реферат Спуск и посадка космических аппаратов
РЕФЕРАТ
СПУСК И ПОСАДКА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ (КА)
НА ПЛАНЕТЫ БЕЗ АТМОСФЕРЫ
Изучение 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 жи-вет. Но если раньше человек мог
только наблюдать движение небесных тел и изучать на расстоянии
некоторые (зачастую малопонятные) их свойства, то сейчас научно-
техническая ре-волюция дала возможность достичь ряда небесных тел Солнеч-
ной Системы и провести наблюдения и даже активные экспери-менты с
близкого расстояния в их атмосферах и на поверхнос-тях. Эта возможность
детального изучения «на месте» изменя-ет саму методологию изучения
небесных тел, которая уже сей-час широко использует арсенал средств и
подходов, применяе-мых в комплексе наук о Земле. На стыке планетной
астрофизи-ки и геологии идет формирование новой ветви научного знания -
сравнительной планетологии. Параллельно на базе законов
электродинамики, атомной физики и физики плазмы идет форми-рование
другого подхода к изучению Солнечной системы - кос-мической 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 на-
. 2 -
дежность. Основными задачами спускаемых и посадочных (ПА) аппаратов
являются торможение и сближение с поверхностью планеты, посадка,
работа на поверхности, иногда взлет с по-верхности для доставки
возвращаемого аппарата на землю. Для обеспечения надежного решения всех
этих задач при проекти-ровании СА и ПА необходимо учитывать условия в
окрестностях и на поверхности изучаемого тела: ускорение свободного па-
дения, наличие или отсутствие атмосферы, а также ее свойс-тва,
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 пос-тавленные 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 ин-тенсивные воздействия,
определяющие основные технические решения и основные требования к
выбору всей схемы полета.
Отметим наиболее трудоемкие и сложные задачи , решае-
. 3 -
мые при проектировании СА:
исследование проблем баллистического и планирующего спусков в
атмосфере;
исследование динамики и устойчивости движения при раз-личных режимах
полета с учетом нелинейности аэродинамичес-ких характеристик ;
разработка систем торможения с учетом задач научных измерений в
определенных слоях атмосферы, особенностей ком-поновки спускаемого
аппарата, его параметров движения и траектории.
Что касается спуска на планеты, лишенные атмосферы (классическим
примером здесь является Луна), то в этом слу-чае единственной
возможностью является использование тор-мозного двигателя, чаще всего
жидкостного (ЖРД). Эта осо-бенность порождает дополнительные (кроме
чисто баллистичес-ких) проблемы, связанные с управлением и
стабилизацией СА на так называемых активных участках - участках работы
ра-кетного 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
. 4 -
на корпус СА, вызывают его поворот относительно центра масс, что
воспринимается чувствительным элементом системы стабилизации, который, в
свою очередь, вырабатывает команд-ный 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, од-нако, 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 конс-
труктивный облик СА целиком (или, во всяком случае, в зна-
чительной мере) определяет его динамику - реакцию на возму-
щение в процессе посадки. Следовательно, задача теоретичес-
кого анализа заключается в выборе математического аппарата,
способного выявить эту зависимость на языке, понятном раз-
работчику. Такой аппарат существует, и он опирается на из-
вестные термины «управляемость», «наблюдаемость», «стабили-
зируемость», характеризующие именно свойства СА как объекта
. 5 -
управления в процессе регулирования.
Этот аппарат дает возможность детально изучить зависи-мость «качества»
конструктивно-компоновочной схемы СА от его проектных параметров и в
конечном счете дать необходи-мые рекомендации по доработке компоновки
объекта либо обос-новать 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 устойчи-вости 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 «ин-женер - ЭВМ».
Рассмотрим другой круг задач проектирования - моделиро-вание процессов
ударного взаимодействия посадочного аппара-та с поверхностью планеты.
