Спуск и посадка космических аппаратов на планеты без атмосферы



Спуск и посадка космических аппаратов на планеты без атмосферыИзучение Солнечной системы с помощью космических аппаратов вносит большой вклад в развитие естественных наук.

Большое внимание к Солнцу определяется вечно живущим в человеке желанием понять, как устроен мир, в котором он живет. Но если раньше человек мог только наблюдать движение небесных тел и изучать на расстоянии некоторые (зачастую малопонятные) их свойства, то сейчас научно-техническая революция дала возможность достичь ряда небесных тел Солнечной Системы и провести наблюдения и даже активные эксперименты с близкого расстояния в их атмосферах и на поверхностях. Эта возможность детального изучения «на месте» изменяет саму методологию изучения небесных тел, которая уже сейчас широко использует арсенал средств и подходов, применяемых в комплексе наук о Земле. На стыке планетной астрофизики и геологии идет формирование новой ветви научного знания — сравнительной планетологии. Параллельно на базе законов электродинамики, атомной физики и физики плазмы идет формирование другого подхода к изучению Солнечной системы — космической физики. Все это требует развития методов и средств космических исследований, т.е. разработки, проектирования, изготовления и запуска космических аппаратов.

Главное требование, предъявляемое к КА, — это его надежность. Основными задачами спускаемых и посадочных (ПА) аппаратов являются торможение и сближение с поверхностью планеты, посадка, работа на поверхности, иногда взлет с поверхности для доставки возвращаемого аппарата на землю. Для обеспечения надежного решения всех этих задач при проектировании СА и ПА необходимо учитывать условия в окрестностях и на поверхности изучаемого тела: ускорение свободного падения, наличие или отсутствие атмосферы, а также ее свойства, характеристики рельефа и материала поверхности и т.д.

Все эти параметры предъявляют определенные требования к конструкции спускаемого аппарата.

Спуск является очень важным этапом космического полета, так как только успешное его выполнение позволит решить поставленные задачи. При разработке СА и ПА принимаются две принципиально различные схемы спуска: с использованием аэродинамического торможения (для планет, имеющих атмосферу) ; с использованием тормозного ракетного двигателя (для планет и других небесных тел, не имеющих атмосферы) .

Участок прохождения плотных слоев атмосферы является решающим, так как именно здесь СА испытывают наиболее интенсивные воздействия, определяющие основные технические решения и основные требования к выбору всей схемы полета.

Отметим наиболее трудоемкие и сложные задачи, решаемые при проектировании СА: исследование проблем баллистического и планирующего спусков в атмосфере; исследование динамики и устойчивости движения при раз личных режимах полета с учетом нелинейности аэродинамических характеристик ; разработка систем торможения с учетом задач научных измерений в определенных слоях атмосферы, особенностей компоновки спускаемого аппарата, его параметров движения и траектории.

Что касается спуска на планеты, лишенные атмосферы (классическим примером здесь является Луна) , то в этом случае единственной возможностью является использование тормозного двигателя, чаще всего жидкостного (ЖРД) . Эта особенность порождает дополнительные (кроме чисто баллистических) проблемы, связанные с управлением и стабилизацией СА на так называемых активных участках работы ракетного двигателя.

Рассмотрим более подробно некоторые из этих проблем.

Корни проблемы устойчивости СА на активном участке лежат в существовании обратной связи между колебаниями топлива в баках, корпуса СА и колебаниями исполнительных органов системы стабилизации.

Колебания свободной поверхности топлива, воздействуя на корпус СА, вызывают его поворот относительно центра масс, что воспринимается чувствительным элементом системы стабилизации, который, в свою очередь, вырабатывает командный сигнал для исполнительных органов.

Задача заключается в том, чтобы колебания замкнутой системы объект — система стабилизации сделать устойчивыми (если нельзя их исключить вовсе) . Заметим, что острота этой проблемы зависит от совершенства компоновочной схемы СА, а также от структуры и параметров автомата стабилизации (АС) .

Желательно, конечно, этот комплекс вопросов решить уже на стадии эскизного проектирования СА. Трудность здесь, однако, в том, что на этом этапе практически нет информации о системе стабилизации объекта, в лучшем случае известна структура автомата стабилизации. Поэтому проводить анализ устойчивости СА на данном этапе невозможно.



В то же время ясно, что полностью сформированный конструктивный облик СА целиком (или, во всяком случае, в значительной мере) определяет его динамику реакцию на возмущение в процессе посадки. Следовательно, задача теоретического анализа заключается в выборе математического аппарата, способного выявить эту зависимость на языке, понятном разработчику. Такой аппарат существует, и он опирается на известные термины «управляемость», «наблюдаемость», «стабилизируемость», характеризующие именно свойства СА как объекта управления в процессе регулирования.

