Задачи ориентации и стабилизации как задачи управления СА относительно центра масс формулируется следующим обра-зом:

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

· 14 -

осями (или осью) некоторой системы координат, называемой базовой системой отсчета, движение которой в пространстве известно (задача ориентации);

2.устранение неизбежно возникающих в полете малых угло-вых отклонений осей космического аппарата от соответствую-щих 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 мед-ленностью и большой дискретностью приложения управляющих воздействий.

Совершенно иным является процесс управления полетом на активном участке, например, при посадке на Луну. Непрерыв-но, 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 необходи-

· 15 -

мые 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 по-летом СА последовательно (или параллельно) работает в режи-мах ориентации, стабилизации, навигации и наведения. Приборы и устройства, обеспечивающие выполнение того или иного режима управления и составляющие часть всего аппара-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, называют системами навигации и наведения, а системы, управляющие движением космического корабля относительно центра масс,- системами ориентации и стабилизации.

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. И в 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 очередь соответствующие 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 корпуса СА, приводящие в конечном 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 жидкостного ракетного двигателя для обеспечения мягкой посадки СА порождает, как видно, ряд проблем, связанных с обеспечением его устойчивости.

Займемся одной из них, а именно - исследованием роли

· 17 -

конструктивных параметров компоновочной схемы СА в формиро-вании динамических свойств СА как управляемой системы.

Управление СА относительно центра масс в плоскостях тангажа и рыскания осуществляется специальным автоматом стабилизации путем создания управляющих моментов при целе-направленном включении управляющих двигателей. Возможны и другие схемы управления, например, путем перераспределения тяг управляющих двигателей или отклонения маршевого двига-теля (газового руля).

Что касается топливных баков, то они обычно выполняют-ся в виде тонкостенных оболочек различной геометрической конфигурации (обычно осесимметричной) и размещены внутри СА.

Какими параметрами желательно характеризовать ту или иную компоновочную схему с тем, чтобы формализовать даль-нейший анализ? С точки зрения динамики представляют инте-рес те, которые в первую очередь характеризуют: 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 однозначно определяет упомянутые выше параметры компоновочной схемы СА в каждый момент вре-мени активного участка.

Этих предположений достаточно для формализации обсуж-даемой проблемы - исследования влияния особенностей компо-новки СА на его устойчивость.

Однако задача стабилизации СА при посадке на планеты, лишенные атмосферы, включающая в себя анализ динамики объ-екта, исследование причины неустойчивости и методов ее устранения, не допускает полной формализации и требует прив-лечения диалоговой технологии исследования.

Для построения такой технологии необходимо начать с анализа основных факторов, определяющих в конечном 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 система представ-ляет собой тонкостенную (частично ферменную) конструкцию, снабженную тормозным устройством - жидкостным ракетным дви-гателем - и необходимой системой стабилизации.

Важной особенностью компоновочной схемы СА 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 моментов за счет отклонения управляющих двигателей, маршевого двигателя или газовых рулей.

В процессе движения СА жидкость в отсеках колеблется, корпус аппарата испытывает упругие деформации, все это по-рождает колебания объекта в целом.

Чувствительные элементы (гироскопы) и исполнительные элементы (рули) замыкают колебательную систему спускаемый аппарат - автомат стабилизации и рождают весь комплекс воп-росов, связанный с обеспечением устойчивости системы в це-лом.

Движение СА мы представляем себе как «возмущенное» движение, наложенное на программную траекторию. Термин «ус-тойчивость» относится именно к этому возмущенному движению.

Уместно заметить, что выбор модели представляет собой хороший пример неформализуемой процедуры: без участия разработчика он в принципе невозможен.

Какими соображениями руководствуется инженер при выбо-ре моделей?

Прежде всего ясно, что не имеет смысла перегружать расчетную модель различными подробностями, делая ее неоп-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 уже учитывать волновые движения на свободной поверхности жидкости как ис-точник возмущающих моментов.

Выбор рационального размещения датчиков системы стаби-лизации объекта приходится делать с учетом упругости. )