Навигация и управление траекторией полета

Навигация и управление траекторией полета

Для определения положения и скорости корабля используются компоненты ускорения, создаваемые тягой ЖРД, измеряемые инерциальной системой вдоль трех не вращающихся осей координат.

Бортовая ЭЦВМ производит интегрирование ускорений от тяги с учетом гравитационного ускорения в реальном масштабе времени и в функции инерциального положения определяются компоненты скорости корабля. Учет гравитационных сил может быть выполнен простым методом – опережающим вычислением гравитационных ускорений. На рис. 32.1 приведены уравнения движения аппарата в сферическом гравитационном полете и дается простой расчетный алгоритм в виде дифференциальных уравнений первого порядка, с помощью которого определяются положение и скорость.

Рис. 32.1. Алгоритм расчета векторов положения г и скорости V.

Так как скорость корректируется путем использования среднего эффективного гравитационного ускорения на каждом шаге интегрирования по времени, этот метод называется «методом среднего g».

Большинство орбитальных маневров может быть выполнено на основе концепции об импульсном изменении скорости. В этом случае импульсное приращение скорости определяется представлением орбиты в виде конических сечений, и кораблем следует управлять таким образом, чтобы необходимое импульсное приращение скорости сводилось к нулю.

На рис. 32.2 вектор Vr обозначает требуемую мгновенную скорость, которую должен иметь аппарат на расстоянии г, чтобы выполнить задачу полета. Разность между требуемым вектором Vr и действительным значением мгновенной скорости V есть необходимое приращение скорости Vg. Можно воспользоваться двумя законами управления, которые одновременно приводят к нулю 3 компоненты скорости Vg.

1. Можно ориентировать корабль так, чтобы ускорение от вектора тяги aт совпало с направлением Vg.

2. Так как ускорение Vg можно представить простым выражением, то ускорение от тяги aт можно ориентировать так, чтобы вектор ускорения V g стал параллелен вектору скорости Vg и направлен в противоположную сторону.

Если бы aт было недостаточно большое, было бы невозможно совместить по линии векторы Vg и Vg, однако, для кораблей с ЖРД, работающих короткий промежуток времени, такая логика управления не встречает затруднений.

Рис. 32.2. Метод получения необходимого приращения скорости.

Используя оба эти закона можно осуществить весьма эффективное управление, близкое к оптимальному, получаемому методом вариационного исчисления.

Рис. 32.3. Схема расчета сигнала коррекции ошибки управления

Эмпирически определяется параметр ?, минимизирующий расход топлива на маневр. Для конкретной фазы полета обычно достаточно иметь постоянное значение ?, однако, если это необходимо, ? можно представить, как функцию удобной системы переменных. Схема, иллюстрирующая расчет требуемого сигнала коррекции ошибки управления приведена на рис. 32.3. Векторы положения, скорости и гравитационного ускорения подсчитываются, как указывалось раньше. Требуемая для выполнения конкретной задачи полета импульсная скорость определяется по вектору положения и используется для расчета Vg. Точно произведенный расчет на выходе системы выдает вектор командной угловой скорости, величина которогй пропорциональна малой угловой разности между действительным и командным векторами ускорения от тяги и направление его указывает требуемое направление поворота аппарата, чтобы свести к нулю ошибку. Перед концом маневра, когда Vg мало, аппарат сохраняет постоянную ориентацию, а выключение ЖРД осуществляется по измеряемой величине вектора Vg.