Спуск и посадка космических аппаратов 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 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.
ТИПИЧНЫЕ СХЕМЫ СПУСКА.
Посадка космических аппаратов на поверхность безатмосферной планеты (например, Луны) обычно производится по схеме полета, предусматривающей предварительный перевод КА на планетоцентрическую орбиту ожидания (окололунную орбиту) .
Перспективность и преимущество такой схемы посадки определяются следующими обстоятельствами: свобода в выборе места посадки; возможность проверки системы управления непосредственно 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 двигатель, и спускаемый аппарат переводится с орбиты ожидания на переходную орбиту - эллипс траектории спуска с перицентром вблизи предполагаемого места посадки. В определенной 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 поступает с инерциальных датчиков.
Заданные конечные значения координат определяют вид номинальной траектории спуска на последующем участке конечного спуска ("прецизионном" участке) ; спуск может осуществляться по вертикальной или наклонной траектории.
На участке конечного спуска, измерение фазовых координат объекта производится радиолокационным дальномером и измерителем скорости (доплеровским локатором) .
К началу этого участка могут накопиться значительные отклонения (от программных значений) координат, характеризующих процесс спуска. Причиной этого являются случайные погрешности определения параметров орбиты ожидания, погрешность отработки тормозного импульса, недостоверность сведений 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 поверхности в районе посадки, делает необходимым терминальное управление мягкой посадкой. В качестве исходной информации используются результаты измерения высоты и скорости снижения. Система управления мягкой посадкой должна обеспечить заданную точность посадки при минимальных затратах топлива.
На завершающем участке спуска - "верньер ном" участке (В, О) происходит обычно вертикальный полет СА с глубоким дросселированием тяги тормозного двигателя.
Верньерный участок вводится для того, чтобы повысить конечную точность посадки, так как влияние погрешностей определения параметров траектории на точность посадки СА снижается при уменьшении величины отрицательного ускорения. Кроме того, если тяга непосредственно перед посадкой мала, то уменьшается возможность выброса породы под действием газовой струи и уменьшается опрокидывающее воздействие на СА отраженной 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 группы:
1. управление на участке предварительного торможения;
2. управление на пассивном участке;
3. управление на участке основного торможения;
4. управление на "верньерном" участке; Более удобна классификация задач по функциональному назначению.
Основной навигационной задачей является измерение 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 управляющих воздействий, которые обеспечивают приведение СА в заданную точку пространства с заданной скоростью и в требуемый момент времени, с учетом текущих кинематических параметров движения, определенных с помощью решения навигационной задачи, заданных ограничений и характеристик объекта управления.
Задачу управления можно проиллюстрировать примером алгоритмом управления мягкой посадкой СА на Луну. Радиодальномер измеряет расстояние r до лунной поверхности вдоль определенного направления, обычно совпадающего с направлением продольной оси СА. Доплеровский локатор дает информацию о текущем векторе скорости снижения V, инерциальные датчики измеряют вектор Q углового положения СА, а также вектор кажущегося ускорения V.
Результаты измерений поступают на выход управляющего устройства, в котором составляются оценки координат, характеризующих процесс спуска (в частности, высоты СА над поверхностью 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, следовательно, тяги двигателя) и используются как уставки для работы системы стабилизации, а управляющий сигнал U задает текущее 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 терминальных условий мягкой посадки. Конечная точность посадки считается удовлетворительной, если величина вертикальной составляющей скорости в момент контакта с поверхностью планеты не вызывает допустимой деформации конструкции СА, а горизонтальная составляющая скорости не приводит к опрокидыванию аппарата.
Задачи ориентации и стабилизации как задачи управления СА относительно центра масс формулируется следующим образом:
1. совмещение осей спускаемого аппарата (или одной оси) с осями (или осью) некоторой системы координат, называемой базовой системой отсчета, движение которой в пространстве известно (задача ориентации) ;
2. устранение неизбежно возникающих в полете малых угловых отклонений осей космического аппарата от соответствующих 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 медленностью и большой дискретностью приложения управляющих воздействий.
Совершенно иным является процесс управления полетом на активном участке, например, при посадке на Луну. Непрерывно, 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 необходимые 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 режимах ориентации, стабилизации, навигации и наведения.
Приборы и устройства, обеспечивающие выполнение того или иного режима управления и составляющие часть всего аппаратурного комплекса системы управления, обычно называют системами навигации, 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 обладать СА во время всех эволюций при посадке на планету.
Проблема обеспечения устойчивости, как известно, общая 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 двигатель во время его работы, колеблется (в силу наличия случайных возмущений) . Воздействуя на корпус СА, эти колебания порождают колебания СА в целом.
