Иван Шунейко - Пилотируемые полеты на Луну

где (Р0)* и (Q0)* – соответствующие заданные единичные векторы, направленные по радиусам-векторам периселения и скорости в периселении, а V* – заданная величина скорости в периселении. [2,3, 10, 16,17.]

Бортовая ЭЦВМ – главный элемент системы управления Apollo. Успех управления полетом корабля целиком зависит от эффективности работы бортовой ЭЦВМ. На любом этапе полета требуется, чтобы бортовая ЭЦВМ выполняла почти одновременно множество различных функций: ввод данных о приращении скорости, углов кардана, сигналов состояния систем, прием команд от астронавтов через пульт управления и команд с Земли и выдачу на выходе команд управления, режимов управления, цифровых сигналов, включения световых сигналов и передачу цифровой телеметрии.

Для определения положения и скорости корабля используются компоненты ускорения, создаваемые тягой ЖРД, измеряемые инерциальной системой вдоль трех не вращающихся осей координат.

Бортовая ЭЦВМ производит интегрирование ускорений от тяги с учетом гравитационного ускорения в реальном масштабе времени и в функции инерциального положения определяются компоненты скорости корабля. Учет гравитационных сил может быть выполнен простым методом – опережающим вычислением гравитационных ускорений. На рис. 32.1 приведены уравнения движения аппарата в сферическом гравитационном полете и дается простой расчетный алгоритм в виде дифференциальных уравнений первого порядка, с помощью которого определяются положение и скорость.

Рис. 32.1. Алгоритм расчета векторов положения г и скорости V.

Так как скорость корректируется путем использования среднего эффективного гравитационного ускорения на каждом шаге интегрирования по времени, этот метод называется «методом среднего g».

Большинство орбитальных маневров может быть выполнено на основе концепции об импульсном изменении скорости. В этом случае импульсное приращение скорости определяется представлением орбиты в виде конических сечений, и кораблем следует управлять таким образом, чтобы необходимое импульсное приращение скорости сводилось к нулю.

На рис. 32.2 вектор Vr обозначает требуемую мгновенную скорость, которую должен иметь аппарат на расстоянии г, чтобы выполнить задачу полета. Разность между требуемым вектором Vr и действительным значением мгновенной скорости V есть необходимое приращение скорости Vg. Можно воспользоваться двумя законами управления, которые одновременно приводят к нулю 3 компоненты скорости Vg.

1. Можно ориентировать корабль так, чтобы ускорение от вектора тяги aт совпало с направлением Vg.

2. Так как ускорение Vg можно представить простым выражением, то ускорение от тяги aт можно ориентировать так, чтобы вектор ускорения V g стал параллелен вектору скорости Vg и направлен в противоположную сторону.

Если бы aт было недостаточно большое, было бы невозможно совместить по линии векторы Vg и Vg, однако, для кораблей с ЖРД, работающих короткий промежуток времени, такая логика управления не встречает затруднений.

Рис. 32.2. Метод получения необходимого приращения скорости.

Используя оба эти закона можно осуществить весьма эффективное управление, близкое к оптимальному, получаемому методом вариационного исчисления.

Рис. 32.3. Схема расчета сигнала коррекции ошибки управления

Эмпирически определяется параметр ?, минимизирующий расход топлива на маневр. Для конкретной фазы полета обычно достаточно иметь постоянное значение ?, однако, если это необходимо, ? можно представить, как функцию удобной системы переменных. Схема, иллюстрирующая расчет требуемого сигнала коррекции ошибки управления приведена на рис. 32.3. Векторы положения, скорости и гравитационного ускорения подсчитываются, как указывалось раньше. Требуемая для выполнения конкретной задачи полета импульсная скорость определяется по вектору положения и используется для расчета Vg. Точно произведенный расчет на выходе системы выдает вектор командной угловой скорости, величина которогй пропорциональна малой угловой разности между действительным и командным векторами ускорения от тяги и направление его указывает требуемое направление поворота аппарата, чтобы свести к нулю ошибку. Перед концом маневра, когда Vg мало, аппарат сохраняет постоянную ориентацию, а выключение ЖРД осуществляется по измеряемой величине вектора Vg.

