РЕФЕРАТ

СПУСК И ПОСАДКА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ (КА)

НА ПЛАНЕТЫ БЕЗ АТМОСФЕРЫ

Изучение Солнечной  системы  с   помощью   космических аппаратов вносит большой вклад в развитие естественных наук.

Большое внимание к Солнцу определяется вечно живущим в человеке желанием понять, как устроен мир, в котором он жи-вет. Но если раньше человек мог только  наблюдать  движение небесных тел  и  изучать  на расстоянии некоторые (зачастую малопонятные) их свойства, то сейчас научно-техническая ре-волюция дала  возможность достичь ряда небесных тел Солнеч-ной Системы и провести наблюдения и даже активные  экспери-менты с близкого расстояния в их атмосферах и на поверхнос-тях. Эта возможность детального изучения «на месте» изменя-ет саму методологию изучения небесных тел, которая уже сей-час широко использует арсенал средств и подходов, применяе-мых в комплексе наук о Земле. На стыке планетной астрофизи-ки и геологии идет формирование новой ветви научного знания - сравнительной  планетологии.  Параллельно на базе законов электродинамики, атомной физики и физики плазмы идет форми-рование другого подхода к изучению Солнечной системы - кос-мической физики. Все это требует развития методов и средств космических исследований,  т.е. разработки, проектирования, изготовления и запуска космических аппаратов.

Главное требование,  предъявляемое  к КА,- это его на-

·     2 -

дежность. Основными задачами спускаемых и  посадочных  (ПА) аппаратов являются  торможение  и  сближение с поверхностью планеты, посадка, работа на поверхности, иногда взлет с по-верхности для доставки возвращаемого аппарата на землю. Для обеспечения надежного решения всех этих задач при  проекти-ровании СА и ПА необходимо учитывать условия в окрестностях и на поверхности изучаемого тела:  ускорение свободного па-дения, наличие или отсутствие атмосферы,  а также ее свойс-тва, характеристики рельефа и материала поверхности и т.д.  Все эти  параметры  предъявляют  определенные  требования к конструкции спускаемого аппарата.

Спуск является очень важным этапом космического полета, так как только успешное его выполнение позволит решить пос-тавленные задачи.  При  разработке  СА и ПА принимаются две принципиально различные схемы спуска:

с использованием   аэродинамического  торможения  (для планет, имеющих атмосферу);

с использованием  тормозного  ракетного двигателя (для планет и других небесных тел, не имеющих атмосферы).

Участок прохождения  плотных  слоев атмосферы является решающим, так как именно здесь СА испытывают  наиболее  ин-тенсивные воздействия,  определяющие  основные  технические решения и основные требования к выбору всей схемы полета.

Отметим наиболее трудоемкие и сложные задачи ,  решае-

·     3 -

мые при проектировании СА:

исследование проблем  баллистического  и  планирующего спусков в атмосфере;

исследование динамики и устойчивости движения при раз-личных режимах полета с учетом нелинейности  аэродинамичес-ких характеристик ;

разработка систем торможения с  учетом  задач  научных измерений в определенных слоях атмосферы, особенностей ком-поновки спускаемого аппарата,  его  параметров  движения  и траектории.

Что касается спуска  на  планеты,  лишенные  атмосферы (классическим примером здесь является Луна), то в этом слу-чае единственной возможностью является  использование  тор-мозного двигателя,  чаще всего жидкостного (ЖРД).  Эта осо-бенность порождает дополнительные (кроме чисто баллистичес-ких) проблемы,  связанные  с управлением и стабилизацией СА на так называемых активных участках - участках  работы  ра-кетного двигателя.

Рассмотрим более подробно некоторые из  этих  проблем.  Корни проблемы  устойчивости СА на активном участке лежат в существовании обратной связи между  колебаниями  топлива  в баках, корпуса  СА  и  колебаниями  исполнительных органов системы стабилизации.

Колебания свободной  поверхности топлива,  воздействуя

·     4 -

на корпус СА,  вызывают  его  поворот  относительно  центра масс, что  воспринимается  чувствительным элементом системы стабилизации, который, в свою очередь, вырабатывает команд-ный сигнал для исполнительных органов.

