Управление движением космического аппарата

УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА 83 [c.83]

Отсутствие официального учебника, в котором на приемлемом методическом уровне были бы изложены базовые положения дисциплины, сдерживало возможности вузовской подготовки специалистов в области баллистики, динамики полета и управления движением космических аппаратов (КА). [c.5]

Книга посвящена проблеме активного управления вращающимися космическими аппаратами (КА). Рассмотрены вопросы динамики движения КА, стабилизированных вращением (переходные режимы, типы установившихся колебаний, возможные угловые изменения относительно осей, и т. п.). [c.2]

Замечания. 1°. Применение роторов (маховиков, гироскопов) существенно расширяет семейство возможных стационарных движений системы и область их устойчивости, а также позволяет в некоторой степени скомпенсировать дестабилизирующее влияние упругих элементов. Данные свойства роторов широко используются при проектировании конкретных систем, в частности, систем управления ориентацией космических аппаратов и искусственных спутников. [c.178]

В случае полуавтоматического управления имеется в виду визуальное управление движением космического объекта, на котором находится космонавт. Например, это ручное управление спуском космического аппарата с орбиты, управление устройством для спасения космонавта. [c.67]

Необходимость обеспечить точность реализации космических траекторий, на несколько порядков превышающую ее земные эквиваленты, породила необходимость создания дополнительных систем на борту космического корабля, позволяющих производить коррекцию орбиты в процессе полета. Сложность создания подобных систем заключается в том, что они могут быть построены только на базе элементов обычной точности. Коррекционные устройства должны включаться (по крайней мере в последний раз) в таких точках траектории, в которых влияние погрешностей системы коррекции на корректируемые параметры орбиты не превышает допустимый уровень. Ввиду того, что среди погрешностей коррекции содержатся энергетические погрешности, сформулированное требование означает, что для коррекции должны использоваться точки низкой эффективности коррекции, что может быть связано с дополнительными затратами, топлива. Поэтому для уменьшения веса вспомогательных систем космического аппарата во многих случаях необходимо проводить тщательное исследование различных свойств движения с целью поиска оптимальных решений при построении систем управления полетом космических аппаратов. Теория коррекции орбит космических аппаратов, получившая свое развитие в последнее десятилетие, является одним из разделов современной астродинамики и теории автоматического регулирования. Основные проблемы теории коррекции параметров движения космического аппарата сформулированы в работе Г. Н. Дубошина и Д. Е. Охоцимского (1963). [c.304]

Механические исполнительные элементы. Представляют собой маховики с большим моментом инерции (гироскопы), приводимые во вращение электрическими двигателями. Механические исполнительные элементы наиболее часто применяют для управления движением космических летательных аппаратов относительно заданной оси путем ускорения или замедления вращения маховика, установленного по этой оси. [c.894]

Космическая навигация — в широком смысле — управление движением космического летательного аппарата в узком смысле — определение его орбиты и прогнозирование движения. [c.83]

Если управление парусом осуществляется таким образом, что солнечные лучи падают на него под неизменным углом (это управление просто по идее, но не является оптимальным), то движение космического аппарата вне сферы действия Земли происходит по так называемой логарифмической спирали. Такой программе управления примерно соответствуют траектории, изображенные на рис. 131 (логарифмическая спираль пересекает все круговые орбиты под одинаковыми углами). Подобные перелеты должны быть выгодны с точки зрения их продолжительностей. Описанный выше парус диаметром 300 м при должной неизменной ориентации относительно солнечных лучей доставил бы полезный груз в 0,5 т к Марсу за 247 сут [4.5, 4.29]. [c.347]

По замыслам авторов, книга задумана как учебное пособие для студентов высших учебных заведений и аспирантов соответствующих специальностей. Вместе с тем она может быть полезной специалистам в области баллистики и управления движением космических летательных аппаратов. [c.8]

На примере математической модели движения при планирующем спуске летательного аппарата с высот, близких к орбитальным, с начальной скоростью, близкой к первой космической скорости, показана осуществимость диагностики в условиях измерения части фазового вектора при этом отпадает необходимость знания начальных условий для всего 14-мерного фазового вектора состояния. На этом примере рассмотрены, кроме того, два подхода в диагностике алгоритмической модели гиростабилизированной платформы, включенной в систему управления движением летательного аппарата. [c.165]