Главные составные части и приборы системы управления и навигации корабля Apollo: блок инерциальных измерений; астронавигационный блок оптических измерений; бортовая ЭЦВМ; пульт управления с экраном-индикатором; шаровой индикатор полета.

Блок инерциальных измерений выдает фиксированную в инерциальном пространстве систему координат и в этой системе координат осуществляет измерение компонентов ускорения аппарата.

Блок оптических измерений с помощью секстанта и сканирующего телескопа измеряет направления на звезды и позволяет точно ориентировать в инерциальном пространстве систему координат стабилизированной платформы.

Бортовая ЭЦВМ производит расчеты по навигации и управлению и выдает команды на управление полетом корабля.

Пульт управления дает возможность экипажу управлять бортовой ЭЦВМ и осуществляет обмен информацией между экипажем и бортовой ЭЦВМ.

Шаровой индикатор полета визуально отображает пространственную ориентацию и курс корабля и позволяет осуществить визуальный контроль коррекции ошибок ориентация.

Перед каждым маневром управления траекторией полета производится выставка инерциально стабилизированной платформы.

Выставка платформы осуществляется в 2 этапа – грубая и точная. Грубая выставка производится с использованием в бортовой ЭЦВМ известной ориентации корабля. Штурман с помощью сканирующего телескопа с широким углом обзора последовательно наблюдает 2 звезды. Найдя звезду, ручкой управления оптической системы он совмещает звезду с перекрестьем визирных линий сканирующего телескопа, нажав кнопку посылает сигнал бортовой ЭЦВМ прочитать блоку согласования данных углы звезды.

Так же измеряются углы второй звезды, расположенной на достаточно большом угловом расстоянии от первий. Таким образом определяется ориентация корабля относительно трех измерений. Далее бортовая ЭЦВМ определяет требуемые углы кардана блока инерциальных измерений и маневр, который должен быть произведен. Требуемые углы, посланные в блок инерциальных измерений через блок преобразования данных, подгоняются сервомоторами кардана блока инерциальных измерений в ответ на сигналы ошибок, вырабатываемые на угловых передачах каждой оси кардана.

Чтобы произвести точную выставку блока инерциальных измерений, штурман снова измеряет угловые координаты двух звезд, но в этом случае он пользуется секстантом с 28-кратным усилением и узким углом обзора, обеспечивающим необходимую точность измерений. Когда подается штурманом сигнал, бортовая ЭЦВМ одновременно считывает показания секстанта и углы блока инерциальных измерений, передаваемые блоком преобразования данных; по этим данным определяется направление звезды в координатах блока инерциальных измерений и может быть определена точная ориентация. Зная желаемую ориентацию, бортовая ЭЦВМ определяет ошибки существующей ориентации блока инерциальных измерений и высчитывает необходимое число гиромагнитных импульсов, посылаемых сервомотором кардана, чтобы скомпенсировать ошибки выставки инерциальной платформы.

На пассивных участках траектории полета при отсутствии больших действующих на корабль сил задачей ЦАП является управление ориентацией с помощью РСУ.

Сохранение заданной ориентации – стабилизация корабля – осуществляется ЦАП с помощью управления соленоидными топливными клапанами ЖРД РСУ непосредственно по информации об ошибках ориентации и угловой скорости ориентации. Сигналы ошибок ориентации блока преобразования данных преобразуются из цифровой в аналоговую форму для привода стрелочных указателей ошибок ориентации на шаровом индикаторе полета.

Главным в режиме стабилизации корабля является определение ЦАП угловой скорости ориентации; от точности расчета угловой скорости зависит экономия топлива и способность системы сохранить ошибки ориентации в пределах зоны нечувствительности.