Меню
Главная
Авторизация/Регистрация
 
Главная arrow Техника arrow Баллистика и наведение летательных аппаратов

ВВЕДЕНИЕ

Современная баллистика изучает широкий круг задач, связанных с выбором рациональных траекторий движения летательных аппаратов (ЛА), в том числе баллистических ракет, ракет-носителей и многоразовых космических транспортных систем, головных частей, автоматических межпланетных аппаратов, пилотируемых кораблей и др.

Российские и зарубежные ученые исследовали различные аспекты теории динамики полета. Из книг, опубликованных на русском, наиболее известными являются следующие:

  • • Аппазов Р. Ф., Лавров С. С., Мишин В. П. Баллистика управляемых ракет дальнего действия, 1966.
  • • Иванов Н. М., Лысенко Л. И. Баллистика и навигация космических аппаратов, 2004.
  • • Лебедев А. А., Герасюта И. Ф. Баллистика ракет, 1970.
  • • Охоцимский Д. Е., Сихарулидзе Ю. Г. Основы механики космического полета, 1990.
  • • Охоцимский Д. Е., Голубев Ю. Ф., Сихарулидзе Ю. Г. Алгоритмы управления космическим аппаратом при входе в атмосферу, 1975.
  • • Пономарев В. М. Теория управления движением космических аппаратов, 1965.
  • • Сихарулидзе Ю. Г. Баллистика летательных аппаратов, 1982.
  • • Ярошевский В. А. Движение неуправляемого тела в атмосфере, 1978.

Мощным стимулирующим фактором прогресса в вопросах управления движением ЛА явилось появление бортовых вычислительных машин (БЦВМ), что позволило значительно усовершенствовать алгоритмы навигации, управления и стабилизации, повысить их гибкость и эффективность.

После первых десятилетий бурного развития ракетно-космической техники, когда основные усилия были направлены на решение приоритетных задач, связанных с исследованием космического пространства, наступил этап планомерного использования достигнутых успехов в освоении космоса для нужд человечества. Новые задачи требуют существенного увеличения грузопотоков Земля—орбита и орбита—Земля. В этой связи определенный интерес представляет использование многоразовых космических транспортных систем, позволяющих разумнее распорядиться имеющимися ресурсами и уменьшить засорение космического пространства фрагментами конструкции.

Все вышесказанное, как представляется, обуславливает целесообразность нового освещения главных задач баллистики ЛА.

В книге основное внимание уделяется так называемым задачам проектной баллистики, связанным с общим анализом условий движения, выбором наивыгоднейшей схемы полета и определением оптимального управления при заданном критерии. Указанная совокупность проблем обычно требует для своего решения расчета большого числа траекторий, отвечающих вариациям различных исследуемых факторов. Поэтому в ряде случаев оказывается полезным существенное упрощение постановки задачи, что позволяет найти решение в аналитической форме, а затем исследовать его достаточно простыми методами. При таком подходе расчет маневра сводится к определению требуемого изменения скорости для перехода на заданную траекторию движения. В ряде случаев расчеты могут проводиться без привлечения характеристик конкретного ЛА, т. е. получаемые результаты оказываются достаточно общими.

Более точное рассмотрение задачи движения в рамках по возможности самой полной математической модели (т. е. с детальным учетом характеристик ЛА, параметров системы управления, свойств окружающей среды и других факторов) относится к другому разделу баллистики, который иногда называют исполнительной баллистикой. При таком подходе главным является достаточно полный учет не только основных, но и второстепенных факторов, влияющих на траекторию движения, которые в рамках проектной баллистики обычно опускаются. Например, учет переходных режимов работы двигателя при его включении и выключении, учет детальной последовательности по времени процесса разделения ступеней и т. п. Задачи исполнительной баллистики, как правило, решаются с помощью электронных вычислительных машин (ЭВМ) и поэтому лишь частично отражены в содержании книги.

При рассмотрении некоторых задач применяется следующий методологический подход. Сначала выявляется физическая сущность задачи и ее особенности, вытекающие из постановки. Затем формулируется модельная задача по выбору оптимального управления, адекватная в главном исходной задаче. На основе исследования модельной задачи определяется структура оптимального управления, и решение краевой задачи сводится к выбору ограниченного числа параметров управления. Далее обсуждается возврат от модельной задачи к исходной, т. е. разработка с помощью найденного модельного управления реальных алгоритмов для БЦВМ. Анализируются основные принципы построения многошаговых (итеративных) алгоритмов терминального управления, обеспечивающих удовлетворение заданных конечных условий движения. При наличии на борту определенной измерительной информации такие алгоритмы позволяют реализовать адаптацию к фактическим условиям полета.

В ограниченных рамках публикуемой книги не все задачи баллистики могли быть рассмотрены (например, задача разделения и др.). Кроме того, не все задачи могли быть проанализированы одинаково глубоко, поскольку в ряде случаев более важным оказывается комплексный подход, когда необходимо рассматривать совокупность взаимосвязанных задач, пусть даже с некоторым ущербом для детализации каждой. Так, вопросы повышения точности стрельбы требуют совместного анализа движения на активном участке, внеатмосферном участке и участке входа в атмосферу. Поэтому основное внимание уделяется фундаментальным задачам (скажем, движению ЛА в центральном ноле притяжения) и комплексным (например, выбору траектории полета ракеты-носителя).