Многие достижения отечественной и зарубежной космонав-
тики были связаны с применением посадочных аппаратов (ПА)
для непосредственного, контактного, исследования Луны и
планет Солнечной системы. Использование ПА потребовало раз-
. 6 -
работки новых теоретических и экспериментальных методов исследований,
так как этап посадки, характеризуемый значи-тельными (по сравнению с
другими этапами) действующими наг-рузками, аппаратурными перегрузками и
возможностью опроки-дывания 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 надежнос-ти всего этапа
посадки возможна лишь при глубоком и всесто-роннем аналитическом
исследовании характеристик ПА, завися-щем от наличия математических
моделей процесса и расчетных (или расчетно-экспериментальных) методов
организации расче-тов.
С точки зрения численного решения задача посадки, при
учете всех сторон процесса, характеризуется большим потреб-
ным машинным временем расчета для одной посадочной ситуа-
ции(до 10 с при быстродействии ЭВМ примерно 10 операций в 1
с), большим количеством возможных посадочных ситуаций, ог-
раничениями на шаг интегрирования уравнений движения СА
(резкое изменение величин действующих усилий может вызвать
. 7 -
вычислительную неустойчивость алгоритма). При параметричес-ком
исследовании характеристик СА, в ряде случаев проводи-мом
автоматизированно, возможно появление так называемых «окон
неустойчивости», где расчет динамики аппарата нецеле-сообразен 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 харак-теристик, наиболее разумно
использовать упрощенные матема-тические модели процесса (например,
модель посадки на ров-ную 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 необходи-мость оценки
влияния незначительных конструктивных измене-ний на характеристики
процесса или оперативной обработки результатов испытаний в найденных
заранее расчетных случа-ях (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,
. 8 -
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 вре-мени их компиляции и
неэкономичного режима работы ЭВМ.
Так как в настоящее время не происходит значительного усложнения
структуры моделей процесса посадки, то одновре-менное увеличение
быстродействия ПЭВМ вызывает широкое внедрение последних в расчетную
инженерную практику.
ТИПИЧНЫЕ СХЕМЫ СПУСКА.
Посадка космических аппаратов на поверхность безатмос-ферной планеты
(например,Луны) обычно производится по схеме полета, предусматривающей
предварительный перевод КА на планетоцентрическую орбиту ожидания
(окололунную орбиту).
Перспективность и преимущество такой схемы посадки опреде-
ляются следующими обстоятельствами: свобода в выборе места
посадки; возможность проверки системы управления непосредс-
. 9 -
твенно перед спуском; возможность уменьшения массы СА, так как часть
массы можно оставить на орбите ожидания (напри-мер, топливо или прочный
термозащитный отсек для посадки на Землю при возвращении).
После проведения на промежуточной орбите необходимых операций
подготовки к спуску включается тормозной двига-тель, и спускаемый
аппарат переводится с орбиты ожидания на переходную орбиту - эллипс
траектории спуска (рис.1) с пе-рицентром вблизи предполагаемого места
посадки. В опреде-ленной точке переходной орбиты вновь включается
двигатель и начинается участок основного торможения,на котором решается
задача эффективного гашения горизонтальной составляющей вектора
скорости СА.
Управление на этом участке производится по программе, обеспечивающей
заданные значения координат в конце участка при минимальном расходе
топлива; информация при этом посту-пает с инерциальных датчиков.
Заданные конечные значения координат определяют вид но-минальной
траектории спуска на последующем участке конечно-го спуска
(«прецизионном» участке); спуск может осущест-вляться по вертикальной
или наклонной траектории.
Типичные траектории полета на основном участке основ-
ного торможения представлены на рис.2. Кривая 1 заканчива-
ется наклонной траекторией конечного спуска, кривая 2 -
. 10 -
вертикальной траекторией.Стрелками показаны направления вектора тяги
ракетного двигателя, совпадающие с продольной осью СА. На рис.3
представлена (в увеличенном масштабе) наклонная траектория полета на
участке (А,О) конечного спуска.
