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

—увеличением числа членов экипажа обитаемых КА;

—увеличением степени автономности систем управления при ^сохранении, если это возможно, способности управлять аппара­

том с Земли.

Первая тенденция связана с заметными успехами в области

•средств вывода на орбиту значительных масс. Масса первого ИСЗ, запущенного в СССР в 1957 году, была 83,6 кг. Уже в 1965 году масса советского космического аппарата «Протон-1» была 12 200 кг. Естественно, что появившаяся возможность рас­ ширения объемов экспериментов и все более возрастающий инте­ рес к широкому и детальному исследованию космического про­ странства требуют расширения состава оборудования, предназначенного для проведения различных экспериментов. Число задач, решаемых при полете данного КА, увеличивается. Все это приводит к постоянному росту объемов информации, под­ лежащей обработке на бортовых вычислительных средствах

(рис. 1.5).

В связи с увеличением объема программ увеличивается объем памяти и все более возрастают требования к про­

ного существования КА определяется двумя факторами. Прин­ ципиально новые задачи требуют увеличения продолжительности полетов. Так, например, полет межпланетной станции «Пио­ нер-10», запущенной в США 3 марта 1972 года, должен продол­ жаться до Юпитера 21 месяц, а связь со станцией рассчитывают поддерживать 7—7,5 лет, пока она не окажется между орбитами

•Сатурна и Урана. Проектирование орбитальной космической

24

станции предполагает использование ее в течение 10 лет. Второй фактор определяется тем, что увеличение продолжительности эксплуатации ряда спутников существенным образом снижает экономические затраты на решение поставленной задачи. Так, например, в системе метеорологических или связных спутников увеличение продолжительности активного существования КА существенно удешевляет систему.

Увеличение продолжительности существования КА предъяв­ ляет одно из самых важных требований к бортовым машинам — постоянное повышение надежности. Надежность— это преждевсего гарантия сохранения жизни экипажа. Поэтому требования к надежности систем космического аппарата различаются в зави­ симости от степени их влияния на безопасность полета (успеш­ ное возвращение экипажа на Землю). К системам, оказывающим непосредственное влияние на безопасность полета, предъяв­ ляются более высокие требования по надежности, чем к другим системам, отказ которых может сорвать выполнение постав­ ленной задачи, но не повлиять на возвращение экипажа на Землю.

Поэтому при определении требований к надежности борто­ вых систем и их элементов исходят из следующих крите­ риев:

—вероятности успешного выполнения задачи;

—вероятности успешного возвращения экипажа на Землю.

ВСША эти вероятности принимаются соответственно равными 95 и 99,9%. Естественно, что такие высокие требования опреде­ ляют еще более высокие требования к бортовым вычислителям. Необходимо отметить, что в этой области также достигнут существенный прогресс. Так, например, время безотказной рабо­ ты БЦВМ возросло с 1000 ч в 1965 году до 9000 ч в 1970 году.

Однако потребуются еще более значительные усилия в этой

25

области для того, чтобы выполнить требования, предъявляемые к бортовым ЭВМ, для аппаратов, предназначенных для пилоти­ руемых полетов.

Тенденция увеличения числа членов экипажа также сущест­ венно влияет на характеристику БЦВМ. Широкий круг задач, решаемых экипажем космического корабля, потребует большой загрузки вычислителей по обработке данных наблюдения, конт­ роля за окружающей средой, управления сложной системой жиз­ необеспечения и координации деятельности членов экипажа. Заметной тенденцией является увеличение степени автономности космических аппаратов. Автономность систем управления с БЦВМ особенно необходима для межпланетного КА из-за зна­ чительного запаздывания радиосигналов, а также из-за ограни­ ченности периода существования связи. На рис. 1.6 приведен график запаздывания управляющих сигналов при связи между Марсом и Землей для программы исследования с посадкой КА на Марс 15 октября 1975 года. Среднее время запаздывания сиг­ нала для 6-месячной программы исследований составит 15,2 мин. Время же принятия решения в особо сложных ситуациях может составлять гораздо меньшие интервалы времени. Кроме того, управление с Земли аппаратом, находящимся на Марсе, нежела­ тельно из-за ограниченности времени существования радиосвязи. Земля видна с Марса только часть каждых земных суток, а аппа­ ратом, перемещающимся по поверхности Марса, необходимо управлять непрерывно. Связь же в течение 8—12 ч в сутки воз­ можна только для узкой полосы широт в экваториальной части Марса, и продолжительность периода радиосвязи уменьшается с увеличением широты.

Автономность управления является существенным преимуще­ ством и для КА, совершающих полет вблизи Земли, так как сокращается время реакции системы управления на внешние воз­ действия из-за исключения из контура управления Земли, а так­ же обеспечивается возможность своевременно принять соответ­ ствующие меры при аварийных ситуациях и ' отсутствии радиовидимости КА с Земли.

