КОСМИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ, 2008, том 46, № 1, с. 75-89
УДК 629.782
ПРОБЛЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ВОЗВРАЩАЕМЫМ АППАРАТОМ С УМЕРЕННЫМ АЭРОДИНАМИЧЕСКИМ КАЧЕСТВОМ НА ЭТАПЕ
ВХОДА В АТМОСФЕРУ
© 2008 г. Ä. В. Бобылев1, Ä. Ä. Дядькин2, В. И. Кобзев1, В. М. Поединок1, Ä. Г. Решетин2,
С. Н. Супруненко1, В. А. Ярошевский1
Центральный аэрогидродинамический институт, г. Жуковский 2Ракетно-космическая корпорация "Энергия", г. Королев Поступила в редакцию 05.06.2006 г.
Рассматриваются проблемы управления угловым и траекторным движением возвращаемого аппарата Клипер с умеренным гиперзвуковым аэродинамическим качеством, выполненного по схеме "несущий корпус". В качестве органов управления компоновки используются газодинамические двигатели, разрезной балансировочный щиток и воздушный тормоз.
РАС8: 45.40.Gj
ВВЕДЕНИЕ
Для транспортировки людей и грузов на орбиту Земли и обратного возвращения может оказаться эффективным, по критериям экономичности эксплуатации, использование многоразовых воздушно-космических ЛА с умеренным аэродинамическим качеством, выполненных по схеме "несущий корпус". Известен ряд исследовательских проектов за рубежом, посвященных решению этого вопроса. Например, в Европе рассматривается проект небольшого беспилотного демонстратора Pre-X [1], который должен будет выполнять планирующий спуск в атмосфере с целью отработки гиперзвуковых технологий в условиях реального полета в интересах создания будущих многоразовых систем выведения. В данной статье рассматривается вариант возвращаемого аппарата (ВА) Клипер типа несущего корпуса, предложенный РКК "Энергия", имеющего массу 9.5 т, длину 6 м и максимальное гиперзвуковое аэродинамическое качество ~0.9. Аппараты такого типа выводятся на орбиту обычной ракетой-носителем, а возвращаются в режиме гиперзвукового планирования с последующим парашютным приземлением или приводнением.
По величине аэродинамического качества ВА уступает крылатому варианту. Несмотря на это, алгоритмы управления для участка гиперзвукового планирования могут быть синтезированы по аналогии с уже отработанными алгоритмами управления крылатых многоразовых ВКС типа Space Shuttle [2] и Буран [3] с добавлением новых алгоритмов управления на нижнем участке траектории, предшествующем раскрытию парашюта.
1. УПРАВЛЕНИЕ УГЛОВЫМ ДВИЖЕНИЕМ
С целью снижения нагревания в процессе гиперзвукового планирования, ВА удерживается на больших углах атаки. Вследствие этого управлять траекторным движением ВА выгодно путем поворота ВА относительно вектора скорости полета. В рамках этой концепции система управления угловым движением ВА должна обеспечивать необходимое программное изменение угла атаки и отслеживать команды по изменению скоростного угла крена, диктуемые системой траекторного управления. Для синтеза алгоритмов управления угловым движением такой подход дает возможность рассмотрения продольного и бокового движения ВА по отдельности, с соответствующим выделением каналов продольного и бокового управления. В рассматриваемом варианте компоновки ВА управляющие силы и моменты создаются с помощью системы газодинамического управления (ГДУ) и набора отклоняемых аэродинамических поверхностей, состоящего из секций (правой/левой) разрезного балансировочного щитка (БЩ) и воздушного тормоза (ВТ) (рис. 1).
Газодинамическое управление обеспечивается газоструйными двигателями малой тяги, создающими управляющие моменты изолированно по тангажу, крену и рысканию. На гиперзвуковом участке полета аэродинамическое управление существенно эффективнее, чем ГДУ. Поэтому, использование ГДУ носит вспомогательный характер. Исключение составляет начальный участок спуска, когда скоростные напоры малы, а также участки, где может происходить потеря управляемости аэродинамическими органами.
Из располагаемых средств аэродинамического управления ВТ заметно менее эффективен, чем
Створки ВТ
0bf trim град
Секции БЩ
mz(a) ««а«™ м = 3 15
0.2 г -20°
-10
0 0.2
10
hf = 0°
20
+ 10°
+20°
30
Рис. 2
40
, .......»>„
50 а, град
20 -
10 -
0 -
-10 -
20
atrim, град
45 -
35 -
25 -
15 K = 1.0
С, С,
0°
V
0bf trim
Рис. 1
БЩ. Как показывает опыт разработки алгоритмов управления для ВКС Space Shattle и Буран, раскрытие створок ВТ является вспомогательным средством для коррекции характеристик устойчивости и управляемости на заключительных этапах спуска. На гиперзвуковых режимах полета рассматриваемая компоновка ВА обладает достаточными запасами по устойчивости и управляемости, в связи с чем предполагалось, что ВТ находится в нераскрытом положении. Таким образом, основным аэродинамическим органом управления оказывается разрезной БЩ, две секции которого можно отклонять синхронно для создания продольных, и дифференциально для создания боковых управляющих моментов. В дальнейшем, вместо углов отклонения правой и левой секции (фг, ф1), будет удобно рассматривать вирту-
0.8
0.6
bf trim
10
м
Рис. 3
альные управляющие параметры - отклонения "руля высоты" 5e и "элеронов" 8a:
с- Фг + 9l я Фг - 9l
oe = —-—, oa = —-—.