Задача заключается в том,  чтобы  колебания  замкнутой системы объект  -  система стабилизации сделать устойчивыми (если нельзя их исключить вовсе). Заметим, что острота этой проблемы зависит от совершенства компоновочной схемы СА,  а также от структуры и параметров автомата стабилизации (АС).

Желательно, конечно, этот комплекс вопросов решить уже на стадии эскизного проектирования СА. Трудность здесь, од-нако, в том, что на этом этапе практически нет информации о системе стабилизации  объекта,  в  лучшем  случае  известна структура автомата  стабилизации.  Поэтому проводить анализ устойчивости СА на данном этапе невозможно.

В то же время ясно, что полностью сформированный конс-

труктивный облик СА целиком (или,  во всяком случае, в зна-

чительной мере) определяет его динамику - реакцию на возму-

щение в процессе посадки. Следовательно, задача теоретичес-

кого анализа заключается в выборе математического аппарата,

способного выявить эту зависимость на языке,  понятном раз-

работчику. Такой аппарат существует,  и он опирается на из-

вестные термины «управляемость», «наблюдаемость», «стабили-

зируемость», характеризующие именно свойства СА как объекта

·     5 -

управления в процессе регулирования.

Этот аппарат дает возможность детально изучить зависи-мость «качества» конструктивно-компоновочной  схемы  СА  от его проектных  параметров и в конечном счете дать необходи-мые рекомендации по доработке компоновки объекта либо обос-новать направление дальнейших доработок.

Обычно для стабилизации СА кроме изменения  компоновки объекта используют также демпферы колебаний топлива,  наст-ройку системы стабилизации и изменение ее структуры.

Итак, применительно  к рассматриваемой задаче на этапе эскизного проектирования инженеру приходится  решать  целый комплекс задач  по  качественному анализу проблемы устойчи-вости в условиях относительной неопределенности в отношении целого ряда параметров. Поскольку рекомендации разработчика должны быть вполне определенными,то  единственный  выход  - работать с  математической моделью СА в режиме диалога «ин-женер - ЭВМ».

Рассмотрим другой  круг задач проектирования - моделиро-вание процессов ударного взаимодействия посадочного аппара-та с поверхностью планеты.

Многие достижения отечественной и зарубежной космонав-

тики были  связаны  с применением посадочных аппаратов (ПА)

для непосредственного,  контактного,  исследования  Луны  и

планет Солнечной системы. Использование ПА потребовало раз-

·     6 -

работки новых  теоретических  и  экспериментальных  методов исследований, так как этап посадки,  характеризуемый значи-тельными (по сравнению с другими этапами) действующими наг-рузками, аппаратурными  перегрузками и возможностью опроки-дывания аппарата,является критическим для всей  экспедиции.  такие характеристики  процесса  посадки объясняются большой энергией, накопленной ПА к моменту посадки, и совокупностью многих неблагоприятных   случайных   действующих  факторов: рельефом и физико-механическими характеристиками места  по-садки, начальными характеристиками и ориентацией СА,  упру-гостью его конструкции и др.

Очевидно, что в таких условиях полная оценка надежнос-ти всего этапа посадки возможна лишь при глубоком и всесто-роннем аналитическом исследовании характеристик ПА, завися-щем от наличия математических моделей процесса и  расчетных (или расчетно-экспериментальных) методов организации расче-тов.

С точки зрения численного решения задача посадки,  при

учете всех сторон процесса, характеризуется большим потреб-

ным машинным  временем  расчета для одной посадочной ситуа-

ции(до 10 с при быстродействии ЭВМ примерно 10 операций в 1

с), большим количеством возможных посадочных ситуаций,  ог-

раничениями на шаг  интегрирования  уравнений  движения  СА

(резкое изменение  величин действующих усилий может вызвать

·     7 -

вычислительную неустойчивость алгоритма). При параметричес-ком исследовании характеристик СА,  в ряде случаев проводи-мом автоматизированно,  возможно появление  так  называемых «окон неустойчивости», где расчет динамики аппарата нецеле-сообразен и где используется диалоговый  режим  работы  ЭВМ для исключения из рассмотрения ряда посадочных ситуаций.

