Файл: С. В. Кондаков 2019 г.pdf

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
77
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
2.1.1 Этапы полета ЛА в условиях космоса и задачи систем наведения.
Техническая реализация сближения летательных аппаратов в космосе в значи- тельной мере определяется возможностью создания системы управления движе- нием, обеспечивающей выполнение этой операции [2]. Разработка методов наведе- ния при сближении летательных аппаратов и создание аппаратуры, реализующей эти методы, - непременное условие успешного решения поставленной задачи.

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
78
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
командно-измерительного комплекса. Роль последнего в этот период сводится к дублированию бортовых измерительных и вычислительных средств и их контролю.
На этапе сближения или ближнего наведения работа бортовой системы управ- ления движением активного ЛА основывается на использовании, главным образом, информации о параметрах относительного движения. Однако в ряде случаев, когда алгоритм наведения при сближении основан на использовании законов орбиталь- ной механики, в системе управления используется информация о параметрах ор- биты цели. Нередко последний участок ближнего наведения выделяют в так назы- ваемый участок причаливания, в котором резко изменяется характер управления движением ЛА.
Причаливанием принято называть этап сближения с дальности примерно в
300…1000 м при скоростях сближения несколько м/с. Особенность управления на этапе причаливания – постоянная ориентация продольных осей объектов по направлению друг к другу.
При управлении наведением ЛА на ближнем участке возможны два метода: пер- вый, основанный на использовании законов орбитального движения (метод свобод- ных траекторий), и второй - метод сближения по линии визирования (метод парал- лельного сближения); первый из них использует свойства орбитального движения.
Сообщая активному ЛА кратковременные и малые импульсы, можно так изменить траекторию его полета, что в некоторый момент времени он окажется в непосред- ственной близости от станции, причем их относительные скорости будут лежать в пределах, обеспечивающих переход к процессу причаливания. Теоретически мини- мальное количество импульсов сближения сводится к двум, хотя практически их требуется несколько больше. Особенностью рассматриваемого метода является необходимость «привязки» его к орбитальной системе координат. Как известно, свойства измененного импульсом РД орбитального движения существенным обра- зом зависят от направления импульса скорости относительно притягивающего цен- тра (в данном случае центра Земли) и плоскости орбиты. Поэтому при целенаправ- ленном использовании свойств орбитального движения система управления сбли- жением должна располагать не только сведениями о взаимном положении актив- ного ЛА и цели и их орбит, но и знать (с высокой точностью) положение активного
КА относительно орбитальных осей. Следовательно, приборный состав аппара- туры сближения будет включать не только средства измерения дальности до цели, направления на станцию (линии визирования), относительных скоростей двух сближаемых ЛА, но и приборы, дающие направление местной вертикали и поло- жение плоскости орбиты.

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
79
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
Метод сближения по линии визирования основан на сближении, происходящем по прямой, соединяющей два сближаемых ЛА. Методы данной группы берут свое начало от методов наведения управляемых снарядов [30]. Кинематическая сущ- ность этих методов применительно к сближению летательных аппаратов в космосе, в общем, остается той же самой, но значительно изменяется их динамическое со- держание и, следовательно, аппаратурная реализация. Это связано с тем, что при движении в достаточно плотной среде наведение осуществляется за счет поворотов аэродинамических рулей, приводящих вследствие взаимодействия корпуса аппа- рата со средой и изменению направления скорости практически без изменения ее величины, тогда как в условиях космического полета управление движением цен- тра масс возможно только за счет приложения реактивной тяги, изменяющей из-за ограниченности расходов в основном величину, а не направление орбитальной ско- рости.
При наведении по линии визирования угловая скорость поворота линии визи- рования в абсолютном пространстве все время остается равной нулю (в практиче- ской реализации - близкой к нулю) и сближаемые ЛА не испытывают боковых (от- носительно линии визирования) смещений в процессе сближения. Для реализации этого метода необходимо знание положения и характера движения ЛА друг отно- сительно друга; их положения относительно центра Земли и плоскости орбиты не- существенны.
Простота описанного метода сближения требует, однако, заметного увеличения запасов топлива, так как движение по прямой не является естественным свободным движением ЛА, поэтому естественную траекторию ЛА необходимо постоянно
«спрямлять» путем включения РД. Избыточный сравнительно с методом свобод- ных траекторий расход топлива будет тем больше, чем сильнее естественная тра- ектория отличается от прямой. Из этого следует, что при сравнительно малых начальных дистанциях сближения, когда искривление свободной траектории мало, расходы топлива, потребные для сближения по обоим методам наведения, будут отличаться мало.
При разработке ЛА, предназначенного для активного сближения, необходим выбор метода сближения с полным учетом его преимуществ и недостатков.
Обычно в основе такого выбора лежит учет сложности аппаратуры и потребных для сближения суммарных масс аппаратуры и топлива. Недостаток метода свобод- ных траекторий заключается в относительно большой массе и сложности аппара- туры, которая будет окупаться лишь в случае заметного уменьшения массы потреб- ного топлива, что, как уже говорилось, возможно, только при достаточно больших начальных дистанциях автономного сближения.

