Типовая (или комбинированная) схема спуска в атмосфере.

↑

▷ Содержание

⇐ ПредыдущаяСтр 7 из 9Следующая ⇒

Декомпозиция схемы.

Три принципа декомпозиции:

1. способы торможения и участки:

· аэродинамическое торможение;

– без качества (баллистический спуск);

–с качеством, постоянным или управляемым, с перекладкой качества;

· торможение с использованием дополнительных тормозных устройств;

· активное торможение с помощью двигателей;

· дрейф в атмосфере;

· посадка с использованием НТУ (прыжки);

2. средства торможения и движения в атмосфере (дрейфа, планирования):

· аэродинамическое торможение с помощью жестких лобовых экранов;

· разворачиваемых конструкций;

· надувных устройств;

· ПС;

· активное торможение с помощью двигателей;

· дрейф АЗ;

· планирование;

3. десантируемые аппараты, платформы или станции:

· министанции;

· малые станции;

· пенетраторы;

· посадочные аппараты;

· посадочные платформы с марсоходом, взлетной ракетой, др.;

· АЗ;

· самолеты;

· планирующие зонды (змей, «ветролет», др.).

Отсюда многообразие возможных схем спуска [31, 34–36]. Рассмотрим сначала, как наиболее комплексную, схему спуска тяжелого ПА (аналогичного разработанному для экспедиции по доставке грунта с Марса), в которой применяется:

· аэродинамическое торможение;

· торможение с использованием ПС (ТЗУ или надувного устройства);

· активное торможение с помощью двигателей.

Соответственно, разделяем схему на три части. Ниже рассмотрим вопросы формирования более «простых» схем баллистического спуска в разреженной атмосфере планеты малых станций, пенетраторов и министанций.

Приведем для примера обоснование проектных параметров марсианского ДА на участке аэродинамического торможения.

На Рис. 7 изображены основные этапы схемы спуска участ­ка аэродинамического торможения. Посадочный блок представляет собой тело с лобовым экраном ра­диуса затупления  (Рис. 8). В верхней части аппарата находится герметичный парашютный контейнер. Центр масс посадочного блока смещен относительно геометрических осей ; , в ре­зультате чего его полет в атмосфере будет происходить при балан­сировочном угле атаки . Это позволяет управлять спус­ком за счет изменения аэродинамического качества.

Аэродинамические характеристики посадочного блока на участке аэродинамического торможения приведены на Рис. 9. Масса его кг, скорость входа в атмосферу м/с, номинальный траекторный угол , ширина коридора , нагрузка на мидель  Н/м².

При проектировании ДА, совершающего мягкую посадку на Марс, и разработке его отдельных систем одно из центральных мест занимает оптимизация траектории спуска (Рис. 10). Одним из важнейших критериев оптимизации траектории является условие минимума массы системы мягкой посадки. Иссле­дования, проведенные в процессе предыдущих разработок, показали, что одним из наиболее рациональных вариантов для аппаратов с баллистическим параметром  Н/м² является парашютно-реактивная система мягкой посадки. Одной из основных составляющих массы такой системы является масса топлива. Дополнительное торможение ДА парашютом поз­воляет существенно снизить потребные затраты топлива, а следо­вательно, и массу СМП. Начальный момент ввода в действие ПС можно характеризовать двумя основными параметрами: числом Маха, определяющим аэродинамическую картину обтекания парашюта, и скоростным напором  – количественной характеристикой потока, от которой зависят нагрузки на парашют. Они определяют конструкцию и массу ПС.

Задача минимизации массы парашютно-реактивной системы является комплексной, зависящей от всех участков спуска.

Задача участка аэродинамического торможения – обеспечить выведение ДА в некоторую область пространства, из которой путем реактивного торможения можно произвести с минимальными энергетическими затратами мягкую посадку на поверхность планеты. Разреженность атмосферы Марса вызывает стремление организовать движение в ее нижних, приповерхностных слоях, где плотность наибольшая, чтобы максимальным образом увеличить эффективность ее тормозящих свойств.