Современные представления об управлении обтеканием непосредственным образом связаны с отрывными течениями, которые широко встречаются как в случае внешнего обтекания ракетно-космических аппаратов, так и при движении газа внутри различных каналов (сверхзвуковые сопла реактивных двигателей и аэродинамических труб, диффузоры и др.). Интерес к исследованию таких течений в последнее время возрос из-за выявившейся возможности регулировать аэродинамические характеристики обтекаемых тел путем управления этими течениями и осуществлять соответствующие расчеты при помощи вычислительных машин. В гл. VI анализируются виды отрывных течений и рассматриваются случаи их реализации при управлении обтеканием. Эффект управления отрывным течением связан с предотвращением, затягиванием или созданием условий преждевременного отрыва потока при помощи соответствующих приспособлений. [c.7]

Важным вопросом является техника сборки орбитальных станций, которые, очевидно, будут предусматривать использование модульной структуры, составленной из секции КА, которые были ранее разработаны. Подобное стремление к унификации подсказывает и другое возможное направление реализации В частности, рационально взять за основу стандартные конструктивные блоки, масса и габариты которых обусловливаются данными определенных ракет-носителей. Выведенные на околоземную орбиту модули или блоки во многих случаях нецелесообразно оснащать индивидуальными двигательными установками и системами управления движением, необходимыми для сближения и стыковки. Можно представить принципиально иное решение проблемы. Отдельные модули или блоки будущей станции на первом этапе будут выводиться ракетами-носителями в заданный район космического пространства на определенные орбиты, где расстояния между ними могут измеряться километрами. Дальнейшую работу по сближению объектов и их сборке в единый комплекс можно выполнить специальным аппаратом, так называемым космическим буксиром. Большие запасы топлива для системы двигателей, специальные радио- и телевизионные системы позволят орбитальному буксиру совершать маневры вместе с блоками, присоединяя их к общей конструкции. [c.263]

Системы угловой стабилизации не решают самостоятельных задач. Они обеспечивают нормальное функционирование систем управления движением центра масс при различных маневрах КА, а также способствуют успешной работе специального оборудования, устанавливаемого на аппаратах, с целью исследования космического пространства и земной поверхности. [c.13]

В механике космического полета задача о нахождении условий доставки максимального полезного груза Ся выделяется в силу ее определяющего влияния на идеологию компоновки и управления космическим аппаратом. С этим аспектом связана постановка задач в плане оптимизации траектории движения, управляюш,их параметров и весовых компонент двигательной системы. [c.266]

Более подробно управление угловым движением космического летательного аппарата с помощью механического исполнительного элемента рассмотрено в работе [10]. [c.894]

Управление при посадке должно осуществляться бортовой автономной системой, так как точность слежения за движением аппарата с Земли недостаточна и вдобавок сигналы с Земли будут запаздывать (радиосигнал от Земли до Луны и обратно идет 2,5 с). Лишь первый сигнал о начале маневров по спуску может даваться с Земли [3.91. Тормозная двигательная установка не может включаться по сигналу программного временного устройства, находящегося на борту космического аппарата, так как ничтожная ошибка в величине начальной скорости отлета с Земли, равная, например, 0,3 м/с, приведет к ошибке во времени встречи с Луной на 100 с, и торможение начнется на нерасчетной высоте, поскольку аппарат за это время пролетит примерно 260 км [3.10]. [c.212]

Важнейшей компонентой системы управления является программное обеспечение бортового вычислительного комплекса, решающее задачи управления движением ракеты или космического корабля и задачи контроля и управления работой всех других бортовых систем летательного аппарата. [c.32]

Идея его написания родилась у авторов в начале 1980-х гг. на основе многолетнего чтения фундаментального курса Теория космического полета и ряда прикладных дисциплин, определяющих необходимый уровень знаний и квалификацию инженера по специальности Динамика полета и управление движением ракет и космических аппаратов . [c.4]

