Реферат: Спуск и посадка космических аппаратов

Реферат: Спуск и посадка космических аппаратов

РЕФЕРАТ

СПУСК И ПОСАДКА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ (КА)

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 жи-вет. Но если раньше человек мог

только наблюдать движение небесных тел и изучать на расстоянии некоторые

(зачастую малопонятные) их свойства, то сейчас научно-техническая ре-волюция

дала возможность достичь ряда небесных тел Солнеч-ной Системы и провести

наблюдения и даже активные экспери-менты с близкого расстояния в их

атмосферах и на поверхнос-тях. Эта возможность детального изучения «на месте»

изменя-ет саму методологию изучения небесных тел, которая уже сей-час широко

использует арсенал средств и подходов, применяе-мых в комплексе наук о Земле.

На стыке планетной астрофизи-ки и геологии идет формирование новой ветви

научного знания - сравнительной планетологии. Параллельно на базе законов

электродинамики, атомной физики и физики плазмы идет форми-рование другого

подхода к изучению Солнечной системы - кос-мической 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 на-

· 2 -

дежность. Основными задачами спускаемых и посадочных (ПА) аппаратов

являются торможение и сближение с поверхностью планеты, посадка, работа на

поверхности, иногда взлет с по-верхности для доставки возвращаемого аппарата

на землю. Для обеспечения надежного решения всех этих задач при проекти-

ровании СА и ПА необходимо учитывать условия в окрестностях и на поверхности

изучаемого тела: ускорение свободного па-дения, наличие или отсутствие

атмосферы, а также ее свойс-тва, 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 пос-тавленные 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 ин-тенсивные воздействия, определяющие

основные технические решения и основные требования к выбору всей схемы

полета.

Отметим наиболее трудоемкие и сложные задачи , решае-

· 3 -

мые при проектировании СА:

исследование проблем баллистического и планирующего спусков в атмосфере;

исследование динамики и устойчивости движения при раз-личных режимах полета с

учетом нелинейности аэродинамичес-ких характеристик ;

разработка систем торможения с учетом задач научных измерений в

определенных слоях атмосферы, особенностей ком-поновки спускаемого аппарата,

его параметров движения и траектории.

Что касается спуска на планеты, лишенные атмосферы (классическим примером

здесь является Луна), то в этом слу-чае единственной возможностью является

использование тор-мозного двигателя, чаще всего жидкостного (ЖРД). Эта

осо-бенность порождает дополнительные (кроме чисто баллистичес-ких) проблемы,

связанные с управлением и стабилизацией СА на так называемых активных

участках - участках работы ра-кетного 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

· 4 -

на корпус СА, вызывают его поворот относительно центра масс, что

воспринимается чувствительным элементом системы стабилизации, который, в

свою очередь, вырабатывает команд-ный 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, од-нако, 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 конс-

труктивный облик СА целиком (или, во всяком случае, в зна-

чительной мере) определяет его динамику - реакцию на возму-

щение в процессе посадки. Следовательно, задача теоретичес-

кого анализа заключается в выборе математического аппарата,

способного выявить эту зависимость на языке, понятном раз-

работчику. Такой аппарат существует, и он опирается на из-

вестные термины «управляемость», «наблюдаемость», «стабили-

зируемость», характеризующие именно свойства СА как объекта

· 5 -

управления в процессе регулирования.

Этот аппарат дает возможность детально изучить зависи-мость «качества»

конструктивно-компоновочной схемы СА от его проектных параметров и в

конечном счете дать необходи-мые рекомендации по доработке компоновки объекта

либо обос-новать 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 устойчи-вости 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 «ин-женер - ЭВМ».

Рассмотрим другой круг задач проектирования - моделиро-вание процессов

ударного взаимодействия посадочного аппара-та с поверхностью планеты.

Многие достижения отечественной и зарубежной космонав-

тики были связаны с применением посадочных аппаратов (ПА)

для непосредственного, контактного, исследования Луны и

планет Солнечной системы. Использование ПА потребовало раз-

· 6 -

работки новых теоретических и экспериментальных методов исследований, так

как этап посадки, характеризуемый значи-тельными (по сравнению с другими

этапами) действующими наг-рузками, аппаратурными перегрузками и возможностью

опроки-дывания 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 надежнос-ти всего этапа посадки

возможна лишь при глубоком и всесто-роннем аналитическом исследовании

характеристик ПА, завися-щем от наличия математических моделей процесса и

расчетных (или расчетно-экспериментальных) методов организации расче-тов.