Для аппаратов с приведенной нагрузкой на лобовую поверхность  Н/м² и в задаче мягкой посадки на планету Марс баллисти­ческий спуск невозможен, так как невозможно достичь числа Маха  на заданной высоте для ввода ПС и необходимой заданной скорости на конечной высоте при реактивном торможении. Поэтому для тяжелых аппаратов рассматривалось движение при наличии подъемной силы.

Спуск с постоянным аэродинамическим качеством. Самым простым для реализации использования подъемной силы является спуск с постоянным значением эффективного качества . Было проведено параметрическое исследование участка аэродинамического торможения аппаратов с  Н/м², движущихся с постоянным малым аэродинамическим качеством 0,25 ÷ 0,35. Рассматривались два варианта введения парашюта – по сигна­лу от инерциально-временного устройства ИВУ при числе Маха  и по сигналу от радиовысотомера больших высот (РВБВ). Было показано, что зависимость параметров ввода парашюта от траекторного угла входа немонотонна, и с учетом разброса аэродинамического качества  в коридоре входа  значения минимальной высоты ввода парашюта  и максимального скоростного напора  почти не зависят от  и . При уменьшении  и  улучшаются условия ввода ПС. Коридор входа  уменьшается с уменьшением ошибки прицельной дальности  и увеличением значения модуля . Для аппарата с  Н/м² условия ввода парашюта при  улучшаются при , но использование крутых углов входа в атмосферу уменьшает высоту просадки траектории  (мини­мальная высота первоначального погружения в атмосферу), которая при ,  меньше 5 км, что недопустимо в связи с неточным знанием параметров атмосферы, отклонением рельефа поверхности планеты от среднего уровня и пр. Значение  растет, а  уменьшается при уменьшении ошибки прицельной дальности  и баллистического параметра ; с увеличением числа Маха при вводе ПС растет , но увеличивается и .

Анализируя эти зависимости, было показано, что для аппарата с  Н/м² и постоянным аэродинамическим качеством  можно получить приемлемые условия ввода парашюта км и  Н/м², если обеспечить значение разброса качества  и коридор входа . С уменьшением  условия ввода ПС улучшаются.

Спуск с одноразовой перекладкой аэродинамического качества. Дальнейшая оптимизация параметров ввода системы мягкой посадки возможна при использовании управления аэродинамическим качеством аппарата. Управление качеством на траектории спуска осуществляется путем изменения эффективного качества , где – аэродинамическое качество при полете с постоянным значением балансировочного угла атаки,  – угол крена. При этом величина эффективного качества изменяется в пределах . Как показали ранее проведенные исследования при движении аппаратов с нагрузкой на лобовую поверхность  Н/м², целесообразно применять перекладку аэродинамического качества с отрицательного на положительное. Исследования различных видов перекладки показали, что эффективнее всего перекладка  [47]. Перекладку можно производить по различным параметрам, например по значению продольной перегрузки . Выбор момента начала перекладки качества существенно влияет на значения высоты и скоростного напора при вводе парашюта. Для различных значений  и  максимальное значение высоты ввода  и наименьшее значение скоростного напора  получаются при определенных значениях  перекладки. С учетом выбора названных параметров определяется значение аэродинамического качества  и возможный коридор входа. С одной стороны коридор входа ограничен углом рикошетирования при максимальном значении качества (плюс один градус для гарантии захвата атмосферой), с другой стороны – тем значением , при котором обеспечивается наименьшая допустимая высота введения парашюта при минимальном значении аэродинамического качества. Для ДА с баллистическим параметром  Н/м²,  за номинальный угол входа в атмосферу взят , а весь коридор входа .

Был проведен анализ ввода ПС по сигналу от радиовысотомера больших высот. Фактически, он выдает сигнал на обнуление качества, которое необходимо для обеспечения минимальных возмущений при вводе ПС. Выдача сигнала от РВБВ должна быть заблокирована до определенной точки траектории спуска, так как изменение высоты полета над поверхностью планеты у аппарата с аэродинамическим качеством немонотонно.

На Рис. 11 изображен выбор настройки по высоте и момент разблокировки радиовысотомера. Как видно из графиков данного рисунка, критической по высоте является траектория при  и , т.е. при  и . Разблокировать РВБВ целесообразно на «горке» этой траектории, которой соответствует . Данному фиксированному значению перегрузки  во всем коридоре входа на рисунке соответствует кривая «разблокировка РВ».