Классификацию неисправностей дадим на базе математической модели пространственного движения летательного аппарата (1.11) и запишем эти уравнения применительно к системе управления, рассмотренной в работе [15], в которой, в частности, изучается режим планирующего спуска с высот, близких к орбитальным, с начальной скоростью, близкой к первой космической скорости. Сохранив в этих уравнениях структуру управления, запишем их в следующем виде [c.30]

Учебник полностью соответствует программам курсов Космическая баллистика , Основы навигсщщ космических аппаратов , Динамика полета и управление движением космических аппаратов направления Гидроаэродинамика и динамика полета , утвержденного приказом Министерства образования Российской Федерации от 20.03.2000 г. № 686, включающего определяемые Государственным образовательным стандартом высшего профессионального образования специальности Баллистика и Динамика полета и управление движением летательных аппаратов . [c.9]

Джекот, Лиска. Применение гиростабилизаторов в системах управления угловым движением космического аппарата. — Вопросы ракетной техники, 1967, № 2, с. 25. [c.168]

Новые возможности исследования поля скоростей в атмосфере Земли открываются при использовании лидаров космического базирования. В этом отношении интересен проект ШШВЗАТ, разрабатываемый с 1977 г. в МОАА (Национальном управлении по исследованию океанов и атмосферы США) [79, 83, 95]. Для получения поля скорости ветра предусматривается сканирование лазерным пучком по конусу при движении ИСЗ. Вследствие движения космического аппарата система с высоты 300 км охватывает пирамидальную зону с шириной основания у Земли 1200 км. [c.240]

В этой книге были рассмотрены довольно детально проблемы главного, но не единственного раздела космодинамики — теории движения центра масс космического аппарата. Бегло были затронуты вопросы вращательного движения космического аппарата вокруг центра масс и управления им, т. е. проблемы ориентации и стабилизации. При таком беглом рассмотрении у читателя, естественно, могло создаться обманчивое впечатление легкости решения возникающих технических проблем. На самом же деле проектировщики систем ориентации и стабилизации вынуждены заниматься сложнейшим комплексом проблем механики и автоматики. Нахождение технических решений, которые при этом приходится принимать, требует огромных усилий,— не меньших, чем проектирование траекторий. [c.481]

В поворотных системах весь двигатель, сопло или выхлопные патрубки турбины установлены в подшипниках и могут поворачиваться в пределах какого-то угла с изменением направления вектора тяги. Это наиболее распространенный способ управления (маршевые двигатели Н-1 и F-1 ракет-носителей семейства Сатурн , маршевый двигатель ВКС Спейс Шаттл SSME, RL-10, ЖРД с центральным телом), так как характеризуется минимальными потерями удельного импульса. Газовые рули и дефлекторы изменяют направление движения газового потока на выходе из сопла. Они доказали свою высокую надежность, но подвержены сильной эрозии и их применение приводит к потерям осевой тяги. Вторичньш впрыск рабочего тела (газа или жидкости) через стенку расширяющейся части сопла в основной поток продуктов сгорания приводит к возникновению косых скачков уплотнения, вызывающих изменение направления истечения части газа. Вспомогательные управляющие сопла постепенно эволюционировали к ЖРД малой тяги, которые также используются для управления космическим аппаратом и регулирования скорости полета при выключенном маршевом двигателе. Маленькие верньерные ЖРД применялись на ракетах Тор и Атлас . Они же используются в системе реактивного управления ВКС Спейс Шаттл . [c.201]

Рассмотрены принципы построения, основы проектирования, вопросы повышения точности и динамики систем ориентации и стабилизации космических аппаратов (КА). В основном рассматриваются пассивные и комбинированные системы стабилизации посредством вращения, цри помощи давления солнечных лучей, а также гравитационные и газореактивные системы. При исследовании динамики учитываются упругость и тепловая деформация стабилизаторов, нелинейность характеристик датчиков и т.п. Уделено внимание способам и устройствам демпфирования колебаний пассивных систем стабилизации, вопросам управления и прогнозирования движения спутника, стабилизированного вращением (1-е изд., 1977 г.). [c.2]