Указанные тенденции определяют жесткие требования, предъ­ являемые к таким характеристикам, как масса оборудования, потребляемая мощность, надежность и продолжительность существования аппарата. Учитывая эти противоречивые требова­ ния, необходимо решать на БЦВМ или с использованием БЦВМ в контуре управления принципиально новые задачи:

минимизации расхода топлива при решении задач коррек­ ции и маневра;

оптимального перераспределения энергоресурсов в процес­ се полета;

учета при управлении в процессе полета изменяющихся статических и динамических характеристик КА;

26

НАВИГАЦИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ПРИ ПОМОЩИ БЦВМ

Задачи по управлению движением КА могут быть разделены на следующие группы:

—навигации;

—наведения или управления движением КА как материаль­ ной точки;

—управления ориентацией КА.

Перечисленные группы задач требуют для своей реализации применения различных систем координат и уравнений движе­ ния.

В данной главе будут рассмотрены задачи первой группы, а также основные системы координат и уравнения движения, используемые при вычислениях на БЦВМ.

Анализ возможных методов управления предусматривает следующую схему:

—рассмотрение методов управления, которые могут быть решены на БЦВМ;

—определение области их применения в зависимости от усло­ вий полета и задач, стоящих перед КА;

—анализ особенностей задач управления, влияющих на тре­ бования к БЦВМ.

На структуру цифровой вычислительной машины, характери­ стики ее вычислителя и математическое обеспечение существен­ ным образом влияют следующие особенности решения задач:

—класс вычислительных операций;

—методы решения, точности решения;

—ожидаемые объемы исходных данных и программ, реали­ зующих задачи;

—требования к времени решения (задача может решаться заранее или в реальном масштабе времени);

диапазоны изменения вычисляемых величин, особенности масштабирования;

28

— ожидаемое соотношение операций, характерное для дан­ ного класса задач.

Перечисленные особенности могут быть выяснены только при помощи анализа применяемых методов управления движением КА и его функционирования.

2.1. СИСТЕМЫ КООРДИНАТ

При описании уравнений движения КА применяются различ­ ные системы координат. Рассмотрим некоторые из них, исполь­ зуемые при дальнейшем изложении материала.

Началом координат могут быть выбраны центр планеты, центр

Геоцентрическая подвижная система координат

Начало координат в этой системе совпадает с центром Земли (рис. 2. 1), ось OZF— с осью вращения Земли, ось ОХг направ­ лена на точку пересечения гринвичского меридиана с экватором, Ось ОУг перпендикулярна оси ОХг и лежит в плоскости эква­ тора.

Положение космического аппарата в системе координат OXrYrZT определяют расстояние г от центра Земли до КА и два угла: Аг — долгота, угол между плоскостью гринвичского мери­ диана и плоскостью местного меридиана, проходящей через век­ тор положения КА, изменяется от 0 до я рад к востоку и к западу (соответственно восточная и западная долгота); <рг — геоцентри­ ческая широта, угол между вектором положения КА и плоско­ стью экватора (положительное направление отсчитывается на Север).

Рис. 2. 1. Геоцентрическая подвижная система координат

29

Геоцентрическая экваториальная инерциальная система координат

перпендикулярна оси ОХ и лежит в плоскости экватора. Систе­ ме координат OXYZ соответствуют следующие полярные коорди­ наты:

а — прямое восхождение, отсчитываемое от оси ОХ в плоско­ сти экватора в направлении на Восток;

Р — склонение, отсчитываемое от плоскости экватора в на­ правлении на Север;

г — расстояние от центра Земли до КА.

При расчете траекторий движения КА применяют следующую систему элементов орбиты: наклонение I, долготу восходящего узла й, аргумент перицентра соп, большую полуось а, эксцентри­ ситет е, время прохождения КА через перицентр т. Величины i, й (рис. 2. 3) определяют положение плоскости орбиты в простран­ стве, величины а и е характеризуют форму и размер орбиты. Угол и характеризует положение аппарата на орбите.

Параметры движения в системе координат OXYZ могут быть получены по заданным значениям элементов эллиптической орбиты а, е, I, й, шп. т и угла и при помощи следующих соотно­ шений [2]:

X —г (cos 2 cos « —'sin 2 sin « cos i);

Y = r (sin 2 cos и -f- cos 2 sin «cos i);

Z = r sin «sin/;

X= V t (cos 2 cos и — sin 2 sin и cos i ) —

—l/u(cos 2 sin «-|-sin 2 cos к cos/);

Y = Vr(sin 2 cos « -|- cos 2 sin « cos /) —

— l/„(sin 2 sin « — cos 2 cos « cos i);

Z = V rsin « sin i-{-Vacos и sin /,

В действительности оси принятой системы координат медленно пере­ мещаются в пространстве вследствие прецессии и нутации. Точка весеннего равноденствия прецессирует со скоростью 2,424 10 -4 рад/год [17].

30