При многих инженерных расчетах,  ставящих целью  выбор оптимального ПА, а также при качественной оценке его харак-теристик, наиболее разумно использовать упрощенные  матема-тические модели процесса (например,  модель посадки на ров-ную абсолютно жесткую площадку).  Потребное машинное  время при этом  невелико  (до  десятка  минут)  и  может быть еще уменьшено за счет применения оптимальных  методов  и  шагов интегрирования уравнений движения ПА.

При проектировании ПА многократно возникает  необходи-мость оценки  влияния незначительных конструктивных измене-ний на характеристики процесса  или  оперативной  обработки результатов испытаний  в найденных заранее расчетных случа-ях (критических ситуациях) посадки.

При проведении  таких расчетных работ,  доля которых в

общем объеме велика,  наиболее выгодно  использовать  ПЭВМ,

обладающие такими (по сравнению с ЭВМ) преимуществами,  как

доступность и оперативность. Применение ЭВМ в таких случаях

нерентабельно, так  как  в силу их большого быстродействия,

·     8 -

значительная часть дорогостоящего машинного времени  расхо-дуется уже не на расчет, а на подготовительные операции при вводе-выводе информации  или  изменении  начальных  условий процесса. Применение ПЭВМ выгодно также при отладке сложных программ контактной динамики,  предназначенных для серийных расчетов на  больших ЭВМ.  Время отладки таких программ,  в силу их объема и структуры, зачастую превышает время их на-писания, а оперативная и постоянная отладка программ на ЭВМ в диалоговом режиме работы нежелательна из-за большого вре-мени их компиляции и неэкономичного режима работы ЭВМ.

Так как в настоящее время не происходит  значительного усложнения структуры моделей процесса посадки,  то одновре-менное увеличение  быстродействия  ПЭВМ  вызывает   широкое внедрение последних в расчетную инженерную практику.

ТИПИЧНЫЕ СХЕМЫ СПУСКА.

Посадка космических аппаратов на поверхность безатмос-ферной планеты (например,Луны) обычно производится по схеме полета, предусматривающей  предварительный  перевод  КА  на планетоцентрическую орбиту ожидания  (окололунную  орбиту).

Перспективность и  преимущество такой схемы посадки опреде-

ляются следующими обстоятельствами:  свобода в выборе места

посадки; возможность проверки системы управления непосредс-

·     9 -

твенно перед спуском;  возможность уменьшения массы СА, так как часть  массы  можно оставить на орбите ожидания (напри-мер, топливо или прочный термозащитный отсек для посадки на Землю при возвращении).

После проведения на промежуточной  орбите  необходимых операций подготовки  к  спуску  включается тормозной двига-тель, и спускаемый аппарат переводится с орбиты ожидания на переходную орбиту  - эллипс траектории спуска (рис.1) с пе-рицентром вблизи предполагаемого места посадки.  В  опреде-ленной точке переходной орбиты вновь включается двигатель и начинается участок основного торможения,на котором решается задача эффективного   гашения  горизонтальной  составляющей вектора скорости СА.

Управление на  этом участке производится по программе, обеспечивающей заданные значения координат в конце  участка при минимальном расходе топлива; информация при этом посту-пает с инерциальных датчиков.

Заданные конечные значения координат определяют вид но-минальной траектории спуска на последующем участке конечно-го спуска  («прецизионном»  участке);  спуск может осущест-вляться по вертикальной или наклонной траектории.

Типичные траектории  полета на основном участке основ-

ного торможения представлены на рис.2.  Кривая 1 заканчива-

ется наклонной  траекторией  конечного  спуска,  кривая 2 -

·     10 -

вертикальной траекторией.Стрелками   показаны   направления вектора тяги ракетного двигателя,  совпадающие с продольной осью СА.  На рис.3 представлена  (в  увеличенном  масштабе) наклонная траектория  полета  на  участке  (А,О)  конечного спуска.