Чувствительные элементы(гироскопы) реагируют на колебания корпуса и включают, в свою очередь соответствующие исполнительные органы (рули) , тем самым формируя замкнутую колебательную систему спускаемый аппарат - автомат стабилизации (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 неустойчивости лежат именно в особенностях компоновочной схемы СА, что влечет за собой необходимость самого тщательного исследования этих особенностей.
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 конструктивных параметров компоновочной схемы СА в формировании 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 целенаправленном включении управляющих двигателей. Возможны и другие схемы управления, например, путем перераспределения тяг управляющих двигателей или отклонения маршевого двигателя (газового руля) .
Что касается топливных баков, то они обычно выполняются 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 дальнейший анализ? С точки зрения динамики представляют интерес те, которые в первую очередь характеризуют: форму и расположение топливных баков; положение центра масс СА; положение 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 маршевого двигателя. Все это однозначно определяет упомянутые выше параметры компоновочной схемы СА в каждый момент времени активного участка.
Этих предположений достаточно для формализации обсуждаемой проблемы - исследования влияния особенностей компоновки СА на его устойчивость.
Однако задача стабилизации СА при посадке на планеты, лишенные атмосферы, включающая в себя анализ динамики объекта, исследование причины неустойчивости и методов ее устранения, не допускает полной формализации и требует привлечения 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 математичек моделей; своеобразия методов исследования этих моделей.
Спускаемый аппарат как механическая система представляет собой тонкостенную (частично ферменную) конструкцию, снабженную тормозным устройством жидкостным ракетным двигателем - и необходимой системой стабилизации.
Важной особенностью компоновочной схемы СА является наличие в конструкции топливных отсеков (с горючим и окислителем) различной геометрической конфигурации.
Стабилизация СА относительно центра масс осуществляется специальным автоматом стабилизации путем создания управляющих 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 порождает колебания объекта в целом.
Чувствительные элементы (гироскопы) и исполнительные элементы (рули) замыкают колебательную систему спускаемый аппарат - автомат стабилизации и рождают весь комплекс вопросов, связанный с обеспечением устойчивости системы в целом.
Движение СА мы представляем себе как "возмущенное" движение, наложенное на программную траекторию. Термин "устойчивость" 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 выборе моделей?
Прежде всего ясно, что не имеет смысла перегружать расчетную модель различными подробностями, делая ее неоправданно сложной. Поэтому представляются разумными следующие соображения.
Для анализа запасов статистической устойчивости объекта 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 источник возмущающих моментов.
Выбор рационального размещения датчиков системы стабилизации объекта приходится делать с учетом упругости.
Некоторые методы, используемые при анализе процессов стабилизации, связаны с анализом динамических свойств объекта в некоторый фиксированный момент времени. Для получения интегральных характеристик объекта в течение небольшого интервала времени или на всем исследуемом участке используются геометрические методы, связанные с построением в пространстве областей устойчивости, стабилизируемости специальным образом выбранных параметров (как безразмерных, так и размерных) . Эти методы также позволяют дать ответ на вопрос, насколько велик запас устойчивости или стабилизируемости, и помогают выяснить причины возникновения неустойчивости.
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 помощью установки специальных устройств;
3) рациональный выбор компоновочной схемы объекта (перекомпоновка) , с одновременной настройкой параметров АС или с принципиальным изменением его структуры.
Обратимся теперь собственно к термину "технология решения" проблемы. Под этим термином мы будем понимать набор комплексов отдельных подзадач, на которые разбивается обсуждаемая задача, математических методов и соответствующих технических средств для их реализации, процедур, регламентирующих порядок использования этих средств и обеспечивающих решение задачи в целом.
Конечной целью проектных разработок по динамике СА является обеспечение его устойчивости на участке посадки.
Этой задаче подчинены все другие, в том числе и задача анализа 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 процессе исследования, ею же приходится и завершать все разработки при окончательной доводке параметров системы стабилизации. При этом меняется лишь глубина проработки этого вопроса: на первом этапе используются сравнительно грубые модели как объекта регулирования, так и регулятора. На конечном этапе, после того как проведен комплекс исследований, проводится детальный анализ устойчивости и качества процессов регулирования объекта.
Итак, следует руководствоваться следующим принципом: занимаясь анализом динамики объекта, начав с оценки устойчивости, время от времени надо возвращаться к ней, проверяя все идеи и рекомендации, полученные в процессе анализа на замкнутой системе объект регулятор, используя (по обстановке) грубые или уточненные модели как объекта, так и регулятора.
Этот принцип и лежит в основе комплекса процедур, регламентирующих порядок использования моделей СА, методов анализа этих моделей, обеспечивающих решение задачи устойчивости 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.