На участке конечного спуска, измерение фазовых коорди-нат объекта
производится радиолокационным дальномером и из-мерителем скорости
(доплеровским локатором).
К началу этого участка могут накопиться значительные отклонения (от
программных значений) координат, характери-зующих процесс спуска.
Причиной этого являются случайные погрешности определения параметров
орбиты ожидания, погреш-ность отработки тормозного импульса,
недостоверность сведе-ний о гравитационном поле планеты, закладываемых
в расчет траектории спуска.
Кроме того, полет на всех участках подвержен действию случайных
возмущений - неопределенности величины массы СА, отклонения от номинала
тяги тормозного двигателя и т.д. Все это в сочетании с неточностью
априорного знания рельефа по-верхности в районе посадки, делает
необходимым терминальное управление мягкой посадкой. В качестве исходной
информации используются результаты измерения высоты и скорости сниже-
ния. Система управления мягкой посадкой должна обеспечить заданную
точность посадки при минимальных затратах топлива.
. 11 -
На завершающем участке спуска (см. рис.3) - «верньер-ном» участке (В,О)
происходит обычно вертикальный полет СА с глубоким дросселированием
тяги тормозного двигателя. Верньерный участок вводится для того, чтобы
повысить конеч-ную точность посадки, так как влияние погрешностей опреде-
ления параметров траектории на точность посадки СА снижает-ся при
уменьшении величины отрицательного ускорения. Кроме того, если тяга
непосредственно перед посадкой мала, то уменьшается возможность выброса
породы под действием газо-вой струи и уменьшается опрокидывающее
воздейсвие на СА от-раженной от поверхности планеты реактивной струи.
ЗАДАЧИ, РЕШАЕМЫЕ СИСТЕМОЙ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ СА.
Таким образом, основное назначение системы управления полетом СА -
компенсация возмущений, возникающих в полете или являющихся результатом
неточности выведения СА на орби-ту ожидания. СА стартует обычно с орбиты
ожидания, поэтому задачи управления естественно разделить на следующие
груп-пы:
1.управление на участке предварительного торможения;
2.управление на пассивном участке;
3.управление на участке основного торможения;
. 12 -
4.управление на «верньерном» участке;
Более удобна классификация задач по функциональному назначению
(рис.4).
Основной навигационной задачей является (рис.5) изме-рение навигационных
параметров и определение по ним текущих кинематических параметров
движения (координат и скорости), характеризующих возмущенную траекторию
(орбиту) движения СА.
В задачу наведения входит определение потребных управ-ляющих воздействий,
которые обеспечивают приведение СА в заданную точку пространсва с
заданной скоростью и в требуе-мый момент времени, с учетом текущих
кинематическихпарамет-ров движения, определенных с помощью решения
навигационной задачи, заданных ограничений и характеристик объекта управ-
ления.
Задачу управления можно проиллюстрировать примером -
алгоритмом управления мягкой посадкой СА на Луну. Структур-
ная схема соответствующей системы управления представлена
на рис.6
Радиодальномер измеряет расстояние r до лунной поверх-
ностивдоль определенного направления, обычно совпадающего с
направлением продольной оси СА. Доплеровский локатор дает
информацию о текущем векторе скорости снижения V, инерци-
альные датчики измеряют вектор Q углового положения СА, а
. 13 -
также вектор кажущегося ускорения V.
Результаты измерений поступают на выход управляющего устройства, в
котором составляются оценки координат, харак-теризующих процесс спуска
(в частности, высоты СА над по-верхностью Луны), и формируются на их
основе управляющие сигналы U , U , U , обеспечивающие терминальное
управление мягкой посадкой (O - связанная система координат СА). При
этом U , U задают ориентацию продольной оси СА (и, следова-тельно, тяги
двигателя) и используюся как уставки для рабо-ты системы стабилизации, а
управляющий сигнал U задает те-кущее значение тяги тормозного двигателя.