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
80
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
Схема подсистемы автономного сближения ЛА представлена на рисунке 59.
Рисунок 59 – Схема подсистемы автономного сближения КА:
1 - приборы измерения относительного взаимного движения сближающихся КА;
2 - блок датчиков угловых скоростей КА; 3 - вычислительное устройство; 4 - при- боры для определения орбитального движения КА; 5 - подсистема управления маршевым двигателем: 6 - маршевый двигатель; 7 - двигатели причаливания и ориентации.
Приборы измерения параметров относительного движения (обычно это какая- либо радиолокационная система) измеряют текущие значения расстояния между
ЛА, компоненту их относительной скорости (вдоль линии визирования), угловые координаты станции и компоненты вектора угловой скорости линии визирования
(они позволяют найти боковые составляющие относительной линейной скорости
ЛА). Эта информация поступает в вычислительное устройство, в которое, кроме того, поступают данные о векторе собственной угловой скорости активного ЛА из блока датчиков угловых скоростей, информация об орбитальном движении ЛА
(направление местной вертикали, положение плоскости орбиты и др.) от приборов ориентации. Все данные, поступающие в вычислительное устройство, выбираются так, чтобы решение задачи о потребном характере движения активного ЛА было бы обеспечено. Сигналы управления, выработанные в вычислительном устройстве, поступают на исполнительные органы - РД со своей подсистемой стабилизации и на РД причаливания и ориентации. В том случае, если реализуется относительно

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
81
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
простой метод сближения по линии визирования, приборы ориентации могут от- сутствовать, а вычислительное устройство может быть достаточно простым в от- личие от БЦВМ для метода свободных траекторий.
В заключение следует добавить, что возможно и комбинированное использова- ние методов сближения, например, метода свободных траекторий для автономного сближения КА со значительных начальных расстояний и метода параллельного сближения на достаточно малых расстояниях между КА.
На последнем этапе встреча ЛА с целью может носить разный характер. При мягкой контактной встрече ЛА должен оставаться невредимым. При ударной контактной встрече ЛА разрушается, но при этом уничтожается и цель. Наконец, при бесконтактной встрече воздействие ЛА на цель осуществляется путем стрельбы, бомбометания, пуска ракет, и т. д.
В состав основных задач систем наведения летательных аппаратов в условиях космоса входит расчет таких управляющих воздействий, чтобы космический аппарат достигал заданной точки пространства с заданной скоростью и в требуемый момент времени [2].
К частным задачам наведения космических аппаратов относят:
 построение траектории движения, обеспечивающей приведение ЛА в задан- ную точку;
 расчет необходимых сил и моментов, которые выведут ЛА на требуемую тра- екторию;
 определение закона изменения параметров управления, их зависимости от параметров движения, которые необходимо реализовать для обеспечения полета по требуемой траектории.
2.1.2 Варианты организации управления двигательной установкой
В зависимости от типа КЛА применяют соответствующие типы исполнительных органов систем управления (таблица 5).
В качестве двигателей системы исполнительных органов используются ЖРД малой тяги и ЭРД. Используемые в СИО ЖРД могут быть двухкомпонентные и однокомпонентные [34].
По назначению двигатели подразделяют на маршевые двигатели, двигатели ориентации и двигатели стабилизации. Первые предназначены для разворота КЛА относительно орбитальной системы координат, вторые – стабилизируют связанную с КЛА систему координат относительно выбранной системы координат. В зависимости от рода выполняемой работы осуществляют компоновку двигателей.