На участке конечного спуска, измерение фазовых коорди-нат объекта производится радиолокационным дальномером и из-мерителем скорости (доплеровским локатором).

К началу этого участка могут  накопиться  значительные отклонения (от программных значений) координат,  характери-зующих процесс спуска.  Причиной этого  являются  случайные погрешности определения параметров орбиты ожидания, погреш-ность отработки тормозного импульса, недостоверность сведе-ний о  гравитационном поле  планеты, закладываемых в расчет траектории спуска.

Кроме того,  полет на всех участках подвержен действию случайных возмущений - неопределенности величины массы  СА, отклонения от номинала тяги тормозного двигателя и т.д. Все это в сочетании с неточностью априорного знания рельефа по-верхности в районе посадки, делает необходимым терминальное управление мягкой посадкой.  В качестве исходной информации используются результаты  измерения высоты и скорости сниже-ния. Система управления мягкой посадкой  должна  обеспечить заданную точность посадки при минимальных затратах топлива.

·     11 -

На завершающем участке спуска (см.  рис.3) - «верньер-ном» участке  (В,О) происходит обычно вертикальный полет СА с  глубоким  дросселированием  тяги  тормозного  двигателя.  Верньерный участок вводится для того, чтобы повысить конеч-ную точность посадки,  так как влияние погрешностей опреде-ления параметров траектории на точность посадки СА снижает-ся при уменьшении величины отрицательного ускорения.  Кроме того,  если  тяга  непосредственно перед посадкой мала,  то уменьшается возможность выброса породы под действием  газо-вой струи и уменьшается опрокидывающее воздейсвие на СА от-раженной от поверхности планеты реактивной струи.

ЗАДАЧИ, РЕШАЕМЫЕ СИСТЕМОЙ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ СА.

Таким образом,  основное назначение системы управления полетом СА - компенсация возмущений,  возникающих в  полете или являющихся результатом неточности выведения СА на орби-ту ожидания.  СА стартует обычно с орбиты ожидания, поэтому задачи  управления естественно разделить на следующие груп-пы:

1.управление на участке предварительного торможения;

2.управление на пассивном участке;

3.управление на участке основного торможения;

·     12 -

4.управление на «верньерном» участке;

Более удобна  классификация  задач по  функциональному назначению (рис.4).

Основной навигационной задачей является (рис.5)  изме-рение навигационных параметров и определение по ним текущих кинематических параметров движения (координат и  скорости), характеризующих возмущенную траекторию (орбиту) движения СА.

В задачу наведения входит определение потребных управ-ляющих воздействий,  которые  обеспечивают  приведение СА в заданную точку пространсва с заданной скоростью и в требуе-мый момент времени, с учетом текущих кинематическихпарамет-ров движения,  определенных с помощью решения навигационной задачи, заданных ограничений и характеристик объекта управ-ления.

Задачу  управления можно проиллюстрировать  примером -

алгоритмом управления мягкой посадкой СА на Луну. Структур-

ная схема  соответствующей  системы управления представлена

на рис.6

Радиодальномер измеряет расстояние r до лунной поверх-

ностивдоль определенного направления, обычно совпадающего с

направлением продольной  оси СА.  Доплеровский локатор дает

информацию о текущем векторе скорости снижения  V,  инерци-

альные датчики  измеряют вектор Q углового положения СА,  а

·     13 -

также вектор кажущегося ускорения V.

Результаты измерений поступают  на выход  управляющего устройства, в котором составляются оценки координат, харак-теризующих процесс  спуска (в частности,  высоты СА над по-верхностью Луны),  и формируются на их  основе  управляющие сигналы U ,  U , U , обеспечивающие терминальное управление мягкой посадкой (O - связанная система координат  СА).  При этом U , U задают ориентацию продольной оси СА (и, следова-тельно, тяги двигателя) и используюся как уставки для рабо-ты системы стабилизации, а управляющий сигнал U  задает те-кущее значение тяги тормозного двигателя.

