Спуск и посадка космических аппаратов на планете без атмосферы


	Загрузить архив:
	Файл: space.zip (17kb [zip], Скачиваний: 84) скачать

МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ

УНИВЕРСИТЕТ им.БАУМАНА

АЭРОКОСМИЧЕСКИЙФАКУЛЬТЕТ

РЕФЕРАТ

СПУСК И ПОСАДКА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ (КА)

НА ПЛАНЕТЫ БЕЗ АТМОСФЕРЫ

Научныйруководитель: Никитенко В.И.

Студент группы АК4-21: Файнштейн И.А.

Москва 1994

Изучение Солнечнойсистемы 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 тольконаблюдатьдвижение

небесных тели изучатьна расстоянии некоторые (зачастую

малопонятные) их свойства, то сейчас научно-техническая ре-

волюция далавозможность достичь ряда небесных тел Солнеч-

ной Системы и провести наблюдения и даже активныеэкспери-

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

- сравнительнойпланетологии. 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 ипосадочных(ПА)

аппаратов являютсяторможение исближение 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 припроекти-

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 параметрыпредъявляютопределенные требования к

конструкции спускаемого аппарата.

Спуск является очень важным этапом космического полета,

так как только успешное его выполнение позволит решить пос-

тавленные задачи.При разработкеСА и ПА принимаются две

принципиально различные схемы спуска:

с использованием аэродинамическоготорможения (для

планет, имеющих атмосферу);

с использованиемтормозного ракетного двигателя (для

планет и других небесных тел, не имеющих атмосферы).

Участок прохожденияплотных слоев атмосферы является

решающим, так как именно здесь СА испытываютнаиболееин-

тенсивные воздействия,определяющие основныетехнические

решения и основные требования к выбору всей схемы полета.

Отметим наиболее трудоемкие и сложные задачи ,решае-

- 3 -

мые при проектировании СА:

исследование проблембаллистическогои планирующего

спусков в атмосфере;

исследование динамики и устойчивости движения при раз-

личных режимах полета с учетом нелинейностиаэродинамичес-

ких характеристик ;

разработка систем торможения сучетом задачнаучных

измерений в определенных слоях атмосферы, особенностей ком-

поновки спускаемого аппарата,его параметровдвиженияи

траектории.

Что касается спускана планеты,лишенныеатмосферы

(классическим примером здесь является Луна), то в этом слу-

чае единственной возможностью являетсяиспользованиетор-

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 - участкахработыра-

кетного двигателя.

Рассмотрим более подробно некоторые изэтих проблем.

Корни проблемыустойчивости СА на активном участке лежат в

существовании обратной связи междуколебаниями топливав

баках, корпусаСА иколебаниямиисполнительных органов

системы стабилизации.

Колебания свободнойповерхности топлива,воздействуя

- 4 -

на корпус СА,вызывают егоповорототносительно центра

масс, что воспринимаетсячувствительным элементом системы

стабилизации, который, в свою очередь, вырабатывает команд-

ный сигнал для исполнительных органов.

Задача заключается в том,чтобы колебаниязамкнутой

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 стабилизацииобъекта, влучшемслучае известна

структура автоматастабилизации. 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-компоновочнойсхемыСАот

его проектныхпараметров и в конечном счете дать необходи-

мые рекомендации по доработке компоновки объекта либо обос-

новать направление дальнейших доработок.

Обычно для стабилизации СА кроме изменениякомпоновки

объекта используют также демпферы колебаний топлива,наст-

ройку системы стабилизации и изменение ее структуры.

Итак, применительнок рассматриваемой задаче на этапе

эскизного проектирования инженеру приходитсярешатьцелый

комплекс задачпо качественному анализу проблемы устойчи-

вости в условиях относительной неопределенности в отношении

целого ряда параметров. Поскольку рекомендации разработчика

должны быть вполне определенными,тоединственный выход-

работать сматематической 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 связаныс применением посадочных аппаратов (ПА)

для непосредственного,контактного, исследованияЛуныи

планет Солнечной системы. Использование ПА потребовало раз-

- 6 -

работки новыхтеоретических иэкспериментальныхметодов

исследований, так как этап посадки,характеризуемый значи-

тельными (по сравнению с другими этапами) действующими наг-

рузками, аппаратурнымиперегрузками и возможностью опроки-

дывания аппарата,является критическим для всейэкспедиции.