В главе 1 изложены общие вопросы движения ЛА, рассмотрены силы и моменты, действующие на ЛА в полете, установлена их физическая природа, даны качественные и количественные характеристики гравитационного поля, возмущенной атмосферы, включающей вариации плотности от стандартных значений и поле ветров. Приведены основные системы координат, матрицы перехода от одной системы координат к другой и дается вывод уравнений движения ЛА на активном участке в начальной стартовой (инерциальной) системе координат.

В главе 2 исследованы две модельные задачи по выбору оптимального управления. В первой задаче рассматривается выведение на орбиту максимальной полезной нагрузки. Вторая задача связана с получением максимальной дальности стрельбы. Принцип максимума Понтрягина Л. С. используется в обеих задачах для определения оптимального закона управления вектором тяги на активном участке. Показана связь закона управления, полученного в модельных задачах, с реальными программами угла тангажа на активном участке. Установлены диапазоны высот орбит, в которых используется тот или иной оптимальный закон управления. Рассмотрены способы точного и приближенного интегрирования уравнений движения на активном участке. С использованием формулы Циолковского и поправок на потери идеальной скорости получены производные выводимой на орбиту полезной нагрузки и дальности стрельбы по основным параметрам ЛА. Эти производные необходимы в процессе баллистического проектирования при выборе основных параметров ЛА.

Глава 3 посвящена баллистике головной части. Рассмотрена прямая задача баллистики, которая состоит в определении полной дальности и координат точки падения головной части. Показана связь дальности пассивного участка траектории головной части с параметрами движения в конце активного участка. Для обратной задачи баллистики определена совокупность начальных параметров движения в конце активного участка, которые обеспечивают попадание головной части в заданную точку. Определен оптимальный угол бросания, который обеспечивает максимальную дальность стрельбы. На основе зарубежной информации показаны основные способы уменьшения рассеивания головных частей, включая наведение на конечном участке траектории при спуске в атмосфере.

В главе 4 рассмотрено орбитальное движение космического аппарата в центральном поле притяжения. Построены классы оптимальных компланарных и пространственных маневров в импульсной постановке. Показан способ приближенного учета потерь характеристической скорости на выполнение маневра с ограниченной тягой двигателя. Определены области оптимальности одноимпульсного, двухимпульсного и трехимнульсного маневров. Рассмотрены примеры выведения стационарного спутника и встречи на орбите. Для задачи встречи на орбите построены оптимальные программы вектора тяги, обеспечивающие минимальный расход топлива на маневр.

В главе 5 представлены прикладные задачи механики космического полета, включая полеты к Луне и планетам Солнечной системы. В рамках задачи трех тел определены сферы притяжения Луны и планет. С использованием сфер притяжения построены приближенные траектории перелета к Луне и планетам. В качестве примера затрат характеристической скорости на лунную экспедицию рассмотрена траектория, реализованная в программе «Аполлон». Из рассмотрения задачи Ламберта по определению траектории перелета между двумя заданными точками за заданное время построена межпланетная гелиоцентрическая траектория перелета от Земли к планете назначения. Показан способ приближенного расчета оптимальных дат старта и определения их цикличности. Рассмотрена возможность последовательного облета нескольких планет с использованием гравитационного маневра в сфере притяжения планеты.

Главы 1-5 представляют собой обновленную версию книги автора «Баллистика летательных аппаратов» (М.: «Наука», 1982). Глава 6 существенно переработана и дополнена новыми задачами. Главы 7 и 8, в основном, содержат новые материалы, полученные и опубликованные автором после издания указанной книги.

Глава 6 включает основные сведения об управлении спуском ЛА на поверхность небесного тела с атмосферой и без атмосферы. Подробно рассмотрен оптимальный маневр спуска с орбиты, который обеспечивает заданный угол входа в атмосферу с минимальным расходом топлива. Дан анализ баллистической траектории спуска при входе в атмосферу с околокруговой скоростью. Приведены условия достижения максимальной перегрузки и максимального нагрева спускаемого аппарата для модельной задачи квазистационарного планирования. Рассмотрен управляемый спуск космического аппарата с малым аэродинамическим качеством при входе в атмосферу с околокруговой и околопараболической скоростями. Управление таким аппаратом реализуется но каналу крена. Для многоразового орбитального корабля с большим гиперзвуковым аэродинамическим качеством приведено оптимальное управление по каналам углов атаки и крена, которое обеспечивает максимальный боковой маневр при спуске в атмосфере. При этом учитываются ограничения по перегрузке и температуре нагрева.

Показаны особенности спуска и посадки в разреженной атмосфере Марса и описаны некоторые модели вариаций параметров марсианской атмосферы. Рассмотрена также задача оптимальной по расходу топлива посадки на Луну, а в качестве примера приведена последовательность операций при посадке на Луну по программе «Аполлон».