В результате обработки сигналов U ,  U , U , тормозным двигателем и системой стабилизации полет СА  корректируется таким образом,  чтобы обеспечить выполнение заданных терми-нальных условий мягкой посадки.  Конечная точность поссадки считается удовлетворительной,  если  величина  вертикальной составляющей скорости в момент контакта с поверхностью пла-неты не  вызывает  допустимой деформации конструкции СА,  а горизонтальная составляющая скорости не приводит к  опроки-дыванию аппарата.

Задачи ориентации и стабилизации как задачи управления СА относительно  центра  масс формулируется следующим обра-зом:

1.совмещение осей спускаемого аппарата (или одной оси) с

·     14 -

осями (или осью) некоторой  системы  координат,  называемой базовой системой  отсчета,  движение которой в пространстве известно (задача ориентации);

2.устранение неизбежно  возникающих в полете малых угло-вых отклонений осей космического аппарата от  соответствую-щих осей базовой системы отсчета (задача стабилизации).

Заметим, что весь полет СА разбивается,  по  существу, на два участка:  активный (при работе маршевого двигателя); пассивный (при действии на СА  только  сил  гравитационного характера).

Решения перечисленных задач  (навигации  и  наведения, ориентации и стабилизации) на активных и пассивных участках имеют свою специфику.

Например, процесс   управления  полетом  на  пассивных участках характеризуется ,  как правило, относительной мед-ленностью и  большой  дискретностью  приложения управляющих воздействий.

Совершенно иным является процесс управления полетом на активном участке,  например, при посадке на Луну. Непрерыв-но, начиная  с  момента  включения  тормозного двигателя,на борту решается навигационная задача:  определяются  текущие координаты СА  и  прогнозируются  кинематические  параметры движения на момент выключения двигателя.

Так же  непрерывно вычисляются и реализуются необходи-

·     15 -

мые управляющие воздействия (момент силы)  в  продольной  и поперечной плоскости наведения.  Процесс управления на этом этапе характеризуется большой динамичностью и,как  правило, непрерывностью. В  некоторых случаях задача наведения может решаться дискретно,причем интервал квантования  по  времени определяется требованиями к динамике и точности наведения.

Для решения перечисленных задач система управления по-летом СА последовательно (или параллельно) работает в режи-мах ориентации,  стабилизации,   навигации   и   наведения.  Приборы и  устройства,  обеспечивающие  выполнение того или иного режима управления и составляющие часть всего  аппара-турного комплекса системы управления, обычно называют сис-темами навигакции, наведения, ориентации и стабилизации.

Наиболее часто на практике системы, управляющие движе-нием центра масс космического корабля,  называют  системами навигации и  наведения,  а  системы,  управляющие движением космического корабля относительно центра  масс,-  системами ориентации и стабилизации.

КОМПОНОВОЧНАЯ СХЕМА И УСТОЙЧИВОСТЬ СА.

Устойчивость - важнейшее свойство,  которым должен об-ладать СА во время всех эволюций при посадке на планету.

Проблема обеспечения устойчивости, как известно, общая

·     16 -

проблема для всех движущихся объектов,  в каждом конкретном случае решаемая,  однако,  по-разному.  И  в данном случае, применительно к СА, она также имеет свою специфику.

Дело в том, что жидкое топливо, питающее ракетный дви-гатель во время его работы, колеблется (в силу наличия слу-чайных возмущений). Воздействуя на корпус СА, эти колебания порождают колебания СА в целом.

Чувствительные элементы(гироскопы)  реагируют на коле-бания корпуса и включают,  в свою  очередь  соответствующие исполнительные органы (рули), тем самым формируя замкнутую колебательную систему спускаемый аппарат - автомат стабили-зации (СА - АС).

При определенных условиях,  в значительной степени за-висящих от « совершенства»  компоновки СА,  могут возникнуть нарастающие колебания корпуса  СА,  приводящие  в  конечном счете к его разрушению.