такие характеристикипроцесса посадки объясняются большой

энергией, накопленной ПА к моменту посадки, и совокупностью

многих неблагоприятных случайных действующихфакторов:

рельефом и физико-механическими характеристиками местапо-

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 ирасчетных

(или расчетно-экспериментальных) методов организации расче-

тов.

С точки зрения численного решения задача посадки,при

учете всех сторон процесса, характеризуется большим потреб-

ным машиннымвременем 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 шагинтегрированияуравнений движенияСА

(резкое изменениевеличин действующих усилий может вызвать

- 7 -

вычислительную неустойчивость алгоритма). При параметричес-

ком исследовании характеристик СА,в ряде случаев проводи-

мом автоматизированно,возможно появлениетак называемых

"окон неустойчивости", где расчет динамики аппарата нецеле-

сообразен и где используется диалоговыйрежимработы ЭВМ

для исключения из рассмотрения ряда посадочных ситуаций.

При многих инженерных расчетах,ставящих цельювыбор

оптимального ПА, а также при качественной оценке его харак-

теристик, наиболее разумно использовать упрощенныематема-

тические модели процесса (например,модель посадки на ров-

ную абсолютно жесткую площадку).Потребное машинноевремя

при этом невелико(додесятка минут)иможет быть еще

уменьшено за счет применения оптимальныхметодови шагов

интегрирования уравнений движения ПА.

При проектировании ПА многократно возникаетнеобходи-

мость оценкивлияния незначительных конструктивных измене-

ний на характеристики процессаили оперативнойобработки

результатов испытанийв найденных заранее расчетных случа-

ях (критических ситуациях) посадки.

При проведениитаких расчетных работ,доля которых в

общем объеме велика,наиболее выгодноиспользовать ПЭВМ,

обладающие такими (по сравнению с ЭВМ) преимуществами,как

доступность и оперативность. Применение ЭВМ в таких случаях

нерентабельно, таккакв силу их большого быстродействия,

- 8 -

значительная часть дорогостоящего машинного временирасхо-

дуется уже не на расчет, а на подготовительные операции при

вводе-выводе информацииили измененииначальныхусловий

процесса. Применение ПЭВМ выгодно также при отладке сложных

программ контактной динамики,предназначенных для серийных

расчетов набольших 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 происходитзначительного

усложнения структуры моделей процесса посадки,то одновре-

менное увеличениебыстродействияПЭВМ 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, предусматривающейпредварительныйперевод КАна

планетоцентрическую орбиту ожидания(окололунную орбиту).

Перспективность ипреимущество 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 массыможно оставить на орбите ожидания (напри-

мер, топливо или прочный термозащитный отсек для посадки на

Землю при возвращении).

После проведения на промежуточнойорбите необходимых

операций подготовкик спускувключается 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.Вопреде-

ленной точке переходной орбиты вновь включается двигатель и

начинается участок основного торможения,на котором решается

задача эффективного гашения горизонтальнойсоставляющей

вектора скорости СА.

Управление наэтом участке производится по программе,

обеспечивающей заданные значения координат в концеучастка

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 траекторииполета на основном участке основ-

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

ется наклоннойтраекторией конечногоспуска,кривая 2 -

- 10 -

вертикальной траекторией.Стрелками показаны направления

вектора тяги ракетного двигателя,совпадающие с продольной

осью СА. На рис.3 представлена(вувеличенном масштабе)

наклонная траекторияполета научастке(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 могутнакопиться значительные

отклонения (от программных значений) координат,характери-

зующих процесс спуска.Причиной этогоявляются случайные

погрешности определения параметров орбиты ожидания, погреш-

ность отработки тормозного импульса, недостоверность сведе-

ний о гравитационном полепланеты, закладываемых в расчет

траектории спуска.

Кроме того,полет на всех участках подвержен действию

случайных возмущений - неопределенности величины массыСА,

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 результатыизмерения высоты и скорости сниже-

ния. Система управления мягкой посадкойдолжнаобеспечить

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 глубокимдросселированиемтяги тормозногодвигателя.