С точки зрения численного решения задача посадки, при

учете всех сторон процесса, характеризуется большим потреб-

ным машинным временем расчета для одной посадочной ситуа-

ции(до 10 с при быстродействии ЭВМ примерно 10 операций в 1

с), большим количеством возможных посадочных ситуаций, ог-

раничениями на шаг интегрирования уравнений движения СА

(резкое изменение величин действующих усилий может вызвать

· 7 -

вычислительную неустойчивость алгоритма). При параметричес-ком исследовании

характеристик СА, в ряде случаев проводи-мом автоматизированно, возможно

появление так называемых «окон неустойчивости», где расчет динамики

аппарата нецеле-сообразен 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 харак-теристик, наиболее разумно

использовать упрощенные матема-тические модели процесса (например, модель

посадки на ров-ную 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 необходи-мость оценки влияния

незначительных конструктивных измене-ний на характеристики процесса или

оперативной обработки результатов испытаний в найденных заранее расчетных

случа-ях (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,

· 8 -

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 вре-мени их компиляции и неэкономичного режима работы ЭВМ.

Так как в настоящее время не происходит значительного усложнения структуры

моделей процесса посадки, то одновре-менное увеличение быстродействия ПЭВМ

вызывает широкое внедрение последних в расчетную инженерную практику.

ТИПИЧНЫЕ СХЕМЫ СПУСКА.

Посадка космических аппаратов на поверхность безатмос-ферной планеты

(например,Луны) обычно производится по схеме полета, предусматривающей

предварительный перевод КА на планетоцентрическую орбиту ожидания

(окололунную орбиту).

Перспективность и преимущество такой схемы посадки опреде-

ляются следующими обстоятельствами: свобода в выборе места

посадки; возможность проверки системы управления непосредс-

· 9 -

твенно 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 двига-тель, и спускаемый аппарат переводится с

орбиты ожидания на переходную орбиту - эллипс траектории спуска (рис.1) с

пе-рицентром вблизи предполагаемого места посадки. В опреде-ленной 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 посту-пает с инерциальных датчиков.

Заданные конечные значения координат определяют вид но-минальной траектории

спуска на последующем участке конечно-го спуска («прецизионном» участке);

спуск может осущест-вляться по вертикальной или наклонной траектории.

Типичные траектории полета на основном участке основ-

ного торможения представлены на рис.2. Кривая 1 заканчива-

ется наклонной траекторией конечного спуска, кривая 2 -

· 10 -

вертикальной траекторией.Стрелками показаны направления вектора тяги

ракетного двигателя, совпадающие с продольной осью СА. На рис.3

представлена (в увеличенном масштабе) наклонная траектория полета на

участке (А,О) конечного спуска.

На участке конечного спуска, измерение фазовых коорди-нат объекта

производится радиолокационным дальномером и из-мерителем скорости

(доплеровским локатором).

К началу этого участка могут накопиться значительные отклонения (от

программных значений) координат, характери-зующих процесс спуска. Причиной

этого являются случайные погрешности определения параметров орбиты

ожидания, погреш-ность отработки тормозного импульса, недостоверность сведе-

ний 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

по-верхности в районе посадки, делает необходимым терминальное управление

мягкой посадкой. В качестве исходной информации используются результаты

измерения высоты и скорости сниже-ния. Система управления мягкой посадкой

должна обеспечить заданную точность посадки при минимальных затратах

топлива.

· 11 -

На завершающем участке спуска (см. рис.3) - «верньер-ном» участке (В,О)

происходит обычно вертикальный полет СА с глубоким дросселированием тяги

тормозного двигателя. Верньерный участок вводится для того, чтобы повысить

конеч-ную точность посадки, так как влияние погрешностей опреде-ления

параметров траектории на точность посадки СА снижает-ся при уменьшении

величины отрицательного ускорения. Кроме того, если тяга непосредственно

перед посадкой мала, то уменьшается возможность выброса породы под действием

газо-вой струи и уменьшается опрокидывающее воздейсвие на СА от-раженной 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 груп-

пы:

1.управление на участке предварительного торможения;

2.управление на пассивном участке;

3.управление на участке основного торможения;

· 12 -

4.управление на «верньерном» участке;

Более удобна классификация задач по функциональному назначению (рис.4).

