Точность входа в атмосферу

Возникающие перегрузки зависят ие только от скорости, по и от угла входа в верхние слон атмосферы. Ясно, чю при пологой траектории торможение растягивается во времени, и максимальные перегрузки уменьшаются. С другой стороны, слишком пологая траектория прп больших скоростях входа, близких ко второй космической или превышающих ее, таит в себе опасность безвозвратного выхода за пределы атмосферы. Это требует значительного повышения точности входа в атмосферу. При спуске с низкой орбиты проблема точности столь остро не ставится. [c.335]

Торможение потока пограничное 158 Точность входа в атмосферу 335 [c.493]

В докладе специально не затрагиваются вопросы определения оптимальных траекторий входа, хотя эта задача заслуживает пристального внимания. При нахождении профилей оптимальных траекторий следует учитывать безопасность экипажа, минимизацию тепловых потоков к аппарату и точность выхода в заданный пункт посадки. Поэтому оптимизации траекторий должен предшествовать анализ динамики полета с учетом способностей и возможностей пилота, систем наведения и управления при входе в атмосферу, анализ нагрева аппарата при входе с высоки-ми скоростями. [c.157]

Показано, в частности, что допустимый коридор входа в атмосферу Марса вполне совместим с располагаемой точностью системы дальнего наведения. Для иллюстрации маневров захвата, выхода из атмосферы и конечного снижения вблизи поверхности планеты представ, лены результаты моделирования- Табл, 3, Илл, 20. Библ,. ji в, [c.237]

Для уменьшения перегрузок, действующих на экипаж на участке входа в атмосферу и при движении в атмосфере на участке спуска, а также для увеличения точности посадки применена траектория полета, когда аппарат имеет небольшое аэродинамическое качество. При этом осуществляется управление подъемной силой, которая создается из-за несимметричного обтекания корпуса СА набегающим потоком. При угле атаки а = 33° аэродинамическое качество К = 0,5. Балансировка КК обеспечивается смещением центра масс от оси симметрии в вертикальной плоскости. Управление по дальности ведется путем изменения ориентации по крену. [c.60]

Характер траектории спуска в атмосфере определяется в основном его аэродинамическими характеристиками. При отсутствии подъемной силы у СА траектория его движения в атмосфере называется баллистической, а при наличии подъемной силы - либо планирующей, либо рикошетирующей. Движение по планетоцентрической орбите не предъявляет высоких требований к точности наведения при входе в атмосферу, поскольку путем включения двигательной установки для торможения или ускорения сравнительно легко скорректировать траекторию. При входе в атмосферу со скоростью, превышающей первую космическую, ошибки в расчетах наиболее опасны, так как слишком крутой спуск может привести к разрушению СА, а слишком пологий - к удалению от планеты. [c.120]

С общим представлением о схеме управления связано понятие стандартной, ИЛИ расчетной, траектории. Такую траекторию имеет стандартный (или номинальный) снаряд, движущийся нри стандартных (или номинальных) аэродинамических условиях. Траектория любого реального снаряда несколько отклоняется от стандартной траектории. Вообще реальные траектории статистически распределены около стандартной траектории, которая в некотором смысле является усредненной траекторией. Стандартная траектория выбирается из соображений оптимизации таких противоречивых требований, как дальность снаряда, его вес,, аэродинамический нагрев, условия входа в атмосферу, наземное обслуживание и точность управления. Типичная стандартная траектория состоит из участка вертикального подъема, участка выведения снаряда на траекторию и участка полета до момента выключения двигателя. [c.670]

Наименьший импульс требуется в том случае, когда точка входа в плотные слои атмосферы находится на стороне Земли, противоположной точке схода с орбиты (трасса снижения охватывает дугу 180°). Однако такой маневр требует слишком большой точности величины и направления тормозного импульса. Обычно траектория снижения короче описанной и входит в плотные слои атмосферы несколько более круто, но угол входа не превосходит 5°. При этом выгоднее с точки зрения расхода топлива сообщить тормозной импульс не прямо противоположно движению, а под тупым углом к вектору скорости оптимальный тормозной импульс должен иметь кроме трансверсальной еще и радиальную составляющую, направленную к Земле Величина импульса составляет 150— 200 м/с [c.120]