Характерным здесь является то, что корни неустойчивос-ти лежат именно в особенностях компоновочной схемы СА,  что влечет за собой необходимость самого тщательного исследова-ния этих особенностей (рис.7).

Использование жидкостного  ракетного   двигателя   для обеспечения мягкой  посадки  СА порождает,  как видно,  ряд проблем, связанных с обеспечением его устойчивости.

Займемся одной  из них,  а именно - исследованием роли

·     17 -

конструктивных параметров компоновочной схемы СА в формиро-вании динамических свойств СА как управляемой системы.

Управление СА относительно центра  масс  в  плоскостях тангажа и  рыскания  осуществляется  специальным  автоматом стабилизации путем создания управляющих моментов при  целе-направленном включении  управляющих двигателей.  Возможны и другие схемы управления,  например, путем перераспределения тяг управляющих  двигателей или отклонения маршевого двига-теля (газового руля).

Что касается топливных баков, то они обычно выполняют-ся в виде тонкостенных  оболочек  различной  геометрической конфигурации  (обычно  осесимметричной)  и размещены внутри СА.

Какими параметрами  желательно  характеризовать  ту или иную компоновочную схему с тем,  чтобы формализовать  даль-нейший анализ?  С точки зрения динамики представляют инте-рес те,  которые в первую очередь  характеризуют:  форму  и расположение топливных баков; положение центра масс СА; по-ложение и тип управляющих органов;  соотношение  плотностей компонентов топлива;  «удлинение» (т.е.  отношение высоты к диаметру) СА.

Будем предполагать,  что траектория посадки СА выбрана

(и является оптимальной в том или ином смысле).  Есть также

(или формируется в процессе полета) программа работы марше-

·     18 -

вого двигателя.  Все это однозначно  определяет  упомянутые выше параметры  компоновочной схемы СА в каждый момент вре-мени активного участка.

Этих предположений  достаточно для формализации обсуж-даемой проблемы - исследования влияния особенностей  компо-новки СА на его устойчивость.

Однако задача стабилизации СА при посадке на  планеты, лишенные атмосферы,  включающая в себя анализ динамики объ-екта, исследование причины  неустойчивости  и  методов  ее устранения, не допускает полной формализации и требует прив-лечения диалоговой технологии исследования.

Для построения  такой  технологии необходимо начать с анализа основных факторов,  определяющих в  конечном  счете структуру диалога «человек - ЭВМ»,  а именно:  особенностей СА как механической системы; особенностей его математичес-ких моделей; своеобразия методов исследования этих моделей.

Спускаемый аппарат как механическая система  представ-ляет собой  тонкостенную  (частично ферменную) конструкцию, снабженную тормозным устройством - жидкостным ракетным дви-гателем - и необходимой системой стабилизации.

Важной особенностью компоновочной  схемы  СА  является наличие в  конструкции топливных отсеков (с горючим и окис-лителем) различной геометрической конфигурации.

Стабилизация СА относительно центра масс осуществляет-

·     19 -

ся специальным автоматом стабилизации путем создания управ-ляющих моментов  за счет отклонения управляющих двигателей, маршевого двигателя или газовых рулей.

В процессе  движения СА жидкость в отсеках колеблется, корпус аппарата испытывает упругие деформации,  все это по-рождает колебания объекта в целом.

Чувствительные элементы (гироскопы)  и  исполнительные элементы (рули)  замыкают  колебательную систему спускаемый аппарат - автомат стабилизации и рождают весь комплекс воп-росов, связанный  с обеспечением устойчивости системы в це-лом.

Движение СА  мы  представляем  себе  как «возмущенное» движение, наложенное на программную траекторию. Термин «ус-тойчивость» относится именно к этому возмущенному движению.

Уместно заметить,  что выбор модели представляет собой хороший пример  неформализуемой  процедуры:  без  участия разработчика он в принципе невозможен.

Какими соображениями руководствуется инженер при выбо-ре моделей?

Прежде всего  ясно,  что  не  имеет смысла перегружать расчетную модель различными подробностями,  делая ее  неоп-равданно сложной.  Поэтому представляются разумными следую-щие соображения.