Основной навигационной задачей является (рис.5) изме-рение 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 управ-ляющих воздействий,

которые обеспечивают приведение СА в заданную точку пространсва с заданной

скоростью и в требуе-мый момент времени, с учетом текущих

кинематическихпарамет-ров движения, определенных с помощью решения

навигационной задачи, заданных ограничений и характеристик объекта управ-

ления.

Задачу управления можно проиллюстрировать примером -

алгоритмом управления мягкой посадкой СА на Луну. Структур-

ная схема соответствующей системы управления представлена

на рис.6

Радиодальномер измеряет расстояние r до лунной поверх-

ностивдоль определенного направления, обычно совпадающего с

направлением продольной оси СА. Доплеровский локатор дает

информацию о текущем векторе скорости снижения V, инерци-

альные датчики измеряют вектор Q углового положения СА, а

· 13 -

также вектор кажущегося ускорения V.

Результаты измерений поступают на выход управляющего устройства, в котором

составляются оценки координат, харак-теризующих процесс спуска (в частности,

высоты СА над по-верхностью 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, следова-тельно, тяги двигателя) и используюся как

уставки для рабо-ты системы стабилизации, а управляющий сигнал U задает те-

кущее 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 терми-нальных условий мягкой посадки. Конечная точность

поссадки считается удовлетворительной, если величина вертикальной

составляющей скорости в момент контакта с поверхностью пла-неты не вызывает

допустимой деформации конструкции СА, а горизонтальная составляющая скорости

не приводит к опроки-дыванию аппарата.

Задачи ориентации и стабилизации как задачи управления СА относительно

центра масс формулируется следующим обра-зом:

1.совмещение осей спускаемого аппарата (или одной оси) с

· 14 -

осями (или осью) некоторой системы координат, называемой базовой системой

отсчета, движение которой в пространстве известно (задача ориентации);

2.устранение неизбежно возникающих в полете малых угло-вых отклонений осей

космического аппарата от соответствую-щих 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 мед-ленностью и большой

дискретностью приложения управляющих воздействий.

Совершенно иным является процесс управления полетом на активном участке,

например, при посадке на Луну. Непрерыв-но, 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 необходи-

· 15 -

мые 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 режи-мах ориентации,

стабилизации, навигации и наведения. Приборы и устройства,

обеспечивающие выполнение того или иного режима управления и составляющие

часть всего аппара-турного комплекса системы управления, обычно называют

сис-темами навигакции, 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 об-ладать СА во время всех

эволюций при посадке на планету.

Проблема обеспечения устойчивости, как известно, общая

· 16 -

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 дви-гатель во время его

работы, колеблется (в силу наличия слу-чайных возмущений). Воздействуя на

корпус СА, эти колебания порождают колебания СА в целом.

Чувствительные элементы(гироскопы) реагируют на коле-бания корпуса и

включают, в свою очередь соответствующие исполнительные органы (рули), тем

самым формируя замкнутую колебательную систему спускаемый аппарат - автомат

стабили-зации (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 неустойчивос-ти лежат именно в

особенностях компоновочной схемы СА, что влечет за собой необходимость

самого тщательного исследова-ния этих особенностей (рис.7).

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

· 17 -

конструктивных параметров компоновочной схемы СА в формиро-вании 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 целе-направленном включении управляющих

двигателей. Возможны и другие схемы управления, например, путем

перераспределения тяг управляющих двигателей или отклонения маршевого двига-

теля (газового руля).

Что касается топливных баков, то они обычно выполняют-ся 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 даль-нейший анализ? С точки зрения

динамики представляют инте-рес те, которые в первую очередь характеризуют:

форму и расположение топливных баков; положение центра масс СА; по-ложение 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 марше-

· 18 -

вого двигателя. Все это однозначно определяет упомянутые выше параметры

компоновочной схемы СА в каждый момент вре-мени активного участка.

