Проектно-баллистические исследования проблемы управления спуском перспективного пилотируемого корабля

Область рассеивания точек
начала работы парашютной
системы

Парашютирование
спускаемого
аппарата

Парашютирование ВА

● районы посадки располагаются на широте, близкой по значению к наклонению орбиты
● районы посадки должны удовлетворять ряду требований и ограничений
● размеры выбранных на территории России районов штатной посадки: минимальный радиус
6 км, минимальный радиус резервных районов посадки 5 км
● оценка неопределённости прогноза ветрового сноса ВА при парашютировании: до 4,1 км
● требуемая точность приведения ВА в точку начала работы системы мягкой посадки: не хуже
1 км

ЗАДАЧИ БАЛЛИСТИЧЕСКОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ СПУСКА ПТК

ЗАДАЧИ БАЛЛИСТИЧЕСКОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ СПУСКА ПТК
(окончание)

Цель исследования: оценка перспектив совершенствования СУС кораблей «Союз МС»

Статистическая оценка вариаций длины траектории
при нулевом продольном промахе

К определению вариаций
длины траектории спуска

Вывод: СУС кораблей «Союз МС», использующая для управления продольной дальностью
спуска информацию о действующем аэродинамическом ускорении, достигла
предельно-возможной точности

Ошибки БИНС по положению

Ошибки БИНС по скорости

● автономные БИНС не обеспечивают требуемой
точности решения навигационной задачи
● ошибки БИНС на момент начала работы СМП:
- до 2,5 км по координатам;
- до 13 м/с по компонентам вектора скорости
● способ решения проблемы: применение
спутниковой навигационной информации для
коррекции БИНС

Проблемы использования спутниковой навигационной информации
на атмосферном участке спуска

Условие прохождения радиосигнала
через плазменную оболочку ВА

Ne < Ne КР

Ne = Ne(ρ,h,V,R,X,δ) – концентрация свободных электронов в
направлении приёма сигнала
Ne КР = Ne КР(λ) – критическая концентрация свободных
электронов как функция длины волны
радиосигнала

В работе рассматриваются условия гарантированного
восстановления радиосвязи через область критической
точки корпуса ВА как наиболее неблагоприятный случай

Достаточность маневренных возможностей ВА скользящего типа на момент гарантированного
восстановления радиосвязи с навигационными ИСЗ для высокоточного наведения в прицельную
точку начала работы СМП

Выводы:
● для ВА рассматриваемого класса при hтн = 42 ÷ 43 км выполняется
условие достаточности маневренных возможностей
● для рассматриваемых траекторий спуска восстановление радиосвязи
гарантированно происходит на высоте hврс ≈ 43 км
● создание высокоточной СУС, использующей спутниковую
навигационную информацию, возможно

Изменение размеров зоны манёвра ВА в процессе спуска

К определению минимальной высоты начала
участка терминального наведения

Постановка задачи: определить зависимость γ(t), при которой обеспечиваются:
● максимальные размеры зоны манёвра ВА на момент гарантированного восстановления радиосвязи
● близкий к максимальному запас бокового манёвра ВА
● выполнение фазовых ограничений
● достаточный запас управления по крену
● равный запас маневренных возможностей в перелёт и недолёт на конечном участке спуска
Профиль γ(t) должен описываться простыми соотношениями для уменьшения объёма вычислений в БЦВМ при решении задачи прицеливания

Профили угла крена и высоты для квазиоптимальной траектории

Оценка высоты восстановления связи для квазиоптимальной траектории

Выводы:
● для квазиоптимальной траектории спуска ВА
на момент восстановления связи запас манёвра
увеличивается на 25% в продольном и на 12%
в боковом направлении
● для квазиоптимальной траектории спуска ВА
скорость уменьшения размеров зоны манёвра
существенно снижается, через 1 минуту после
восстановления связи запас манёвра по сравнению
с исходным вариантом увеличивается на 160%
в продольном и на 95% в боковом направлении

Характеристики участка:
- максимальные значения оставшейся до района посадки дальности спуска (до 2500 - 3000 км)
- наличие участка максимального аэродинамического нагрева (высота 55 - 58 км)
- наличие начального внеатмосферного промаха, вызванного ошибками исполнения манёвра
схода с орбиты
- высокая чувствительность параметров траектории в конечной точке к изменению управляющего
параметра (угла крена)
Преимущества принципа управления:
- опорная попадающая траектория выбирается с учётом фазовых ограничений
- минимальный объём вычислений при расчёте командных значений угла крена
Недостаток принципа (связан с особенностями управления ВА скользящего типа):
- низкая точность приведения ВА в точку начала работы СМП

Характеристики участка:
- относительно малая оставшаяся дальность полёта до района посадки (400 - 450 км)
- участок максимального аэродинамического нагрева пройден
- имеется высокоточная навигационная информация о полном векторе состояния центра масс ВА
Преимущества принципа управления:
- имеется возможность выполнения двухкоординатного наведения в прицельную точку (по широте и
долготе)
Недостатки принципа:
- проблемы обеспечения точности прогнозирования координат конечных точек траектории спуска
- значительный объём вычислений при расчёте командных значений угла крена