(1)
Управление продольным движением ВА на гиперзвуком участке полета больших затруднений не вызывает. На основных режимах спуска в области балансировочных углов атаки и углов отклонения БЩ (8^) аппарат статически устойчив, о чем свидетельствует отрицательный наклон зависимостей тг(а), приведенных на рис. 2. Имеющиеся зоны локальной неустойчивости на дозвуковых и гиперзвуковых скоростях полета находятся в допустимых пределах. Однако в условиях автобалансировки ВА (8Ц = 0) углы атаки оказывается недостаточно большими в диапазоне больших скоростей, где требуется повышать коэффициент подъемной силы для облегчения режима нагревания ВА, и чрезмерно большими при умеренных скоростях, где требуется повышать маневренные возможности ВА, определяемые аэродинамическим качеством (отношением подъемной силы к сопротивлению). Поэтому балансировочное положение ВА по углу атаки скорректировано путем отклонения БЩ от нейтрального положения. Соответствующая программа 8ц {пт(М) выбирается на компромиссной основе, с учетом сохранения достаточного запаса на отклонение секций БЩ при управлении продольным и боковым движением ВА (рис. 3).
Задача управления продольным движением заключается в основном в обеспечении устойчивости и адекватного демпфирования колебаний по углу атаки, что относительно несложно выполнить с помощью БЩ (синхронное отклонение секций) и двигателей ГДУ продольного канала. Рассматриваемая компоновка ВА обладает довольно высокой эффективностью БЩ по созданию продольных моментов, поэтому ГДУ продольного канала включаются только на самом начальном участке входа в атмосферу, когда скоростной напор недостаточен (q < qmin = 100-500 Н/м2) для использования аэродинамических органов управления.
Для формирования команды 5е на синхронное отклонения секций БЩ целесообразно использовать алгоритм интегрального типа с обратной связью непосредственно по углу атаки. В этом случае обеспечивается точное отслеживание требуемой программы по углу атаки с хорошими показателями динамики отслеживания. Основой такого алгоритма является формула вида
5е = Ъег + 1 + ^(a - аг) + к Юг юг. (2)
Здесь юг - угловая скорость тангажа; ка, - коэффициенты обратных связей по позиционной и скоростной ошибке слежения, Ti - постоянная времени интегрального звена, r ("reference") -символ номинального значения, s - оператор дифференцирования.
В качестве значений 5е r и ar используются расчетные балансировочные программы Of trim(M) и atrim(M). В реальном алгоритме предусмотрены операции фильтрации измеряемых параметров, а также ограничение расчетного командного значения 5е в соответствии с разрешенным диапазоном отклонений створок БЩ.
Алгоритм работы ГДУ (активен при q < qmin) формируется в виде функции
П = ге1(аг,
(3)
где аг = -ka(a - ar) -
T
TTT+T
Здесь ге1(аг, аг0) представляет собой релейную функцию с зоной нечувствительности ±аг0. Параметры ка, Та и аг0 выбираются на компромиссной основе исходя из требований точности и экономичности отработки команды по углу атаки.
Задачей управления боковым движением является отслеживание командного угла скоростного угла крена уа сот, формируемого контуром траекторно-го управления, и стабилизация угла скольжения в относительно нулевого значения. За скоростной угол крена уа здесь принимается угол между вертикальной плоскостью, содержащей вектор скорости полета, и плоскостью симметрии ВА (пл. ОХУ). Для
У*
Рис. 4
управления движением используются секции БЩ, отклоняемые дифференциально (управляющий параметр 8а), и двигатели ГДУ бокового канала (параметр включения двигателей = 0, ±1).
В качестве обратных связей в контуре управления используются текущие значения углов в, уа и угловых скоростей юх, юг Синтез управления основан на рассмотрении бокового движения в скоростной (полусвязанной) системе координат (ось ОХа системы совпадает с вектором скорости полета, а ось ОУа лежит в плоскости симметрии ВА). В этом случае вместо угловых скоростей юх, юу в проекциях на связанные оси координат ОХ, ОУ рассматриваются угловые скорости о>р в проекциях на оси скоростной системы координат ОХа, ОУа. Угловая скорость юу направлена по вектору скорости полета, угловая скорость лежит в плоскости симметрии ВА и направлена по нормали к вектору скорости полета (рис. 4). Взаимосвязь угловых скоростей дается формулами
ю¥ = юу cos a + юх sin a,
ют = fflx cos a - юу sin a.
(4)
Для больших углов атаки аналогами производных боковой устой раметры ар и ат [4]:
ных боковой устойчивости mp, mp являются па-
Р Jy Р •
ар = my cos a + Jmx sin a,
J x
P Jx р .
aY = mx cos a - — my sin a.
Jy
(5)
Линии уровня зависимостей а^М, а) и ар(М, а) для рассматриваемого В А приведены на рис. 5. Для обеспечения статической устойчивости бокового
«1, град
7
40 30 20
Оу • 10
3
Ор • 103
10
Рис. 5
движения ВА по углу скольжения необходимо соблюдать условие Ор < 0. С выбранной балансировочной программой а1гтт(И) это условие выполняется.
Аналогами коэффициентов эффективности аэродинамических органов управления, тх и ту , являются параметры
8а т,„
Для дальнейшего прочтения статьи необходимо приобрести полный текст. Статьи высылаются в формате PDF на указанную при оплате почту. Время доставки составляет менее 10 минут. Стоимость одной статьи — 150 рублей.