Пилотируемые полеты на Луну - Шунейко Иван Иванович - Страница 24

• Предыдущая
• 24/72
• Следующая

Если селектор ЦАП установлен на режим «ручное управление», астронавты с помощью рукоятки могут управлять кораблем относительно всех трех осей.

Экипаж, набирая необходимый код на пульте управления бортовой ЭЦВМ, может по желанию менять характеристики ЦАП, чувствительность рукоятки управления (нормальное или точное управление), ширину зоны нечувствительности при управлении ориентацией (узкая или широкая).

Нормальной чувствительности рукоятки соответствует максимальная командная угловая скорость 20 град/сек при отклонении рукоятки на 1/2 деления шкалы; при точном управлении такому же отклонению рукоятки соответствует командная угловая скорость 4 град/сек. Цена деления шкалы рукоятки управления 0,476 и 0,095 град/сек/деление. [5, 6, 17, 22.]

Цифровой автопилот лунного корабля обеспечивает управление на активных и пассивных участках траектории полета всех трех конфигураций: посадочной (рис. 23.1), взлетной (рис. 23.2) и всего корабля Apollo (рис. 23.3).

Лунный корабль имеет три основных источника управляющих сил и моментов: ЖРД посадочной и взлетной ступени и ЖРД реактивной системы управления. В табл. 18 приведены характеристики управляющих сил и моментов.

ЖРД РСУ обеспечивают ручное и автоматическое управление ориентацией и малые поступательные перемещения для всех конфигураций летательного аппарата на пассивных участках траектории полета.

На активных участках траектории полета с помощью ЖРД РСУ осуществляются управление ориентацией и стабилизация, причем включаются те ЖРД РСУ, которые создают приращение скорости в желаемом направлении.

Так как ЖРД взлетной ступени имеет вектор тяги, постоянный по направлению, закон управления ЖРД РСУ приспособлен к парированию больших и переменных по времени возмущающих моментов на активном участке траектории полета взлетной ступени.

Таблица 18

Во время работы ЖРД посадочной ступени управление ориентацией относительно оси рыскания Р осуществляется ЖРД РСУ, а относительно осей тангажа Q и крена R путем сочетания ЖРД РСУ и отклонения на кардане ЖРД посадочной ступени.

Расположение и ориентация ЖРД РСУ такова, что если центр тяжести летательного аппарата лежит вблизи геометрического центра 16 ЖРД РСУ (что соответствует взлетной ступени), тогда 8 «Р ЖРД», создающие тягу в направлении У или Z, дают момент, только относительно оси Р, 4 «U ЖРД», действующие в направлении ±Х, создают момент только относительно оси U и 4«V ЖРД», действующие в направлении ±Х, создают момент только относительно оси V (рис. 24.1).

Рис. 24.1. Расположение относительно осей координат ЖРД реактивной системы управления лунного корабля:

ЖРД 2, 4, 5, 8, 10, 11, 13, 15 топливная система А;

ЖРД 1, 3, 6, 7, 9, 12, 14, 16 топливная система В;

Р, Q, R – связанная система координат;

X, Y, Z – ннерциальная система координат

Стремление сделать конструкцию корабля Apollo легкой привело к тому, что узел стыковки командного отсека с лунным кораблем оказался не очень жестким, вследствие этого возникают изгибные колебания Apollo. Те же требования легкости конструкции заставили отказаться от перегородок в баках для гашения плескания топлива, что привело к появлению вынужденных колебании Apollo и несбалансированных моментов при работе ЖРД взлетной ступени. Из-за затемнения иллюминаторов частицами выхлопных газов наложены ограничения на включение ЖРД РСУ. Для безопасности экипажа и предотвращения резких забросов сервопривода ЖРД посадочной ступени специальным механизмом ограничивается скорость сервопривода до 0,2 град/сек. Расположение ЖРД РСУ под углом 45° к осям связанной системы координат приводит к взаимному влиянию управления с помощью ЖРД РСУ (оси U, V) и управления отклонением ЖРД посадочной ступени (оси Q, R).

Режимы работы ЦАП лунного корабля определяются необходимостью обеспечить все этапы полета лунного корабля no программе полета Apollo с посадкой на Луне. Режимы полета включают: маневры ориентации относительно центра масс на произвольные углы, стабилизацию заданной ориентации, поступательные перемещения с помощью ЖРД РСУ, маневрирования на активных участках траектории полета посадочной и взлетной ступеней лунного корабля. Ниже приводится перечень режимов работы ЦАП лунного корабля.

Необходимая информация для решения задач управления ЦАП поступает с гиростабилизированной платформы блока инерциальных измерений. Информация об угловой ориентации аппарата снимается непосредственно с рамок и подается в блок преобразования данных. Информация о поступательных перемещениях снимается с импульсных интегрирующих маятниковых акселерометров, расположенных на гиростабилизированной платформе. Специальные датчики угловой скорости не применяются. Оценка угловой скорости (с последующей фильтрацией) и возмущающего ускорения производится ЦАП лунного корабля.

ЦАП лунного корабля состоит из трех подсистем: расчета ориентации, законов управления ЖРД РСУ и законов управления вектором тяги ЖРД посадочной ступени. Законы управления ЖРД РСУ разделены на 3 отдельных канала, Р, U, V. Законы управления отклонением вектора тяги ЖРД посадочной ступени разделяются на 2 канала Q и R. Расчет точной настройки отклонения вектора тяги для каждого канала основывается на независимом законе управления в одной плоскости.

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:

• Предыдущая
• 24/72
• Следующая