При проектировании СУС непрерывного действия необходимо определить некоторую функцию фазовых координат (функционал управления), поддержание значений которой близкими к расчетным позволяет получить необходимую точность приземления. В качестве такой функции можно рассматривать отклонение точки приземления от заданной = к которое должно быть равно нулю. Здесь — конечная дальность полета, т. е. дальность, отсчитываемая по поверхности Земли от точки входа в плотные слои атмосферы (нли от момента включения ТДУ) до точки посадки — требуемая конечная дальность полета. Считая, что действующие на СА возмущения невелики, отклонение точки посадки (в продольной плоскости движения) можно записать [c.397]

Начальные данные для уравнений движения получают или автономно на борту СА, или засылают с Земли. С помощью наземных средств можно определить местоположение СА по высоте условного перицентра с точностью (1...3) км и скорость входа с точностью до (1...2) м/с. При последующем снижении СА в атмосфере в течение некоторого времени можно путем обработки на бортовой ЦВМ поступающей с акселерометров информации уточнить начальные данные и А . При этом в течение времени аппарат летит с постоянным значением качества, которое выбирают заранее с учетом ожидаемых начальных условий. [c.427]

Столь же успешно была решена проблема точности и безопасности приземления корабля-спутника в заданном районе. Для этого нужно было в строго определенный момент уменьшить скорость полета на заданную величину при помощи тормозной двигательной установки, обеспечить вход корабля в более плотные слои атмосферы по достаточно пологой траектории, чтобы избежать больших перегрузок и сильного нагрева корабельного корпуса, осуществить выбрасывание катапультируемого контейнера с живыми организмами и при помощи парашютных систем приземлить с небольшой скоростью кабину и приборный отсек. [c.436]

Критерий оптимальности оценивания в случае (5.5) включает в себя только гладкие функции, поэтому шаг At может быть достаточно большим (поскольку шаг At не связан с периодом колебания измеряемых функций (5.1)) и согласования фаз измеряемых функций не требуется. Затраты машинного времени на решение задачи идентификации при этом существенно сокращаются, так как в случае (5.3) значение интеграла вычисляется один раз для всего мерного интервала а в случае (5.4) уменьшение объёма вычислений достигается за счёт применения усреднённых уравнений движения. Если количество независимых функций Hk равно числу измерений в каждый момент времени ti, то есть р = т, то точность интегрального метода будет соответствовать точности МНК. Если же это условие не выполняется и р < т, то точность интегрального метода будет ниже. Однако здесь надо учитывать следующие обстоятельства. Во-первых, есть случаи, когда не может быть обеспечена достаточная для МНК частота измерений. Например, при входе по крутой траектории в плотные слои атмосферы частота собственных колебаний тела, а следовательно и частоты колебаний измеряемых угловых скоростей и перегрузок могут достигать величин, превышающих частоту работы существующих измерительных систем. Тогда МНК, в отличие от интегрального метода, не даст сколько-нибудь достоверных результатов. Во-вторых, при р < т повышение точности оценивания по интегральному методу можно достичь путём увеличения мерного интервала t , что нельзя сделать при использовании традиционного метода, поскольку с ростом tY, увеличивается сдвиг фаз между измеренными и расчётными функциями. [c.146]

Здесь уместно ввести понятие подлетного или навигационного КОРИДОРА ВХОДА, который Определяют точностью работы систем навигации и коррекции аппарата на подлетном участке траектории. Навигационный коридор характеризует ошибки входа СА в плотные слон атмосферы его знание позволяет сформулировать Требования к основным проектно-баллистическим характеристикам СА. В настоящее время можно при исследованиях ориентироваться иа величину подлетного коридора порядка (6...12) км при скоростях входа, меньших 20 км/с [75]. Очевидно, что обязательным условием посадки является требование, чтобы реализуемый коридор был больше или, в крайнем случае, равен подлетному коридору. [c.420]

По мере того как траектория посадки на Луну приближается к конечной точке, скорость аппарата уменьшается до нуля в самой конечной точке годограф не определен. В связи с этим возникает немаловажный вопрос, от ответа на который зависят перспективы применения метода годографов для управления полетом удается ли точно определять и вычислять траекторию по мере уменьшения скорости Оказалось, что расчет траекторий на ЭВМ по годографическим уравнениям происходит вполне успешно. Хотя использовавшаяся программа предназначалась просто для исследования, а не для получения решения с максимальной точностью, полученное годографическое решение весьма близко совпадало с обычным до тех пор, пока скорость не снизилась до величины менее 30м1сек, Таким образом, годографический метод, по-видимому, можно считать многообещающим универсальным и обобщенным способом анализа орбитальной динамики идинамики входа в атмосферу. Некоторые указания натакую возможность встречаются в отдельных источниках [19, 20], появление которых предшествовало [c.69]

