Миф об "однонырковой" схеме
В свое время уже размещал книгу, в которой подробно рассматривались алгоритмы управления спуском, в том числе, использовавшиеся в программе "Аполлон" - Алгоритмы управления космическим аппаратом при входе в атмосферу, но так как ее все равно никто не скачивает, я считаю необходимым, во имя Луны, процитировать из нее один очень интересный фрагмент, годный для баталий по популяризации космонавтики.
Посмотрим же на страницы 23-24:
Дальность спуска отсека экипажа космического корабля "Аполлон" находится в диапазоне 2400-2700 км [102], который является весьма благоприятным с точки зрения максимальной ширины входа, обеспечения допустимых перегрузок и получения приемлемого рассеивания.
Рис. 1.1 Типичная зависимость ускорения от скорости на траектории входа.
На рисунке 1.1 представлена типичная зависимость аэродинамического ускорения от скорости полета для отсека экипажа космического корабля "Аполлон" [110]. Участок выравнивания 1-2, где подъемная сила направлена вверх, характеризуется быстрым ростом перегрузки. В точке 2 начинается изоперегрузочный участок полета, начало которого фиксируется по величине вертикальной скорости. На этом участке по конечным приближенным формулам осуществляется прогнозирование дальности, в предположении, что на оставшейся части траектории полет будет происходить с постоянным эффективным аэродинамическим качеством. Последнее представляет собой произведение аэродинамического качества на косинус угла крена. Изоперегрузочный режим полета сохраняется до тех пор, пока прогнозируемый промах не окажется меньше 46 км. В этот момент начинает отслеживаться некоторая номинальная траектория, которая задается в виде зависимости скорости и вертикальной скорости от перегрузки. Эта опорная траектория формируется в БЦВМ на основе информации о фактическом движении. В результате определяется участок 3-4 управляемого подъема до условной границы атмосферы. Далее следует участок 4-5 полета за пределами атмосферы, на котором управление сводится к поддержанию требуемой ориентации аппарата. В точке 5, соответствующей второму погружению в атмосферу, начинается конечный участок управления. Здесь используется номинальная траектория спуска, вычисленная предварительно, в предположении полета с некоторым средним значением эффективного аэродинамического качества. Вместе с параметрами номинальной траектории как функциями скорости в памяти БЦВМ хранятся передаточные коэффициенты, пропорциональные функциям влияния, которые используются при формировании командного угла крена.
Если прогнозируемая дальность мала, то исключается участок 3-4 управляемого подъема. Если дальность велика, то обходится изоперегрузочный участок 2-3. В процессе управления блок ограничения перегрузки корректирует командный угол крена, когда появляется опасность превышения допустимой величины перегрузки. Блок управления боковым движением выдает команды на изменение знака угла крена, если прогнозируемый промах по боку превышает некоторое допустимое значение, которое меняется по траектории спуска. Переворот осуществляется по кратчайшему пути. Для уменьшения числа переворотов в конце траектории вводится дополнительная зона нечувствительности по боковому промаху. Тем не менее в нормальной ситуации такой способ управления приводит примерно к четырем переворотам аппарата. При полете космического корабля "Аполлон-10" реализовались даже шесть переворотов [102]. Заметим, что каждый переворот связан с дополнительным расходом топлива на стабилизацию.
БЦВМ - Бортовая Цифровая Вычислительная Машина, если кто не знал или забыл.
102 - Graves C.A., Harpold J.C., Reentry targeting philosophy and flight results from Apollo 10 and 11. AIAA Paper №28, 1970.
110 - Morth R. Reentry trajectory reconstruction using flight data. 3-th Symposium on Automatic Control in Space, preprint, 1970.
Посмотрим же на страницы 23-24:
Дальность спуска отсека экипажа космического корабля "Аполлон" находится в диапазоне 2400-2700 км [102], который является весьма благоприятным с точки зрения максимальной ширины входа, обеспечения допустимых перегрузок и получения приемлемого рассеивания.
Рис. 1.1 Типичная зависимость ускорения от скорости на траектории входа.
На рисунке 1.1 представлена типичная зависимость аэродинамического ускорения от скорости полета для отсека экипажа космического корабля "Аполлон" [110]. Участок выравнивания 1-2, где подъемная сила направлена вверх, характеризуется быстрым ростом перегрузки. В точке 2 начинается изоперегрузочный участок полета, начало которого фиксируется по величине вертикальной скорости. На этом участке по конечным приближенным формулам осуществляется прогнозирование дальности, в предположении, что на оставшейся части траектории полет будет происходить с постоянным эффективным аэродинамическим качеством. Последнее представляет собой произведение аэродинамического качества на косинус угла крена. Изоперегрузочный режим полета сохраняется до тех пор, пока прогнозируемый промах не окажется меньше 46 км. В этот момент начинает отслеживаться некоторая номинальная траектория, которая задается в виде зависимости скорости и вертикальной скорости от перегрузки. Эта опорная траектория формируется в БЦВМ на основе информации о фактическом движении. В результате определяется участок 3-4 управляемого подъема до условной границы атмосферы. Далее следует участок 4-5 полета за пределами атмосферы, на котором управление сводится к поддержанию требуемой ориентации аппарата. В точке 5, соответствующей второму погружению в атмосферу, начинается конечный участок управления. Здесь используется номинальная траектория спуска, вычисленная предварительно, в предположении полета с некоторым средним значением эффективного аэродинамического качества. Вместе с параметрами номинальной траектории как функциями скорости в памяти БЦВМ хранятся передаточные коэффициенты, пропорциональные функциям влияния, которые используются при формировании командного угла крена.
Если прогнозируемая дальность мала, то исключается участок 3-4 управляемого подъема. Если дальность велика, то обходится изоперегрузочный участок 2-3. В процессе управления блок ограничения перегрузки корректирует командный угол крена, когда появляется опасность превышения допустимой величины перегрузки. Блок управления боковым движением выдает команды на изменение знака угла крена, если прогнозируемый промах по боку превышает некоторое допустимое значение, которое меняется по траектории спуска. Переворот осуществляется по кратчайшему пути. Для уменьшения числа переворотов в конце траектории вводится дополнительная зона нечувствительности по боковому промаху. Тем не менее в нормальной ситуации такой способ управления приводит примерно к четырем переворотам аппарата. При полете космического корабля "Аполлон-10" реализовались даже шесть переворотов [102]. Заметим, что каждый переворот связан с дополнительным расходом топлива на стабилизацию.
БЦВМ - Бортовая Цифровая Вычислительная Машина, если кто не знал или забыл.
102 - Graves C.A., Harpold J.C., Reentry targeting philosophy and flight results from Apollo 10 and 11. AIAA Paper №28, 1970.
110 - Morth R. Reentry trajectory reconstruction using flight data. 3-th Symposium on Automatic Control in Space, preprint, 1970.