В результате обработки сигналов U , U , U , тормозным двигателем и
системой стабилизации полет СА корректируется таким образом, чтобы
обеспечить выполнение заданных терми-нальных условий мягкой посадки.
Конечная точность поссадки считается удовлетворительной, если величина
вертикальной составляющей скорости в момент контакта с поверхностью пла-
неты не вызывает допустимой деформации конструкции СА, а
горизонтальная составляющая скорости не приводит к опроки-дыванию
аппарата.
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.
КОМПОНОВОЧНАЯ СХЕМА И УСТОЙЧИВОСТЬ СА.
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.
Некоторые методы, используемые при анализе процессов стабилизации,
связаны с анализом динамических свойств объ-екта в некоторый
фиксированный момент времени. Для получе-ния интегральных характеристик
объекта в течение небольшого интервала времени или на всем исследуемом
участке использу-ются геометрические методы, связанные с построением
в пространстве областей устойчивости, стабилизируемости спе-циальным
образом выбранных параметров (как безразмерных, так и размерных). Эти
методы также позволяют длать ответ на вопрос, насколько велик запас
устойчивости или стабилизиру-емости, и помогают выяснить причины
возникновения неустой-чивости.
Существует еще группа методов обеспечения устойчивости СА, включающая в
себя:
1) рациональный выбор структуры и параметров автомата стабилизации ;
2) демпфирование колебаний жидкости в отсеках с по-
. 21 -
мощью установки специальных устройств;
3) рациональный выбор компоновочной схемы объекта (пе-рекомпоновка), с
одновременной настройкой параметров АС или с принципиальным изменением
его структуры.
Обратимся теперь собственно к термину «технология ре-шения» проблемы.
Под этим термином мы будем понимать набор комплексов отдельных
подзадач, на которые разбивается об-суждаемоая задача, математических
методов и соответствующих технических средств для их реализации,
процедур, регламен-тирующих порядок использования этих средств и
обеспечивающих решение задачи в целом.
Конечной целью проектных разработок по динамике СА яв-ляется
обеспечение его устойчивости на участке посадки. Этой задаче
подчинены все другие, в том числе и задача ана-лиза структурных свойств
СА как объекта регулирования (по управляемости, наблюдаемости,
стабилизируемости).
Так как устойчивость - это то, что в конечном счете
интересует разработчиков (и заказчиков), то с этой задачи
(в плане предварительной оценки) приходится начинать в про-
цессе исследования, ею же приходится и завершать все разра-
ботки при окончательной доводке параметров системы стабили-
зации. При этом меняется лишь глубина проработки этого воп-
роса: на первом этапе используются сравнительно грубые мо-
дели как объекта регулирования, так и регулятора. На конеч-
. 22 -
ном этапе, после того как проведен комплекс исследований, проводится
детальный анализ устойчивости и качества процес-сов регулирования
объекта.
Итак, следует руководствоваться следующим принципом:
занимаясь анализом динамики объекта, начав с оценки устой-чивости, время
от времени надо возвращаться к ней, проверяя все идеи и рекомендации,
полученные в процессе анализа на замкнутой системе объект - регулятор,
используя (по обста-новке) грубые или уточненные модели как объекта, так
и ре-гулятора.
Этот принцип и лежит в основе комплекса процедур, рег-ламентирующих
порядок использования моделей СА, методов анализа этих моделей,
обеспечивающих решение задачи устой-чивости СА в целом.
ЛИТЕРАТУРА
1. «Проектирование спускаемых автоматических космических аппаратов»
под редакцией члена-корреспондента АН СССР В.М.Ковтуненко. М.:
Машиностроение, 1985.
2. Баженов В.И., Осин М.С. Посадка космических аппаратов на планеты. М.:
Машиностроение, 1978.