Глава 7 посвящена обсуждению общих проблем терминального наведения ЛА. На примере транспортной космической системы «Спейс шатл» рассмотрен алгоритм терминального наведения на активном участке с прогнозом остающейся части траектории по приближенным конечным формулам. Другим примером является терминальное наведение при спуске с орбиты многоразового космического корабля типа «Спейс шатл» и «Буран». Траектория движения включает три участка: спуск от границ атмосферы до высот 20-24 км, предпосадочное маневрирование до высоты 4 км и посадка на аэродром. На стыках между участками введены виртуальные «ворота», т. е. ограниченные области в фазовой плоскости параметров движения, в которые корабль наводится на соответствующем участке. Для прогноза остающейся траектории движения также используются приближенные конечные формулы.

Построена система оперативного контроля движения космического корабля на высотах от 40 до 20 км, когда восстанавливается радиосвязь после выхода из плазменного «облака».

Метод численного прогноза остающейся части траектории предложен для корабля-спасателя, который должен выполнять миссию за ограниченное время и иметь возможность совершать экстренную посадку в неподготовленном месте. Последнее требование может быть выполнено только при высокоточном наведении космического аппарата с малым аэродинамическим качеством в район посадки размером порядка 1 км. Численный прогноз позволяет избежать «привязки» фактической траектории спуска к номинальной, т. е. обеспечивает большую гибкость наведения.

Другим примером численного прогноза остающейся траектории движения является робастный алгоритм, предложенный для космического аппарата, который после подлета к Марсу совершает маневр аэродинамического торможения в атмосфере планеты для снижения гиперболической скорости подлета до первой космической с последующим выходом на орбиту спутника планеты за счет небольшого приращения скорости. Сложность атмосферного маневра усугубляется большой разреженностью атмосферы Марса и малым объемом информации о возможных вариациях ее плотности. Поэтому алгоритм наведения предусматривает адаптацию к фактическому состоянию атмосферы. Адаптация осуществляется за счет сопоставления измеренной перегрузки на нисходящем участке траектории с рассчитанной перегрузкой для бортовой модели атмосферы Марса. Полученные поправки к модельной плотности атмосферы используются на восходящем участке траектории и позволяют повысить точность получаемой промежуточной орбиты, что в итоге приводит к уменьшению потребного импульса доразгона для выхода на заданную орбиту.

В конце седьмой главы обсуждаются некоторые методы верификации бортовых прог рамм наведения, что является весьма актуальной и трудной проблемой.

Глава 8 включает рассмотрение основных вопросов, связанных с воздушным запуском ракеты-носителя космического назначения из самолета-носителя. Такая схема запуска позволяет увеличить почти в 1.5 раза выводимую на орбиту полезную нагрузку по сравнению с наземным пуском и обеспечивает большую оперативную гибкость. Вместе с тем, воздушный запуск порождает начальные ошибки в положении точки старта и времени пуска вследствие «подвижного стартового стола». Подробно рассмотрены все возмущающие факторы, порождающие начальные ошибки, и получены количественные оценки начальных ошибок. Предложен простой закон управления на активном участке ракеты-носителя, который позволяет полностью компенсировать начальную ошибку в продольной дальности и времени старта путем небольших вариаций величины тяги двигателя космического разгонного блока при выведении в точку встречи на орбите с космической станцией. При этом потери выводимой полезной нагрузки практически отсутствуют. В рассмотренных примерах использованы параметры проектируемой российской системы «Воздушный старт» на базе самолета-носителя Ан-124-100 «Руслан» и ракеты-носителя «Полет».

Важным вопросом является определение безопасного расстояния между самолетом-носителем и ракетой-носителем в момент запуска маршевого двигателя первой ступени ракеты-носителя. Даже при очень высокой надежности маршевого двигателя нельзя исключить вероятность его взрыва, так как в любой аварийной ситуации необходимо гарантированно обеспечить безопасность экипажа самолета- носителя. Построена модель взрыва, которая включает две фазы: сначала взрыв двигателя, а затем взрыв горючего ракеты-носителя. Определено минимальное расстояние, на котором можно включать маршевый двигатель ракеты-носителя без угрозы для экипажа самолета-носителя и с минимальной потерей выводимой полезной нагрузки.

Книга содержит много примеров, которые демонстрируют практическую реализацию рассматриваемых задач баллистики, а также статистические данные по опубликованным российским и зарубежным работам.

Автор надеется, что научный подход и практические рекомендации будут полезны специалистам в области баллистики, так как книга включает фундаментальные задачи движения летательных аппаратов и современные методы решения проблемы высокоточного наведения на базе терминальных алгоритмов для БЦВМ. Эта книга может также служить учебным пособием для аспирантов и студентов старших курсов соответствующих специальностей при углубленном изучении задач баллистики летательных аппаратов.

Автор признателен члену-корреснонденту РАН Э. Л. Акиму, чья поддержка, внимание и полезные рекомендации помогали в работе над книгой и способствовали улучшению ее содержания. Автор также благодарен А. П. Леутину за ценные замечания, которые были учтены при доработке текста.

 
Посмотреть оригинал
< Пред   СОДЕРЖАНИЕ ОРИГИНАЛ   След >
 

Популярные страницы