Этих предположений достаточно для формализации обсуж-даемой проблемы -

исследования влияния особенностей компо-новки СА на его устойчивость.

Однако задача стабилизации СА при посадке на планеты, лишенные атмосферы,

включающая в себя анализ динамики объ-екта, исследование причины

неустойчивости и методов ее устранения, не допускает полной формализации и

требует прив-лечения 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

математичес-ких моделей; своеобразия методов исследования этих моделей.

Спускаемый аппарат как механическая система представ-ляет собой

тонкостенную (частично ферменную) конструкцию, снабженную тормозным

устройством - жидкостным ракетным дви-гателем - и необходимой системой

стабилизации.

Важной особенностью компоновочной схемы СА является наличие в конструкции

топливных отсеков (с горючим и окис-лителем) различной геометрической

конфигурации.

Стабилизация СА относительно центра масс осуществляет-

· 19 -

ся специальным автоматом стабилизации путем создания управ-ляющих 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 по-рождает колебания объекта в целом.

Чувствительные элементы (гироскопы) и исполнительные элементы (рули)

замыкают колебательную систему спускаемый аппарат - автомат стабилизации и

рождают весь комплекс воп-росов, связанный с обеспечением устойчивости

системы в це-лом.

Движение СА мы представляем себе как «возмущенное» движение, наложенное

на программную траекторию. Термин «ус-тойчивость» 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 выбо-ре моделей?

Прежде всего ясно, что не имеет смысла перегружать расчетную модель

различными подробностями, делая ее неоп-равданно сложной. Поэтому

представляются разумными следую-щие соображения.

Для анализа запасов статистической устойчивости объек-

· 20 -

та 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 ис-точник возмущающих моментов.

Выбор рационального размещения датчиков системы стаби-лизации объекта

приходится делать с учетом упругости.

Некоторые методы, используемые при анализе процессов стабилизации, связаны

с анализом динамических свойств объ-екта в некоторый фиксированный момент

времени. Для получе-ния интегральных характеристик объекта в течение

небольшого интервала времени или на всем исследуемом участке использу-ются

геометрические методы, связанные с построением в пространстве областей

устойчивости, стабилизируемости спе-циальным образом выбранных параметров

(как безразмерных, так и размерных). Эти методы также позволяют длать ответ

на вопрос, насколько велик запас устойчивости или стабилизиру-емости, и

помогают выяснить причины возникновения неустой-чивости.

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 по-

· 21 -

мощью установки специальных устройств;

3) рациональный выбор компоновочной схемы объекта (пе-рекомпоновка), с

одновременной настройкой параметров АС или с принципиальным изменением его

структуры.

Обратимся теперь собственно к термину «технология ре-шения» проблемы. Под

этим термином мы будем понимать набор комплексов отдельных подзадач, на

которые разбивается об-суждаемоая задача, математических методов и

соответствующих технических средств для их реализации, процедур, регламен-

тирующих порядок использования этих средств и обеспечивающих решение задачи в

целом.

Конечной целью проектных разработок по динамике СА яв-ляется обеспечение его

устойчивости на участке посадки. Этой задаче подчинены все другие, в том

числе и задача ана-лиза 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 про-

цессе исследования, ею же приходится и завершать все разра-

ботки при окончательной доводке параметров системы стабили-

зации. При этом меняется лишь глубина проработки этого воп-

роса: на первом этапе используются сравнительно грубые мо-

дели как объекта регулирования, так и регулятора. На конеч-

· 22 -

ном этапе, после того как проведен комплекс исследований, проводится

детальный анализ устойчивости и качества процес-сов регулирования объекта.

Итак, следует руководствоваться следующим принципом:

занимаясь анализом динамики объекта, начав с оценки устой-чивости, время от

времени надо возвращаться к ней, проверяя все идеи и рекомендации,

полученные в процессе анализа на замкнутой системе объект - регулятор,

используя (по обста-новке) грубые или уточненные модели как объекта, так и

ре-гулятора.

Этот принцип и лежит в основе комплекса процедур, рег-ламентирующих порядок

использования моделей СА, методов анализа этих моделей, обеспечивающих

решение задачи устой-чивости 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.