Файл: Шаталов, В. А. Применение ЭВМ в системе управления космическим аппаратом.pdf

к(кк)

Рис. 4.6. Геометрия применения стадиметра:

б — неправильная ю стировка; в — правильная юстировка

Стадиметр можно использовать на сравнительно небольших расстояниях от планет (для земли на высоте до 4600 км, для Луны — до 1300 км). Для больших расстояний применяют кос­ мический секстант. Стадиметр измеряет кривизну замкнутой линии горизонта и преобразует ее в высоту местонахождения наблюдателя. В нем используется расщепленное на три части поле изображения с центральной сканирующей призмой А'. Боко­ вые поля С' и D' соответствуют точкам Сп и Du видимой окруж­ ности горизонта планеты. Угол фп между линиями КСп и KDB является постоянным и известным. Центральная призма А' ска­ нирует до тех пор, пока не будет достигнута необходимая юсти­ ровка (см. рис. 4.6,6, в). Затем линия КА пересекает окруж­ ность горизонта и значение угла 9П считывается по показанию прибора. Когда известны углы 0П и <рп, а также радиус планеты Яп, то расстояние /г= г — Яп определяется из геометрических соотношений как функция угла 0П. Определение параметров ор­ биты вручную на основании данных от стадиметра рассмотрим на примере Ш-

местная круговая скорость, г — расстояние от КА до центра

124

планеты в средней точке). Значение V можно определить из урав­ нения

откуда следует, что прежде всего необходимо определить значе­ ния величин г, г и г. При наличии трех измерений можно счи­ тать, что r=r2, f 2 = r, Г2 =г. Значения гь г2, г3 при помощи стадиметра находятся в моменты t\, t2, t3 (t3>t2>t1).

Тогда

Точность определения параметров г и г может быть существен­ но повышена, если увеличить число измерений до пяти и сохра­

Знание величин V2 и Екр позволяет провести дальнейший ана­

125

V

На рис. 4. 7 приведены зависимости отношения а/г от величины (У/Укр)2. Этот график действителен для всех планет и охваты­ вает как эллиптические, так и гиперболические орбиты.

Другие орбитальные параметры получаются в виде функции двух переменных (Н/Нкр)2 и 9, где 0 — угол между вектором ско­

Направление линии апсид можно определить в планетоцент­ рической инерциальной системе координат при помощи единич-

126

ного вектора р, направленного на перицентр и составляющего угол Оа с известным вектором г местоположения КК (рис. 4.8). Угол — истинная аномалия, определяемая из соотношения

( V / V кР)2 sin 0 cos 0

(4. 13)

(^/yKp)2cos2 0 - 1

Расстояние до перицентра определяется выражениями: для эллипса

для гиперболы

При помощи несложных соотношений могут быть найдены остальные параметры орбиты. Точность метода зависит от точ­ ности наблюдений и погрешности вычислений.

При использовании на борту КК изложенного метода воз­ можны следующие ситуации:

■— нарушены коммуникации на борту КК, не позволяющие осуществить автономный ввод в БЦВМ информации от оптиче­ ской навигационной системы;

— вышла из строя БЦВМ.

В первом случае стадиметр можно рассматривать как сред­ ство получения информации для БЦВМ в аварийном режиме. Космонавт, получив по замерам значения ги г2, г3 с пульта управ­ ления, может ввести исходную информацию в БЦВМ и по при­ веденным формулам рассчитать параметры орбиты. Во втором случае приближенный расчет можно провести при помощи лога­ рифмической линейки и заранее построенных номограмм. По предварительной оценке в этом случае на выполнение процедуры расчета при трех наблюдениях потребуется ~ 8 мин [5].

4.3.УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО КОРАБЛЯ

Взависимости от условий полета экипаж может принимать различное участие в управлении движением КК. Рациональное

127

Рис. 4. 9. Схема посадки лунного модуля на поверхность Луны:

космических кораблей, посадку на поверхность планет и

полетов по программе «Аполлон». Для осуществления посадки была принята программа управления снижением и посадкой лунного модуля, которая иллюстрируется схемой, приведенной на рис. 4. 9.

После отделения лунного модуля от базового корабля (командного модуля) в расчетной точке орбиты спутника Луны производится маневр перехода на орбиту снижения. Этот маневр близок к импульсному и выполняется на угловом удалении от точки прилунения, близком к я раз. После перехода на орби­ ту снижения производится автоматическая ориентация корабля с тем, чтобы к моменту его перехода в точку прилунения, высота которой из условий безопасности выбирается равной 15 200 м, посадочный двигатель был ориентирован по вектору скорости. Торможение начинается включением двигателя на расстоянии примерно 465 км от точки посадки. На первом участке система работает в полностью автоматическом режиме.

Закон управления торможением формируется в соответствии с отклонениями текущих значений скорости и дальности до точки посадки от их программных значений. Последние выбираются из условия минимума расхода топлива на торможение и хра­ нятся в запоминающем устройстве вычислителя. Они определяют программное изменение ускорения как квадратичную функцию времени. Векторный сигнал управления по величине, соответст­ вует степени дросселирования двигателя. Если он превышает диапазон дросселирования, то снижение происходит с постоянной тягой. Направление управляющего сигнала определяет команды

128

В процессе данного режима управления скорость снижения доводится до величины порядка десятков м/с. После этого начи­ нается режим снижения с почти постоянной скоростью, когда она из-за дросселирования тяги двигателя автоматически поддержи­ вается в определенных пределах. Значение этих пределов может изменяться экипажем с пульта управления. Одновременно эки­ паж управляет ориентацией корабля при помощи системы руч­ ного управления.

Характерное размещение сопел двигателей ориентации обус­ ловливает то, что каждое сопло создает одновременно момент по двум осям: тангажа и рыскания или крена и рыскания. Поэтому система ручного управления должна обеспечить точ­ ную отработку команд по управляемой оси с одновременной стабилизацией корабля по другой оси. Кроме того, необходим плавный переход от ручного управления к автоматическому и желательно уменьшение времени включения сопел по оси рыскания во время посадки.

Для подачи команд используется ручка управления с тремя степенями свободы. Выходной сигнал частотой 800 Гц появляется* при отклонении ручки на 0,085 рад (2°). Сигнал изменяется дискретно 42 раза при отклонении на 0,174 рад (10°). Предель­ ное отклонение составляет 0,227 рад (13°). При отклонении ручки в пределах 1,309 рад±(0,75°) концевой выключатель переклю­ чает систему из режима автоматического управления в режим ручного управления. Система построена так, что при наличии указанного переключения и отсутствии команд с ручки управле­ ния (ее отклонение не превышает 0,035 рад (2°)) обеспечи­ вается стабилизация углового положения корабля.

Команды с ручки управления, определяющие заданную угло­ вую скорость поворота вокруг той или иной оси, поступают в бортовой вычислитель, в котором заложена соответствующая программа преобразования командного сигнала и сигнала обрат­ ной связи по угловой скорости корабля. Эта программа форми­ рует необходимую логику управления и выдает сигналы на вклю­ чение реактивных сопел.

Часть вычислителя, выполняющего указанные операции, полу­ чила название цифрового автопилота. Вычислительные возмож­ ности автопилота позволяют очень эффективно его использовать для корректировки коэффициентов усиления. Ускорения, изме­ ренные инерциальным блоком, используются для оценки умень­ шения массы корабля за счет расхода топлива и для определе­ ния моментов инерции. Эта информация обеспечивает коррекцию коэффициентов усиления в целях сохранения реакции на сигналы управления, близкой к оптимальной. Исследования, проведенные