В советской работе 1979 г. [4.83] указывается, что по существующим условиям навигационный коридор входа в атмосферу 10питера имеет ширину 1100-4-1300 км. Это значит, что точность попадания по высоте составляет 550-4-650 км. Как показал опыт спусков в атмосфере Венеры, научная аппаратура способна выдержать перегрузки 2004-300 единиц. Баллистический спуск в атмосфере Юпитера трудно осуществим, так как неточность знания нами атмосферы и ошибки навигации могут привести к перегрузке 450-4-500. Слишком узок баллистический коридор входа. Использование же аппарата скользящего типа с аэродинамическим качеством 0,3 расширяет коридор входа до 1300 км (предполагается допустимая перегрузка 250), причем имеется в виду возможность управления подъемной силой путем изменения ее знака (см. 2 гл. 11). Масса теплозащиты должна составлять 35-4- 55% массы зонда. [c.418]

Программой квалификационных летных испытаний основного блока корабля Apollo предусматривалось слежение за ступенью S-IVB с помощью оптических средств, сближение, встреча и имитация стыковки с нею, испытание блока инерциальных измерений, проведение навигационных расчетов по земным ориентирам и звездам, проверка работы двигательных установок, оценка точности приборов, измеряющих количество топлива в баках, исследование влияния плескания топлива в баках при маневрировании корабля, оценка характеристик рукояток управления, проверка работы системы жизнеобеспечения, оценка раскрытия панелей верхнего переходника ступени S-IVB, визуальное определение линии горизонта перед сходом с орбиты, проверка теплозащитного экрана при входе в атмосферу. [c.117]

Из рис. 15.6 следует, что чем ниже (по высоте условного перицентра, но в пределах доггустимой зоны) СА входит в атмосферу, тем шире зона по ДА , в которой возможно движение с постоянным значением качества Ку (без какон-лнбо коррекции на первом участке). Действительно, в диапазоне высот = 58...47 км для обеспечения условий в конце первого участка СА должен двигаться с =0,5, которому соответствует величина А = 52,5 км и допустим разброс ДА = +5,5 км. При изменении Ку на величину 0,08 соответствующий диапазон значений А изменяется на 3 км. Предполагают, что непосредственно перед входом в плотные слои атмосферы высота перицентра подлетной траектории известна с точностью до 3км (линия на рис. 15.6). Тогда снижение СА в зоне a > dl отвечает наиболее благоприятным условиям для построения СУС, так как в этом случае на первом участке не требуется разрабатывать специальных законов управления. Указанная зона по высотам условного перицентра соответствует коридору входа ДА = 18 км (от 46 до 64 км). [c.431]

В зависимости от точности выведения на траекторию облета Луны предусматривались коррекции движения корабля. После облета Луны следовало выполнить еще две коррекции движения для более точного входа в атмосферу Земли. После проведения последней коррекции корабль ориентировался, спускаемый аппарат отделялся от приборно-агре-гатного отсека, совершал два погружения в атмосферу и при- [c.301]

Основным рабочим органом компрессора является цилиндропоршневая группа, в которую входят цилиндры, поршни и поршневые кольца. В цилиндрах происходит рабочий процесс сжатия в компрессоре. Различают рабочую поверхность цилиндра - зеркало, где совершает работу поршень, и наружную ребристую поверхность (ребра), служащую для отвода в атмосферу тепла. В нижней части цилиндра имеется направляющий буртик, с помощью которого точно фиксируется положение цилиндров на картере. Между фланцами цилиндров и плоскостями картера ставят прокладки. Внутреннюю поверхность цилиндров обрабатывают с высокой точностью, например, у компрессора ВУ-2,5/12 внутренний диаметр цилиндра I ступени равен 200 мм с допуском 0,045 мм, а II ступени -100 мм с допуском 0,035 мм. [c.273]