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, еслитяганепосредственно перед посадкой мала,то

уменьшается возможность выброса породы под действиемгазо-

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 удобнаклассификация задач пофункциональному

назначению (рис.4).

Основной навигационной задачей является (рис.5)изме-

рение навигационных параметров и определение по ним текущих

кинематических параметров движения (координат искорости),

характеризующих возмущенную траекторию (орбиту) движения СА.

В задачу наведения входит определение потребных управ-

ляющих воздействий,которые обеспечиваютприведение 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.

Задачууправления можно проиллюстрироватьпримером -

алгоритмом управления мягкой посадкой СА на Луну. Структур-

ная схема соответствующейсистемы управления представлена

на рис.6

Радиодальномер измеряет расстояние r до лунной поверх-

ностивдоль определенного направления, обычно совпадающего с

направлением продольнойоси СА. Доплеровский локатор дает

информацию о текущем векторе скорости сниженияV,инерци-

альные датчикиизмеряют вектор Q углового положения СА,а

- 13 -

также вектор кажущегося ускорения V.

Результаты измерений поступаютна выход управляющего

устройства, в котором составляются оценки координат, харак-

теризующих процессспуска (в частности,высоты СА над по-

верхностью Луны),и формируются на ихоснове управляющие

сигналы U ,U , U , обеспечивающие терминальное управление

мягкой посадкой (O - связанная система координатСА).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 Uзадает те-

кущее значение тяги тормозного двигателя.

В результате обработки сигналов U ,U , U , тормозным

двигателем и системой стабилизации полет САкорректируется

таким образом,чтобы обеспечить выполнение заданных терми-

нальных условий мягкой посадки.Конечная точность поссадки

считается удовлетворительной,если величинавертикальной

составляющей скорости в момент контакта с поверхностью пла-

неты не вызываетдопустимой деформации конструкции СА,а

горизонтальная составляющая скорости не приводит копроки-

дыванию аппарата.

Задачи ориентации и стабилизации как задачи управления

СА относительноцентра масс формулируется следующим обра-

зом:

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

- 14 -

осями (или осью) некоторойсистемы координат,называемой

базовой системойотсчета, движение которой в пространстве

известно (задача ориентации);

2.устранение неизбежновозникающих в полете малых угло-

вых отклонений осей космического аппарата отсоответствую-

щих осей базовой системы отсчета (задача стабилизации).

Заметим, что весь полет СА разбивается,посуществу,

на два участка:активный (при работе маршевого двигателя);

пассивный (при действии на САтолько силгравитационного

характера).

Решения перечисленных задач(навигации инаведения,

ориентации и стабилизации) на активных и пассивных участках

имеют свою специфику.

Например, процесс управления полетомнапассивных

участках характеризуется ,как правило, относительной мед-

ленностью ибольшой дискретностьюприложения управляющих

воздействий.

Совершенно иным является процесс управления полетом на

активном участке,например, при посадке на Луну. Непрерыв-

но, начинаяс моментавключениятормозного двигателя,на

борту решается навигационная задача:определяются текущие

координаты САи прогнозируются кинематическиепараметры

движения на момент выключения двигателя.

Так женепрерывно вычисляются и реализуются необходи-

- 15 -

мые управляющие воздействия (момент силы)в продольнойи

поперечной плоскости наведения.Процесс управления на этом

этапе характеризуется большой динамичностью и,какправило,

непрерывностью. Внекоторых случаях задача наведения может

решаться дискретно,причем интервал квантованияповремени

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,обеспечивающиевыполнение того или

иного режима управления и составляющие часть всегоаппара-

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,называютсистемами

навигации инаведения, асистемы,управляющие движением

космического корабля относительно центрамасс,-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.Ив 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 очередьсоответствующие

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 корпусаСА, приводящиевконечном

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 жидкостногоракетного двигателя для

обеспечения мягкойпосадки СА порождает,как видно,ряд

проблем, связанных с обеспечением его устойчивости.

Займемся однойиз них, а именно - исследованием роли

- 17 -

конструктивных параметров компоновочной схемы СА в формиро-

вании динамических свойств СА как управляемой системы.