ОБОСНОВАНИЕ ВЫБОРА ПРИНЦИПОВ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ ЦЕНТРА МАСС ВА

Вид зоны манёвра ВА
(закон управления γ = const)

● количество управляемых параметров: два
(географические широта и долгота конечной
точки траектории)
● количество управляющих параметров: один
(угол скоростного крена)
● неполная управляемость динамической системы
(одновременное изменение управляемых
параметров)
Способ решения проблемы: использование
явления «стягивания» зоны манёвра ВА в
прицельную точку

Схема алгоритма терминального наведения

● на каждом шаге управления определяются текущие параметры
зоны манёвра ВА
● для расчёта параметров зоны манёвра выполняется два прогноза
конечных точек траектории
● командный угол крена выбирается из условия движения центра
зоны манёвра в сторону прицельной точки
● параметр зоны манёвра для расчёта управления – угол δ
● назначение зоны нечувствительности:
- отмена «лишних» перекладок по крену
- исключение влияния ошибок определения положения центра
зоны манёвра

Пример изменения параметров зоны манёвра ВА
на управляемой траектории спуска

Пример трасс спуска ВА после
вертикального участка

Выводы:
● процесс наведения ВА должен продолжаться до момента достижения высоты начала работы СМП
● в системе стабилизации ВА должен быть предусмотрен режим спуска, близкий к вертикальному,
для корректного отсчёта угла скоростного крена

Задача исследования: оценка влияния переходных процессов разворотов ВА по крену
на точность управления спуском

● выбор характеристик управляющих двигателей
● выбор алгоритма стабилизации

Задачи проектирования автомата стабилизации:

Требования к автомату стабилизации:

Разворот с ограничением угловой скорости
(«Союз МС»)

Разворот с максимальным быстродействием

Рекомендации по разработке автомата стабилизации:

● для уменьшения расхода топлива целесообразно использовать
различную логику стабилизации на различных участках спуска
● для уменьшения расхода топлива целесообразно использовать
переменное значение управляющего момента (максимальное
на высотах менее 20 км)

Исходные данные моделирования:
● спуск с околокруговой ОИСЗ высотой ~ 400 км и наклонением 51.6° (орбита МКС)
● используются аэродинамические характеристики СА «Союз МС» с моделью их случайных разбросов
● используется алгоритм СУС «Союз МС» для моделирования автономной части комбинированной СУС

Зависимость максимальной ошибки приведения ВА
от максимальной угловой скорости крена

Выводы:
● для обеспечения приведения ВА в прицельную точку с ошибкой не более 1 км
максимальная угловая скорость разворотов по крену должна быть не менее 38 - 40°/с
● максимально-допустимая угловая скорость разворотов ВА по крену должна быть
определена специалистами по космической медицине

Пример изменения поправочных коэффициентов
модели движения ВА в алгоритме наведения

● алгоритм терминального наведения работоспособен,
предложенная логика выбора командного угла крена
обеспечивает удержание прицельной точки внутри
границы текущей зоны манёвра ВА
● ВА на высотах менее 15 км находится в режиме
«управляемой закрутки»

Выводы:

● предложенный алгоритм
ограничения максимальной
перегрузки работоспособен
● ограничение максимальной
перегрузки для ВА скользящего
типа несовместимо с решением
целевой задачи высокоточной
посадки

Выводы:

Влияние возмущений на атмосферном
участке спуска на маневренные возможности ВА

Исходные данные:

● минимальная высота орбиты ДО после доразгона (предспусковая орбита) 130 км
● допустимое рассеивание точек падения НЭК ДО ± 1500 км (условие надёжного захвата атмосферой)

ВЫБОР ОПТИМАЛЬНОГО УГЛА ТАНГАЖА ВЕКТОРА ТЯГИ ДУ ПРИ ДОРАЗГОНЕ ДО

Особенность задачи: затопление НЭК ДО в заданном районе Тихого океана после схода ПТК с ОИСЗ
для посадки ВА в заданном районе территории России

Зависимости параметров предспусковой орбиты
от величины импульса доразгона (ϑ = 0°)

К выбору оптимального угла тангажа

Зависимости рассеивания НЭК и расход
топлива на спуск ДО (ϑ = 0°)

Способ решения задачи:

К анализу эффективности
терминального наведения

● оптимизация программы тангажа вектора тяги ДУ
неэффективна (высокая тяговооружённость ДО)
● особенность спуска с эллиптической орбиты в случае
неблагоприятного расположения перигея: значительный
рост парциального влияния разброса тяги ДУ и ошибки
ориентации по тангажу на продольное рассеивание НЭК
● для снижения продольного рассеивания НЭК эффективным
является применение алгоритма терминального наведения на
участке работы ДУ
● снижение расхода топлива
составляет ~ 8 кг