Использование подъемной силы позволяет значительно увеличить ширину коридора входа по сравнению с его шириной при баллистическом спуске (до 82 км по данным [3.29]). Кроме того, оно дает возможность дополнительного (в частности, бокового) маневрирования в атмосфере, что позволяет с гораздо большей точностью совершить посадку [3.25]. Если понадобится, может быть осуществлено рикошетировапие с целью увеличения дальности полета. При повторном (после рикошетирования) погружении в атмосферу с помощью подъемной силы могут быть скомпенсированы ошибки предыдущего выхода из атмосферы. Если номинальная дальность с рикошетированием составляет 15 ООО км. [c.261]

Решение задачи безопасной и точной посадки СА в заданном районе При гиперболических скоростях входа требует разработки специальвых способов управления, нахождения нетрадиционной геометрической формы СА, существенного повышения точности определения начальных параметров входа СА в атмосферу и т. д. Кроме того, значительно увеличивается теплонап-ряжениость на траектории снижения, так как при таких скоростях решающее влияние оказывают тепловые потоки излучения (помимо конвективных). Для пилотируемых КА одной из основных проблем является обеспечение безопасного перегрузочного режима, поскольку длительность действия предельных перегрузок превышает допустимый для космонавта предел. [c.420]

Ниже приведены специфические особенности снижения аппаратов в атмосфере двух планет — Марса и Юпитера, а также обсуждаются выявленные основные задачи спуска и способы их решения. Эти две планеты являются диаметрально противоположными ITO своим физическим характеристикам и условиям подлета аппаратов к плотным слоям их атмосфер. Действительно, плотность атмосферы Марса на несколько порядков меньше плотности атмосферы Юпитера. Протяженность атмосферы Марса в несколько раз меньше юпитерианской. По своим размерам Марс в 10 раз меньше Юпитера, и соответственно сила притяжения Марса примерно на порядок меньше юпитерианской. Скорости подлета аппаратов к этим планетам также различаются на порядок. Если при подлете к Марсу оиа составляет величину S б...8 км/с, то при подлете к Юпитеру 60...80 км/с. Также значительно отличаются и возможные навигационные коридоры входа, реализуемые автономной системой навигации КА. Так, при спуске на Марс можно говорить о точностях входа = 30...50км, а на Юпитер — = 500...800 км [7, 35]. [c.434]

Коэффициент может быть постоянным во все время спуска или переменным по траектории. Это определяют требованиями, предъявляемыми к точности посадки СА. Отметим также, что на борту СА может запоминаться несколько программных зависимостей или В ревльном полете в функции от имеющихся начальных условий входа СА в плотные слои атмосферы выбирают ту или иную программу, обеспечивающую наилучшее выполнение поставленных условий. В некоторых случаях вместо рассогласований перегрузок используют рассогласования по времени спуска иа текущей и программной траекториях. [c.402]

НЕОБХОДИМОСТЬ ТОЧНОГО ВХОДА КА В ПЛОТНЫЕ СЛОИ АТМОСФЕРЫ МАРСА. Это приводит к задаче максимизации коридора входа (средствами управления на атмосферном участке движения). Причина заключается в том, что система внеатмосферной навигации и коррекции получается тем проще, надеж ией и легче, чем меньшую точность она должна обеспечить, т. е чем больше допустимый навигащюнный коридор. Для атмосфер ного участка — наоборот, чем точнее вход, тем проще организо вать оптимальные или близкие к ним режимы снижения. В та кнх условиях используют следующий компромиссный подход решают задачу максимизации коридора входа (max ДЛ,) и, исходя из полученных результатов и практических возможностей, выдвигают требования к величине навигационного коридора. НЕОБХОДИМОСТЬ МАКСИМАЛЬНОГО УМЕНЬШЕНИЯ ВОЗМОЖНОСТИ ЖЕСТКОЙ ПОСАДКИ КА И УВЕЛИЧЕНИЯ ВЕРОЯТНОСТИ МЯГКОЙ ПОСАДКИ. Это выдвигает требования ограничить максимальную глубину погружения в плотные слои атмосферы, а также ставит проблему выбора места посадки. Разреженность атмосферы Марса вызывает стремление организовать движение в ее нижних приповерхностных слоях, где плотность наибольшая, чтобы максимальным образом увеличить эффективность ее тормозящих свойств. Однако это стремление противоречит большой неопределенности в знании рельефа поверхности Марса возможный перепад высот может достигать [c.436]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...