Настройку РВБВ выбираем по максимальной высоте критической траектории, следовательно, на высоте км радиовысотомер выдает сигнал на обнуление качества. Процесс обнуления качества длится с, за это время наибольшая потеря высоты происходит на траектории с минимальным модулем угла входа  и максимальным значением качества  (так как градиент траектории максимальный).

Таким образом, ввод ПС происходит на высоте ~ 10 км. С учетом отклонения рельефа от среднего уровня поверхности планеты км были получены условия ввода парашюта на высоте  и км.

Несомненное достоинство программы полета ДА с постоянным аэродинамическим качеством – простота, однако она дает очень большой разброс по сравнению с управляемым качеством. Программа, предполагающая одну перекладку эффективного качества, также достаточно проста по структуре, но значительно уменьшает разброс конечных параметров. Для рассматриваемого аппарата с основными проектно-баллистическими характеристиками  Н/м²  и  выбрана схема спуска с одноразовой перекладкой качества  на участке аэродинамического торможения. Необходимая последовательность работы систем аппарата при спуске обеспечивается работой автономной системы управления. Вход в атмосферу совершается с отрицательным аэродинамическим качеством . При достижении продольной перегрузки  (соответствующей выбранному закону перекладки) происходит поворот аппарата по крену на 180°, и далее торможение продолжается с положительным качеством .

После прохождения пикового значения перегрузки, при  происходит разблокировка радиовысотомера. При достижении высоты км (соответствующей настройке высотомера) выдается сигнал на обнуление качества и через  с вводится в действие ПС (вытяжной, а затем основной, вначале зарифованный парашют).

Алгоритм управления качеством при действии возмущений на расчетную траекторию. Первоочередная задача управления на участке аэродинамического торможения заключается в обеспечении заданных условий работы ПС. Проблему выбора оптимального управления КА обычно решают в два этапа. На первом этапе выбирается номинальная траектория, удовлетворяющая поставленным требованиям, и определяется соответствующее управление. На втором этапе осуществляется синтез алгоритма управления, использование которого позволяет парировать действия возмущений и обеспечивать движение вблизи расчетной траектории.

Реальное движение КА происходит в условиях, отличающихся от тех, которые были приняты при расчете номинального движения. Основные возмущения, действующие на КА в процессе спуска, можно разбить на четыре основные группы:

1. Возмущения по начальным условиям входа: ошибки определения угла входа, скорости входа, координат начальной точки, времени входа и др.

2. Возмущения, вызванные неточным знанием аэродинамических и конструктивных параметров КА: координат положения центра масс, аэродинамических коэффициентов  и , площади миделевого сечения , массы КА и т.д.

3. Возмущения, возникающие в результате неточного знания характеристик атмосферы, в первую очередь зависимости плотности от высоты, турбулентности атмосферы и др.

4. Приборные ошибки: погрешности чувствительных элементов, средств обработки информации, исполнительных органов и т.п.

Подавляющее большинство возмущений носит случайный характер с нормальным законом распределения. Следует отметить, что при наличии различных возмущений высота ввода парашюта может быть ниже, а нагрузка на парашют выше расчетного их значения. Для оценки отклонений были проведены соответствующие расчеты траекторий при различных возмущениях с вероятностной оценкой по методу Доступова [26, 32]. Из всех возмущений учитывались те, которые дают наибольшее отклонение конечных параметров на участке аэродинамического торможения. В расчеты заложены следующие исходные данные:

	–	;	;
	–	;	;
	–	м/с;	м/с;
	–	Н/м²;	Н/м²
	–	среднесуточная            атмосфера;	max. атмосфера;          − min. атмосфера.

Результаты расчетов по формулам квадратичной и кубичной аппроксимации сравнивались для оценки достаточности степени аппроксимации. Оказалось, что достаточно квадратичной аппроксимации.

При определении закона перекладки необходимо выбрать такой момент изменения эффективного качества , чтобы он обеспечивал с учетом возмущений допустимые высоты при минимально возможной нагрузке на парашют в момент его ввода.

