Спуск и посадка космических аппаратов (КА) на планеты без атмосферы

Рефераты, курсовые, дипломные, контрольные (предпросмотр)

Тип: Курсовая работа. Файл: Word (.doc) в архиве zip. Категория: Технологии
Адрес этого реферата http://referat-kursovaya.repetitor.info/?essayId=15692 или
Загрузить
В режиме предпросмотра не отображаются таблицы, графики и иллюстрации. Для получения полной версии нажмите кнопку «Загрузить». Рефераты, контрольные, дипломные, курсовые работы предоставляются в ознакомительных целях, не для плагиата.
Страница 2 из 4 [Всего 4 записей]« 1 2 3 4 »

ТИПИЧНЫЕ СХЕМЫ СПУСКА.

Посадка космических аппаратов на поверхность безатмосферной планеты (например,Луны) обычно производится по схеме полета, предусматривающей предварительный перевод КА на планетоцентрическую орбиту ожидания (окололунную орбиту). Перспективность и преимущество такой схемы посадки определяются следующими обстоятельствами: свобода в выборе места посадки; возможность проверки системы управления непосредственно перед спуском; возможность уменьшения массы СА, так как часть массы можно оставить на орбите ожидания (например, топливо или прочный термозащитный отсек для посадки на Землю при возвращении). После проведения на промежуточной орбите необходимых операций подготовки к спуску включается тормозной двигатель, и спускаемый аппарат переводится с орбиты ожидания на переходную орбиту - эллипс траектории спуска (рис.1) с перицентром вблизи предполагаемого места посадки. В определенной 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 поступает с инерциальных датчиков. Заданные конечные значения координат определяют вид номинальной траектории спуска на последующем участке конечного спуска ("прецизионном" участке); спуск может осуществляться по вертикальной или наклонной траектории. Типичные траектории полета на основном участке основного торможения представлены на рис.2. Кривая 1 заканчивается наклонной траекторией конечного спуска, кривая 2 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 координат объекта производится радиолокационным дальномером и измерителем скорости (доплеровским локатором). К началу этого участка могут накопиться значительные отклонения (от программных значений) координат, характеризующих процесс спуска. Причиной этого являются случайные погрешности определения параметров орбиты ожидания, погрешность отработки тормозного импульса, недостоверность сведений 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 поверхности в районе посадки, делает необходимым терминальное управление мягкой посадкой. В качестве исходной информации используются результаты измерения высоты и скорости снижения. Система управления мягкой посадкой должна обеспечить заданную точность посадки при минимальных затратах топлива. На завершающем участке спуска (см. рис.3) - "верньерном" участке (В,О) происходит обычно вертикальный полет СА с глубоким дросселированием тяги тормозного двигателя. Верньерный участок вводится для того, чтобы повысить конечную точность посадки, так как влияние погрешностей определения параметров траектории на точность посадки СА снижается при уменьшении величины отрицательного ускорения. Кроме того, если тяга непосредственно перед посадкой мала, то уменьшается возможность выброса породы под действием газовой струи и уменьшается опрокидывающее воздейсвие на СА отраженной 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 орбиту ожидания. СА стартует обычно с орбиты ожидания, поэтому задачи управления естественно разделить на следующие группы: 1.управление на участке предварительного торможения; 2.управление на пассивном участке; 3.управление на участке основного торможения; 4.управление на "верньерном" участке; Более удобна классификация задач по функциональному назначению (рис.4). Основной навигационной задачей является (рис.5) измерение 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 управляющих воздействий, которые обеспечивают приведение СА в заданную точку пространсва с заданной скоростью и в требуемый момент времени, с учетом текущих кинематическихпараметров движения, определенных с помощью решения навигационной задачи, заданных ограничений и характеристик объекта управления. Задачу управления можно проиллюстрировать примером алгоритмом управления мягкой посадкой СА на Луну. Структурная схема соответствующей системы управления представлена на рис.6 Радиодальномер измеряет расстояние r до лунной поверхностивдоль определенного направления, обычно совпадающего с направлением продольной оси СА. Доплеровский локатор дает информацию о текущем векторе скорости снижения V, инерциальные датчики измеряют вектор Q углового положения СА, а также вектор кажущегося ускорения V. Результаты измерений поступают на выход управляющего устройства, в котором составляются оценки координат, характеризующих процесс спуска (в частности, высоты СА над поверхностью 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, следовательно, тяги двигателя) и используюся как уставки для работы системы стабилизации, а управляющий сигнал U задает текущее 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 терминальных условий мягкой посадки. Конечная точность поссадки считается удовлетворительной, если величина вертикальной составляющей скорости в момент контакта с поверхностью планеты не вызывает допустимой деформации конструкции СА, а горизонтальная составляющая скорости не приводит к опрокидыванию аппарата. Задачи ориентации и стабилизации как задачи управления СА относительно центра масс формулируется следующим образом: 1.совмещение осей спускаемого аппарата (или одной оси) с осями (или осью) некоторой системы координат, называемой базовой системой отсчета, движение которой в пространстве известно (задача ориентации); 2.устранение неизбежно возникающих в полете малых угловых отклонений осей космического аппарата от соответствующих 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 медленностью и большой дискретностью приложения управляющих воздействий. Совершенно иным является процесс управления полетом на активном участке, например, при посадке на Луну. Непрерывно, 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 необходимые 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 полетом СА последовательно (или параллельно) работает в режимах ориентации, стабилизации, навигации и наведения. Приборы и устройства, обеспечивающие выполнение того или иного режима управления и составляющие часть всего аппаратурного комплекса системы управления, обычно называют системами навигакции, наведения, ориентации и стабилизации. Наиболее часто на практике системы, управляющие движением центра масс космического корабля, называют системами навигации и наведения, а системы, управляющие движением космического корабля относительно центра масс,- системами ориентации и стабилизации.

RSSСтраница 2 из 4 [Всего 4 записей]« 1 2 3 4 »


При любом использовании материалов сайта обязательна гиперссылка на сайт «Репетитор».
Разработка и Дизайн компании Awelan
www.megastock.ru
Проверить аттестат