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
82
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
Таблица 5 –Типы исполнительных органов КЛА
Ориентацию ЛА можно осуществлять в различных системах координат.
Двигатели размещают в зависимости от выбранной системы координат.
В сферической системе координат ориентация ЛА выполняется с помощью одного двигателя, устанавливаемого по одной из связанных осей аппарата, как правило, это ось X (рисунок 60).
Рисунок 60 – размещение двигателя ориентации в сферической СК:
X, Y, Z – координатные оси;
????̅ – вектор тяги маршевого двигателя,
ЦМ – положение центра масс
Если требуется провести маневр в направлении осей OY или OZ, аппарат с помощью системы стабилизации разворачивается в заданном направлении.
Недостатком управления в подобной системе координат является то, что она имеет большое время запаздывания, необходимое на разворот ЛА в заданном направлении.
В цилиндрической системе координат ИСО ориентации состоит из двух двигателей, размещаемых по осям связанной СК. Один из двигателей размещается

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
83
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
по оси OX. Второй – по одной из осей: OY или OZ (рисунок 61).
Рисунок 61 – размещение двигателя ориентации при управлении в цилиндрической системы координат: X, Y, Z – координатные оси;
????̅ – вектор тяги маршевого двигателя, ЦМ – положение центра масс
Для управления по оси OZ при размещении двигателя по оси OY аппарат разворачивают с помощью двигателей стабилизации по крену на необходимый угол. Для управления по оси OY в случае размещения двигателя по оси OZ аппарат разворачивают с помощью двигателей стабилизации по крену на необходимый угол
Быстродействие при управлении в цилиндрической системе координат выше, чем при управлении в сферической СК.
Для управления в декартовой (прямоугольной) СК двигатели устанавливают по всем трем связанным осям ЛА (рисунок 62)
Рисунок 62 – Размещение двигателей ориентации при управлении в декартовой
СК: X, Y, Z – координатные оси;
????̅ – вектор тяги маршевого двигателя,
ЦМ – положение центра масс.
О

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
84
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
Теоретически для декартового управления вектором суммарной тяги доста- точно шести РД (по два на ось, так как тяга РД не изменяет знака), однако их коли- чество рационально удваивать, чем решаются сразу две задачи: во-первых, эти РД можно использовать и для управления ориентацией продольной оси КА, а во-вто- рых, не требуется точной установки оси такого бокового РД относительно центра масс КА; последнее трудно потому, что положение центра масс не всегда известно с нужной точностью, оно смещается расходовании топлива и т. п. Кроме того, воз- можность «разнесения» РД упрощает компоновку КА, так как установке их точно по оси КА (для торможений и разгонов) мешает маршевый РД большой тяги.
Газодинамические органы управления. Существуют различные способы создания управляющей силы путем отклонения струи реактивного двигателя.
На рисунке 63 показаны способы установки маршевых двигателей. Они могут поворачиваться относительно одной из осей или в любой плоскости в кардановом подвесе попарно. Одна пара обеспечивает управление по курсу, другая – по тангажу.
Рисунок 63 – Варианты крепления качающихся камер:
а – крепление в кардановом подвесе, качание в двух плоскостях; б – крепление на шаровой опоре; в – крепление в кардановом подвесе; качание в одной плоскости, опора размещена в области критического сечения; г – крепление в кардановом подвесе, качание в одной плоскости, опора размещена на корпусе камеры сгорания.
Отклонение струи газов осуществляют посредством вдува газа или впрыска жидкости в расширяющуюся часть сопла (рисунок 64), при этом образуется местный скачок уплотнения, который поворачивает струю газов, истекающих из сопла, возникает поперечная сила, создающая управляющий момент.
Отклонение струи истекающих газов реализуют с помощью газовых рулей, которые устанавливают на срезе сопла (рисунок 65).
Газовые рули – это управляющие поверхности, аналогичные воздушным рулям, вводимые в газовый поток. При отклонении этих рулей происходит поворот потока, что приводит к возникновению управляющего момента, разворачивающего ракету.