Управление СА относительно центрамассв плоскостях

тангажа и рысканияосуществляетсяспециальным автоматом

стабилизации путем создания управляющих моментов прицеле-

направленном включенииуправляющих двигателей.Возможны и

другие схемы управления,например, путем перераспределения

тяг управляющихдвигателей или отклонения маршевого двига-

теля (газового руля).

Что касается топливных баков, то они обычно выполняют-

ся в виде тонкостенныхоболочек различнойгеометрической

конфигурации(обычно осесимметричной)и размещены внутри

СА.

Какими параметрамижелательно характеризоватьту или

иную компоновочную схему с тем,чтобы формализоватьдаль-

нейший анализ?С точки зрения динамики представляют инте-

рес те, которые в первую очередьхарактеризуют: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 однозначноопределяет упомянутые

выше параметрыкомпоновочной схемы СА в каждый момент вре-

мени активного участка.

Этих предположенийдостаточно для формализации обсуж-

даемой проблемы - исследования влияния особенностейкомпо-

новки СА на его устойчивость.

Однако задача стабилизации СА при посадке напланеты,

лишенные атмосферы,включающая в себя анализ динамики объ-

екта, исследование причинынеустойчивостии методовее

устранения, не допускает полной формализации и требует прив-

лечения диалоговой технологии исследования.

Для построениятакой технологии необходимо начать с

анализа основных факторов,определяющих вконечном 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 системапредстав-

ляет собойтонкостенную (частично ферменную) конструкцию,

снабженную тормозным устройством - жидкостным ракетным дви-

гателем - и необходимой системой стабилизации.

Важной особенностью компоновочнойсхемыСА 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 моментовза счет отклонения управляющих двигателей,

маршевого двигателя или газовых рулей.

В процесседвижения СА жидкость в отсеках колеблется,

корпус аппарата испытывает упругие деформации,все это по-

рождает колебания объекта в целом.

Чувствительные элементы (гироскопы)иисполнительные

элементы (рули)замыкают колебательную систему спускаемый

аппарат - автомат стабилизации и рождают весь комплекс воп-

росов, связанныйс обеспечением устойчивости системы в це-

лом.

Движение САмы представляемсебекак "возмущенное"

движение, наложенное на программную траекторию. Термин "ус-

тойчивость" относится именно к этому возмущенному движению.

Уместно заметить,что выбор модели представляет собой

хороший примернеформализуемойпроцедуры: безучастия

разработчика он в принципе невозможен.

Какими соображениями руководствуется инженер при выбо-

ре моделей?

Прежде всегоясно, чтонеимеет смысла перегружать

расчетную модель различными подробностями,делая еенеоп-

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 ужеучитывать

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, используемыепри анализепроцессов

стабилизации, связаны с анализом динамических свойствобъ-

екта в некоторый фиксированный момент времени.Для получе-

ния интегральных характеристик объекта в течение небольшого

интервала времени или на всем исследуемом участке использу-

ются геометрическиеметоды, связанныеспостроением в

пространстве областей устойчивости,стабилизируемости спе-

циальным образом выбранныхпараметров (какбезразмерных,

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) рациональныйвыбор структуры и параметров автомата

стабилизации ;

2) демпфированиеколебаний жидкостив 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 "технологияре-

шения" проблемы.Под этим термином мы будем понимать набор

комплексов отдельных подзадач,на которые разбиваетсяоб-

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 егоустойчивости научасткепосадки.

Этой задаче подчинены все другие, в том числе и задача ана-

лиза структурных свойств СА как объектарегулирования(по

управляемости, наблюдаемости, стабилизируемости).

Так как устойчивость - это то,что в конечномсчете

интересуетразработчиков (и заказчиков), то с этойзадачи

(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 грубыемо-

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

- 22 -

ном этапе,после того как проведен комплексисследований,

проводится детальный анализ устойчивости и качества процес-

сов регулирования объекта.

Итак, следуетруководствоватьсяследующим 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 анализана

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 порядокиспользования моделейСА,методов

анализа этих моделей,обеспечивающих решение задачи устой-

чивости СА в целом.

ЛИТЕРАТУРА

1. "Проектированиеспускаемых 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.