Этот аппарат дает возможность детально изучить зависимость «качества» конструктивно-компоновочной схемы СА от его проектных параметров и в конечном счете дать необходимые рекомендации по доработке компоновки объекта либо обосновать направление дальнейших доработок.

Обычно для стабилизации СА кроме изменения компоновки объекта используют также демпферы колебаний топлива, наст ройку системы стабилизации и изменение ее структуры.

Итак, применительно к рассматриваемой задаче на этапе эскизного проектирования инженеру приходится решать целый комплекс задач по качественному анализу проблемы устойчивости в условиях относительной неопределенности в отношении целого ряда параметров. Поскольку рекомендации разработчика должны быть вполне определенными, то единственный выход работать с математической моделью СА в режиме диалога «инженер — ЭВМ».

Рассмотрим другой круг задач проектирования — моделирование процессов ударного взаимодействия посадочного аппарата с поверхностью планеты.

Многие достижения отечественной и зарубежной космонавтики были связаны с применением посадочных аппаратов (ПА) для непосредственного, контактного, исследования Луны и планет Солнечной системы. Использование ПА потребовало разработки новых теоретических и экспериментальных методов исследований, так как этап посадки, характеризуемый значительными (по сравнению с другими этапами) действующими нагрузками, аппаратурными перегрузками и возможностью опрокидывания аппарата, является критическим для всей экспедиции.

Такие характеристики процесса посадки объясняются большой энергией, накопленной ПА к моменту посадки, и совокупностью многих неблагоприятных случайных действующих факторов: рельефом и физико-механическими характеристиками места по садки, начальными характеристиками и ориентацией СА, упру гостью его конструкции и др.

Очевидно, что в таких условиях полная оценка надежности всего этапа посадки возможна лишь при глубоком и всестороннем аналитическом исследовании характеристик ПА, зависящем от наличия математических моделей процесса и расчетных (или расчетно-экспериментальных) методов организации расчетов.

С точки зрения численного решения задача посадки, при учете всех сторон процесса, характеризуется большим потребным машинным временем расчета для одной посадочной ситуации (до 10 с при быстродействии ЭВМ примерно 10 операций в 1 с) , большим количеством возможных посадочных ситуаций, ограничениями на шаг интегрирования уравнений движения СА (резкое изменение величин действующих усилий может вызват вычислительную неустойчивость алгоритма) . При параметрическом исследовании характеристик СА, в ряде случаев проводимом автоматизированно, возможно появление так называемых «окон неустойчивости», где расчет динамики аппарата нецелесообразен и где используется диалоговый режим работы ЭВМ для исключения из рассмотрения ряда посадочных ситуаций.

При многих инженерных расчетах, ставящих целью выбор оптимального ПА, а также при качественной оценке его характеристик, наиболее разумно использовать упрощенные математические модели процесса (например, модель посадки на ровную абсолютно жесткую площадку) . Потребное машинное время при этом невелико (до десятка минут) и может быть еще уменьшено за счет применения оптимальных методов и шагов интегрирования уравнений движения ПА.

При проектировании ПА многократно возникает необходимость оценки влияния незначительных конструктивных изменений на характеристики процесса или оперативной обработки результатов испытаний в найденных заранее расчетных случаях (критических ситуациях) посадки.

При проведении таких расчетных работ, доля которых в общем объеме велика, наиболее выгодно использовать ПЭВМ, обладающие такими (по сравнению с ЭВМ) преимуществами, как доступность и оперативность. Применение ЭВМ в таких случаях нерентабельно, так как в силу их большого быстродействия, значительная часть дорогостоящего машинного времени расхо дуется уже не на расчет, а на подготовительные операции при вводе-выводе информации или изменении начальных условий процесса. Применение ПЭВМ выгодно также при отладке сложных программ контактной динамики, предназначенных для серийных расчетов на больших ЭВМ. Время отладки таких программ, в силу их объема и структуры, зачастую превышает время их на писания, а оперативная и постоянная отладка программ на ЭВМ в диалоговом режиме работы нежелательна из-за большого времени их компиляции и неэкономичного режима работы ЭВМ.

Так как в настоящее время не происходит значительного усложнения структуры моделей процесса посадки, то одновременное увеличение быстродействия ПЭВМ вызывает широкое внедрение последних в расчетную инженерную практику.

Связанные записи

Метки: , , , , , , , , , , , , , ,

Оставить комментарий