Управление в космическом пространстве существенно отличается от управления в земных условиях. Во-первых, условия, существующие в космосе, отличаются от земных наличием невесомости, интенсивной радиации, разрежения, близкого к абсолютному вакууму, и, следовательно, почти полным отсутствием естественного демпфирования. Эти факторы усложняют конструкщ1ю элементов системы ориентации и стабилизации и делают чрезвычайно трудоемкими и дорогостоящими их моделирование в лабораторных условиях. Во-вторых, в космическом пространстве возмущающие моменты, действующие на летательный аппарат, очень малы и поэтому обычно нет необходимости в больших по величине восстанавливающих моментах, создаваемых системой ориентации и стабилизации. Однако небольшие возмущающие моменты в условиях почти полного вакуума и отсутствия естественного демпфирования оказывают существенное влияние на движение КА, особенно пассивных систем ориентации и стабилизации, у которых управляющие моменты малы по величине. По этой причине приобретают особо важное значение вопросы динамйки систем ориентации и стабилизации. [c.10]

Разгон космического аппарата двигателем малой тяги около планеты до параболической (и выше) скорости возможен лишь при очень большом количестве витков, сделанных аппаратом вокруг планеты. В этом случае оптимальное управление удовлетворительно аппроксимируется постоянным касательным ускорением. Любопытный класс траекторий с таким ускорением исследовал Д. Е. Охоцимский [11 Интересные задачи разгона рассматривались и в случае неоптимального управления. Очень простым управлением является постоянный вектор ускорения, все время направленный к центру Земли. Такая задача интегрируется в эллиптических функциях, но при малых ускорениях не дает разгона. Однако если ускорение по определенной программе то включается, то выключается или попеременно меняет направление вдоль радиуса-вектора, то разгон можно получить (Петти [12], Пайевонский [13]). Действительно, в этом случае имеют место интегралы уравнений движения [c.41]

Завалищин Станислав Тимофеевич, доктор физико-математиче-ских наук, профессор. Заведующий сектором нелинейного анализа Института математики и механики УрО РАН. Известный специалист в области управления движением систем с импульсной структурой. Разработал новый подход к построению общей теории линейных систем, опирающийся на аппарат обобщенных функций построил теорию аналитического конструирования импульсных регуляторов, основанную на новом понятии импульсного синтеза и импульсно-скользяще-го режима. Разработал теорию динамических систем с умножением импульсных воздействий на разрывные реализации функций фазовых координат. На этой основе исследовал класс нерегулярных задач оптимизации Лагранжа и решил ряд актуальных оптимизационных задач квантовой механики, динамики летательных аппаратов, механики космических полетов, имеющих оптимальные импульсные решения. Ряд из этих результатов нашел применение в опытно-конструкторских изысканиях по созданию новой техники. В последнее время развивал новое научное направление, связанное с энергетической оптимизацией движения тел и мобильных манипуляционных систем в вязкой среде. [c.223]

Даже в условиях невесомости на космические аппараты действуют ускорения. И хотя это микроускорения, оказалось, что по их вине нарушается ход проводимых на борту технологических экспериментов, возникают значительные нагрузки на элементы конструкции (в частности, на стыковочные узлы кораблей, ,Союз и, ,Прогресс"). Ускорения возникают при включениях двигательной установки, разворотах и при выполнении экипажем физических упражнений. Для выбора оптимальных режимов управления космическим комплексом нужно было измерить в условиях космоса собственную резонансную частоту и характеристики затухания колебаний этой сложной конструкции. С этой целью был запланирован и успешно проведен эксперимент Резонанс". Бортовая ИИС, датчики ускорений которой закреплены в ответственных местах конструкции, производила статистические измерения на частотах, близких к расчетной резонансной. Искусственные колебания возникали под действием физических упражнений, выполняемых экипажем. А движениями космонавтов управляли по радиосвязи с Земли. Статистика помогла и здесь. [c.120]

Запуск любого искусственного спутника Земли производится так, чтобы он совершал движение по заранее намеченной орбите. (Эта орбита выбирается в соответствии с преследуемыми при запуске целями.) Программа автоматического управления ракетой-носителем на активном участке движения составляется так, чтобы к моменту выхода на орбиту, тек моменту окончания работы реактивных двигателей, космический аппарат находился в заранее намеченной точке пространства над Землей и имел заранее намеченную скорость, соответствующую выбранной орбите. В этбй главе изложены основные способы определения орбит ИСЗ. Ряд дополнительных сведений читатель найдет в монографии [8] и статьях [9] — [11]. [c.283]

