке реактивного торможения

Реактивное торможение КА осуществляется при использовании реактивной системы мягкой посадки. Рассмотрим управление КА с использованием двух управляющих параметров: величины тяги двигателя P(t) и ее направления 8(£). Задача формулируется следующим образом: определить закон управления вектором тяги ДУ на участке реактивного торможения из условия минимума расхода топлива или, что одно и то же, максимума конечной массы КА при заданных ограничениях на управляющие параметры и граничных условиях траектории снижения.

Решение этой задачи с помощью математической теории оптимального управления показывает, что минимального расхода топлива достигают при релейном переключении тяги двигателя с одного граничного значения на другое. Анализ оптимальных траекторий свидетельствует о том, что для широкого диапазона изменений начальных условий, массы КА и характеристик ДУ ве ... Читать дальше »

16.4. Упрощение основной задачи спуска

Характерной особенностью математической постановки задачи комплексной оптимизации траектории спуска является необходимость учета в правых частях дифференциальных уравнений движения КА дополнительных сил, возникающих в моменты раскрытия парашюта, снятия рифления, сброса парашютной системы и включения двигателей мягкой посадки. В настоящее время теория решения разрывных вариационных задач для нелинейных систем дифференциальных уравнений развита недостаточно, а предлагаемые в ней пути решения громоздки. Следует упростить рассматриваемую задачу. Для этого необходимо учесть то обстоятельство, что при спуске на поверхность планеты участку работы СМП предшествует участок основного аэродинамического торможения. Рассмотрим вначале участок работы СМП независимо от участка аэродинамического торможения

Сначала находят оптимальный режим движения КА из условия минимума массы СМП. Затем для этого режима (или близкого к нему) исследуют влияни ... Читать дальше »

16.3. Требования, предъявляемые к СА при посадке на Марс

НЕОБХОДИМОСТЬ ТОЧНОГО ВХОДА КА В ПЛОТНЫЕ СЛОИ АТМОСФЕРЫ МАРСА. Это приводит к задаче максимизации коридора входа (средствами управления на атмосферном участке движения). Причина заключается в том, что система внеатмосферной навигации и коррекции получается тем проще, надежней и легче, чем меньшую точность она должна обеспечить, т. е. чем больше допустимый вавигационный коридор. Для атмосферного участка — наоборот, чем точнее вход, тем проще организовать оптимальные или близкие к ним режимы снижения. В таких условиях используют следующий компромиссный подход: решают задачу максимизации коридора входа (max Ahn) и, исходя из полученных результатов и практических возможностей, выдвигают требования к величине навигационного коридора. НЕОБХОДИМОСТЬ МАКСИМАЛЬНОГО УМЕНЬШЕНИЯ ВОЗМОЖНОСТИ ЖЕСТКОЙ ПОСАДКИ КА И УВЕЛИЧЕНИЯ ВЕРОЯТНОСТИ МЯГКОЙ ПОСАДКИ. Это выдвигает требования ограничить максимальную глубину погружения в плотные с ... Читать дальше »

16.1. Основные принципы исследования

Глава 16. Особенности спуска КА в атмосферах планет

В настоящее время способ гашения энергии КА с использованием аэродинамического торможения при спуске на поверхность планет, окруженных атмосферой, как энергетически оптимальный, находится вне конкуренции с другими способами. Однако применение его для посадки на конкретную планету имеет свои специфические особенности, неучет которых приводит к тому, что задача безопасной посадки может быть существенно затруднена и даже невыполнима.

15.6. Описание алгоритма работы СУС на гиперболических траекториях

При реализации алгоритма управления работы СУС необходимо решить три системы уравнений. Первая система описывает реальное движение СА. С ее помощью получают ускорения, действующие на аппарат в процессе снижения. При этом используют угол крена •flf), который формируется в результате работы СУС с учетом динамики движения СА около центра масс. Полученные при решении первой системы значения перегрузок используют во второй системе, которая предназначена для определения текущего вектора фазового состояния СА. При этом также учитывают ошибки в начальных данных и погрешности, возникающие при бортовых вычислениях и в результате работы органов управления.

Значение угла крена у, удовлетворяющее текущим условиям (например, выводу СА в область допустимых максимальных перегрузок), определяют при решении третьей системы. При этом используют прогноз текущего значения качества и величины рах. Осуществляют эго с ... Читать дальше »