Пилотируемые полеты на Луну

Основной период квантования автопилота 0,1 сек, но обычно для выполнения расчетов ЦАП требуется 0,025 сек. В дополнение к основной программе ЦАП имеется спецпрограмма, которая на активном участке траектории полета выполняется каждые 2 сек, приводит в соответствие цепи автопилота, зависящие от уменьшения массы аппарата, и рассчитывает смещение углового ускорения от действия тяги главного ЖРД.

На рис. 24.2 изображена блок-схема управления стабилизацией аппарата на пассивных участках траектории полета.

Основными элементами системы являются блок оценки угловых переменных, блоков законов управления ЖРД РСУ, блок логики выбора ЖРД РСУ.

В алгоритме оценки угловых переменных в качестве основных измеряемых величин используются углы отклонения инерциальной стабилизированной платформы. На пассивном участке траектории полета в алгоритме оценки вырабатываются как угол, так и угловая скорость. При этом применяется нелинейная пороговая логика для подавления шумов измерения низкого уровня. Информация об угловом ускорении при включении ЖРД РСУ также вводится в алгоритм оценки. Управляющие импульсы формируются с помощью законов управления на основе информации об ошибке ориентации, эффективности управления и логических функций на фазовой плоскости. В блоке логики выбора ЖРД РСУ, осуществляется выбор включения ЖРД, в которых сочетается создание требуемых моментов с необходимым направлением поступательного перемещения. Кроме того, в системе имеется временная логика включения ЖРД РСУ для определения условий управления относительно осей U, V двумя ЖРД РСУ, а относительно оси Р четырьмя ЖРД.

Рис. 24.2. Блок-схема управления стабилизацией.

На рис. 24.3 изображена блок-схема автоматического управления ориентацией аппарата на пассивных участках траектории полета.

Автоматическое управление ориентацией осуществляется при помощи тех же логических операций, что и стабилизация ориентации, но с добавлением программы изменения ориентации. Эта программа вычисляет требуемые управляющие команды по углу и угловой скорости и ряд углов запаздывания ?. Углы запаздывания вводятся для предотвращения перерегулирования в начале и в конце маневра. Упрощенные уравнения программы маневра изменения ориентации имеют вид:

где уравнение (24.1) решается с периодом цикла управления траекторией полета (?Тc=Nj—Nj-1=2 сек), а уравнение (24.2)—с периодом цикла управления ориентацией (T=0,1 сек). Величина ?d задается угловой скоростью маневра, а величина ?j определяется как предполагаемое угловое ускорение от двух ЖРД РСУ. По окончании маневра величины ?d, ??d и ? обнуляются и система возвращается к режиму стабилизации вновь заданной ориентации.

Рис. 24.3. Блок-схема автоматического управления ориентацией лунного корабля на пассивных участках траектории полета.

Автоматическое управление аппаратом на активных участках траектории полета значительно сложнее, чем на пассивных. На активных участках к программе ЦАП управления ориентацией добавляются программа управления траекторией полета, программа вычисления массы корабля, в алгоритме оценки определяется угловое ускорение а; законы управления ЖРД РСУ видоизменяются таким образом, чтобы по оцененному значению углового ускорения ввести поправку в текущее значение эффективности управления; на участках снижения и посадки на Луну осуществляется управление величиной и направлением вектора тяги посадочного ЖРД, с учетом взаимодействия с ЖРД РСУ.

Масса корабля и тяга ЖРД рассчитываются ЦАП каждые 2 сек по уравнениям

Эти расчеты вводятся в цепь настройки ЦАП. Эффективность управления ЖРД РСУ относительно осей Р, Q, R рассчитывается по уравнению

где аj – угловое ускорение корабля; С1, С2, С3 – константы пропорциональные оставшейся массе.

Выбор констант С1, С2, С3 осуществляется для каждой оси и каждой конфигурации аппарата – посадочной и взлетной.

Таким образом подсчитанные величины ортогональных компонентов угловых ускорений ?qu и ?ru затем пересчитываются относительно оси V' для определения ?u'u. Вследствие инерциальной симметрии значения ?u'u можно использовать и для расчетов относительно оси V.

Эффективность сигнала управления вектором тяги посадочного ЖРД рассчитывается по уравнению

где ?q, ?r– изменение углового ускорения вследствие поворота тяги относительно осей Q и R; F– рассчитываются по уравнению (24.5); Iq и Ir – величины, обратно пропорциональные ?qu и ?ru; L – определяется по уравнению

Рис. 24.4. Блок-схема автоматического управления лунным кораблем на активных участках полета при посадке на Луну

На рис. 24.4 изображена блок-схема автоматического управления аппаратом на активных участках траектории полета при посадке на Луну.

Алгоритм расчета ориентации