Проблема стабилизации движения спутников и космических аппаратов относительно центра масс может быть решена либо чисто классическими методами теории устойчивости, либо в сочетании ее с теорией оптимального управления. Конечная цель этой проблемы состоит в выборе таких уравнений, которые обеС печивают устойчивый режим заданного движения. [c.784]

В ряде работ [4.60—4.62] предлагается упрощенный метод выведения космического аппарата на орбиту спутника Меркурия, при котором исключаются восходящая спираль вблизи Земли и нисходящая около планеты назначения. При старте сообщается скорость, при которой выход из сферы действия Земли осуществляется с геоцентрической скоростью, меньшей, чем при импульсном полете к Меркурию (например, 5 км/с). Управление малой тягой осуществляется таким образом, чтобы к орбите Меркурия космический аппарат подошел с околонулевой скоростью относительно Меркурия. Тогда планетоцентрическое движение в сфере действия Меркурия осуществляется по траектории, близкой к параболе. Тормозной импульс в перицентре этой траектории, переводящий аппарат на круговую орбиту, должен сообщаться термохимическим двигателем и [c.399]

Твердотопливные регулируемые энергоустановки с изменяемым модулем тяги чаще всего применяются для управления движением верхних ступеней баллистических ракет и космических аппаратов. Это обусловливает их конструктивно-схемные исполнения твердотопливный газогенератор, имеющий органы регулирования для управления режимом его работы, состыкован с системой газораспределения, содержащей клапанные устройства и сопловые блоки, соединенные газоводами (рис. 8.9). [c.336]

Полет летательных аппаратов с ЖРД (ракет, космических аппаратов) проходит в основном вне атмосферы, поэтому использовать аэродинамические органы управления невозможно и ЖРД оказывается единственным источником шлы, которая обеспечивает управление изменением и стабилизацию положения аппарата в пространстве. Для управления аппаратом необходимо изменять по заданной программе или командам тягу ЖРД или ее направление. Система управления летательным аппаратом обеспечивает его движение по заданной траектории и компецсирует влияние на полет возмущений. Эффективность системы управления, в том числе один из [c.25]

Точка цели баллистической ракеты также неподвижна на земной поверхности. В этом плане можно констатировать, что в отличие от ракет, запускаемых с движущихся объектов (самолетов, вертолетов, космических аппаратов, движущихся танков, морских судов) по перемещающимся в пространстве целям, баллистические ракеты предназначены для стрельбы из неподвижной точки по неподвижной цели. Это обстоятельство является весьма сушеавенным, поскольку именно оно определяет ряд характерных особенностей, присущих как траекториям полетабаллистических ракет и их конструктивному облику, так и принципам построения их систем управления по сравнению с ракетами других типов. В частности, неподвижность цели означает, что ее координаты,определенные с требуемой точностью до момента пуска ракеты, в дальнейшем не меняются. Поэтому в процессе управлення полетов баллистической ракеты нет необходимости получать оперативную информацию о характере движения цели, как это требуется при управлении полетом зенитных ракет, ракет класса "воздух - воздух", других ракет, предназначенных для стрельбы по подвижны.м наземным, воздущным или морским целям. На борту баллистической ракеты достаточно иметь измерительную систему, предназначенную для определения только параметров движения са.мой ракеты. Отсутствие принципиальной необходимости иметь каналы передачи информации [c.40]

На ракетах ранних поколений бортовая ЦВМ отсутствовала и все обходимые для управления вычисления осуществлялись с помощью алоговых электромеханических устройств. Поскольку вычислитель-1е возможности подобных устройств весьма ограничены, актуальным 1Л вопросразработки функционалов управления, позволяющих решать дачи управлення в кажущихся параметрах движения при минимальном Личестве вычислительных операций. В связи с этим был разработан д достаточно эффективных функционалов управления, нашедших ярокое применение в СУ баллистических ракет ряда поколений, а также кет-носителей космических аппаратов. [c.321]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...