Из анализа расчетов по названной методике выявлено, что перекладку целесообразно производить:

для :		при при при	;                                                                         ;                                                                         ;
для :		при при при	;                          ;                                                                          ;
для		при при при	;                                                                                        ;                                                                      .

Этим значениям продольной перегрузки соответствуют значения интеграла ее по времени (кажущаяся скорость) .

Данные зависимости являются законами перекладки для конкретного значения аэродинамического качества, аппроксимируя которые, получаем трехчлен вида .

В табл. 2 и 3 приведены параметры ввода парашюта по датчику ИВУ и по радиовысотомеру:

– высота и относительная нагрузка на парашют  при соответствующих числах Маха М;

– число Маха М и относительная нагрузка на парашют  на соответствующих высотах ввода парашюта.

Таблица 2

Параметры ввода парашюта (, , )

ИВУ					РВБВ
Ввод ПС	км		Н/м²		Ввод ПС	М		Н/м²
	Математическое ожидание		Математическое ожидание			Математическое ожидание		Математическое ожидание
М = 3,5	19,3	27,2   11,4	27	50,2   4	Н = 8 км	2,35	2,6   2,1	62	68   56
М = 3	16,0	20   12	37	54   20	Н = 10 км	2,48	2,7   2,3	55	63   48
М = 2,5	10	14   6,5	53	75   31	Н = 12 км	2,65	3,0   3,6	49	51   47

Таблица 3

Параметры ввода парашюта (, , )

ИВУ					РВБВ
Ввод ПС	км		Н/м²		Ввод ПС	М		Н/м²
	Математическое ожидание		Математическое ожидание			Математическое ожидание		Математическое ожидание
М = 3,5	19,1	23   15,2	26,8	38   16	Н = 8 км	2,5	2,8   1,9	61	72   50
М = 3	15,5	21   10	38	55   20	Н = 10 км	2,5	3   2	55	62,4   47,2
М = 2,5	10	16   4	55	85   27	Н = 12 км	2,65	3,1   2,15	49	52   46

Формирование схем спуска венерианских ДА как было показано выше, прошло определенный эволюционный путь, и основные схемно-технические решения сконцентрировались в схеме спуска ПА и АЗ проекта «Вега» (Рис. 12).

Схема спуска содержит следующие основные этапы: см

1. аэродинамическое торможение СА в верхних слоях атмосферы;

2. спуск с высоты облачного слоя до поверхности планеты ПА;

3. полет аэростатного аппарата с выводом плавающей венерианской станции на высоту дрейфа.

Первый этап включает:

· интенсивное торможение аппарата (перегрузки до 240 ед) от второй космической скорости 11000 м/с до трансзвуковой скорости 280 м/с;

· ввод тормозной ПС на уровне верхней границы облачного слоя –  65 км;

· отделение верхней полусферы теплозащитной оболочки с аэростатным аппаратом;

· сброс нижней полусферы теплозащитной оболочки.

Второй этап включает:

· спуск ПА на тормозном парашюте в облачном слое планеты;

· сброс парашюта у нижней границы облаков и последующий авто­номный полет на аэродинамическом тормозном щитке до поверхности;

· мягкую посадку аппарата на поверхность планеты Венера с целью взятия и анализа проб грунта.

Третий этап включает:

· отделение аппарата от верхней полусферы теплозащитной оболоч­ки и полет на стабилизирующем парашюте;

· торможение до скорости 10 м/с и высоты 55 км с помощью парашюта ввода аэростата;

· раскрытие контейнера плавающей станции, развертывание и наполнение оболочки аэростата подъемным газом – гелием;

· отделение парашюта и погружение аэростата до высоты 50 км;

· сброс балласта и подъем станции на высоту дрейфа 53–55 км.

Высокая плотность атмосферы Венеры позволяет в полной мере использовать ее тормозные свойства, и тормозной щиток, размещаемый в сфере ДА, обеспечивает требуемую конечную скорость ПА.

Вопросы формирования схемных решений для обеспечения ввода в действие АЗ и вывода плавающей аэростатной станции на высоту дрейфа подробно рассмотрены в учебном пособии [35].

Познавательные статьи:



Техника прыжка в длину с разбега

Тактические действия в защите

История Олимпийских игр

История развития права интеллектуальной собственности