Для анализа запасов статистической устойчивости объек-

·     20 -

та можно ограничиться моделью твердого жесткого тела.

При выборе же характеристик устройств,  ограничивающих подвижность жидкости в отсеках,  необходимо  уже  учитывать волновые движения на свободной поверхности жидкости как ис-точник возмущающих моментов.

Выбор рационального размещения датчиков системы стаби-лизации объекта приходится делать с учетом упругости.

Некоторые методы, используемые  при  анализе  процессов стабилизации, связаны с анализом динамических свойств  объ-екта в некоторый фиксированный момент времени.  Для получе-ния интегральных характеристик объекта в течение небольшого интервала времени или на всем исследуемом участке использу-ются геометрические  методы,  связанные  с  построением   в пространстве областей устойчивости,  стабилизируемости спе-циальным образом выбранных  параметров  (как  безразмерных, так и размерных). Эти методы также позволяют длать ответ на вопрос, насколько велик запас устойчивости или стабилизиру-емости, и  помогают выяснить причины возникновения неустой-чивости.

Существует еще группа методов обеспечения устойчивости СА, включающая в себя:

1)  рациональный  выбор структуры и параметров автомата стабилизации ;

2)  демпфирование  колебаний  жидкости  в отсеках с по-

·     21 -

мощью установки специальных устройств;

3)  рациональный выбор компоновочной схемы объекта (пе-рекомпоновка), с одновременной настройкой параметров АС или с принципиальным изменением его структуры.

Обратимся теперь собственно к термину «технология  ре-шения» проблемы.  Под этим термином мы будем понимать набор комплексов отдельных подзадач,  на которые разбивается  об-суждаемоая задача, математических методов и соответствующих технических средств для их реализации,  процедур, регламен-тирующих порядок использования этих средств и обеспечивающих решение задачи в целом.

Конечной целью проектных разработок по динамике СА яв-ляется обеспечение его  устойчивости  на  участке  посадки.  Этой задаче подчинены все другие, в том числе и задача ана-лиза структурных свойств СА как объекта  регулирования  (по управляемости, наблюдаемости, стабилизируемости).

Так как устойчивость - это то,  что в  конечном  счете

интересует  разработчиков (и заказчиков), то с этой  задачи

(в плане предварительной оценки) приходится начинать в про-

цессе исследования, ею же приходится и завершать все разра-

ботки при окончательной доводке параметров системы стабили-

зации. При этом меняется лишь глубина проработки этого воп-

роса: на первом этапе используются сравнительно грубые  мо-

дели как объекта регулирования, так и регулятора. На конеч-

·     22 -

ном этапе,  после того как проведен комплекс  исследований, проводится детальный анализ устойчивости и качества процес-сов регулирования объекта.

Итак, следует  руководствоваться  следующим принципом:

занимаясь анализом динамики объекта,  начав с оценки устой-чивости, время от времени надо возвращаться к ней, проверяя все идеи и рекомендации,  полученные в процессе анализа  на замкнутой системе объект - регулятор,  используя (по обста-новке) грубые или уточненные модели как объекта,  так и ре-гулятора.

Этот принцип и лежит в основе комплекса процедур, рег-ламентирующих порядок  использования  моделей  СА,  методов анализа этих моделей,  обеспечивающих решение задачи устой-чивости СА в целом.

ЛИТЕРАТУРА

1.  «Проектирование  спускаемых  автоматических космических аппаратов» под редакцией члена-корреспондента АН СССР В.М.Ковтуненко. М.:

Машиностроение, 1985.

2.  Баженов В.И., Осин М.С. Посадка космических аппаратов на планеты. М.: Машиностроение, 1978.

Еще из раздела Астрономия:

• Реферат: Луна - естественный спутник Земли
• Реферат: Астрофизика
• Реферат: Строение и эволюция звезд и планет
• Реферат: Другие звездные системы - галактики
• Реферат: Марс
• Реферат: Мир Галактик (Галактики и звездные системы)
• Реферат: Солнечная активность. Солнечно-земные связи

---