Спуск и посадка КА

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 живет. Но если раньше человек мог только наблюдать движение небесных тел и изучать на расстоянии некоторые (зачастую малопонятные) их свойства, то сейчас научно-техническая революция дала возможность достичь ряда небесных тел Солнечной Системы и провести наблюдения и даже активные эксперименты с близкого расстояния в их атмосферах и на поверхностях. Эта возможность детального изучения "на месте" изменяет саму методологию изучения небесных тел, которая уже сейчас широко использует арсенал средств и подходов, применяемых в комплексе наук о Земле. На стыке планетной астрофизики и геологии идет формирование новой ветви научного знания - сравнительной планетологии. Параллельно на базе законов электродинамики, атомной физики и физики плазмы идет формирование другого подхода к изучению Солнечной системы - космической 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 надежность. Основными задачами спускаемых и посадочных (ПА) аппаратов являются торможение и сближение с поверхностью планеты, посадка, работа на поверхности, иногда взлет с поверхности для доставки возвращаемого аппарата на землю. Для обеспечения надежного решения всех этих задач при проектировании СА и ПА необходимо учитывать условия в окрестностях и на поверхности изучаемого тела: ускорение свободного падения, наличие или отсутствие атмосферы, а также ее свойства, 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 поставленные 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 интенсивные воздействия, определяющие основные технические решения и основные требования к выбору всей схемы полета. Отметим наиболее трудоемкие и сложные задачи, решаемые при проектировании СА:
исследование проблем баллистического и планирующего спусков в атмосфере;
исследование динамики и устойчивости движения при различных режимах полета с учетом нелинейности аэродинамических характеристик ;
разработка систем торможения с учетом задач научных измерений в определенных слоях атмосферы, особенностей компоновки спускаемого аппарата, его параметров движения и траектории.

Что касается спуска на планеты, лишенные атмосферы (классическим примером здесь является Луна), то в этом случае единственной возможностью является использование тормозного двигателя, чаще всего жидкостного (ЖРД). Эта особенность порождает дополнительные (кроме чисто баллистических) проблемы, связанные с управлением и стабилизацией СА на так называемых активных участках - участках работы ракетного 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 на корпус СА, вызывают его поворот относительно центра масс, что воспринимается чувствительным элементом системы стабилизации, который, в свою очередь, вырабатывает командный 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, однако, 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 конструктивный облик СА целиком (или, во всяком случае, в значительной мере) определяет его динамику - реакцию на возмущение в процессе посадки. Следовательно, задача теоретического анализа заключается в выборе математического аппарата, способного выявить эту зависимость на языке, понятном разработчику. Такой аппарат существует, и он опирается на известные термины "управляемость", "наблюдаемость", "стабилизируемость", характеризующие именно свойства СА как объекта управления в процессе регулирования. Этот аппарат дает возможность детально изучить зависимость "качества" конструктивно-компоновочной схемы СА от его проектных параметров и в конечном счете дать необходимые рекомендации по доработке компоновки объекта либо обосновать направление дальнейших доработок.

Обычно для стабилизации СА кроме изменения компоновки объекта используют также демпферы колебаний топлива, настройку 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 устойчивости 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 "инженер - ЭВМ". Рассмотрим другой круг задач проектирования - моделирование процессов ударного взаимодействия посадочного аппарата с поверхностью планеты.Многие достижения отечественной и зарубежной космонавтики были связаны с применением посадочных аппаратов (ПА) для непосредственного, контактного, исследования Луны и планет Солнечной системы. Использование ПА потребовало разработки новых теоретических и экспериментальных методов исследований, так как этап посадки, характеризуемый значительными (по сравнению с другими этапами) действующими нагрузками, аппаратурными перегрузками и возможностью опрокидывания 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 посадки, начальными характеристиками и ориентацией СА, упругостью его конструкции и др. Очевидно, что в таких условиях полная оценка надежности всего этапа посадки возможна лишь при глубоком и всестороннем аналитическом исследовании характеристик ПА, зависящем от наличия математических моделей процесса и расчетных (или расчетно-экспериментальных) методов организации расчетов. С точки зрения численного решения задача посадки, при учете всех сторон процесса, характеризуется большим потребным машинным временем расчета для одной посадочной ситуации(до 10 с при быстродействии ЭВМ примерно 10 операций в 1 с), большим количеством возможных посадочных ситуаций, ограничениями на шаг интегрирования уравнений движения СА (резкое изменение величин действующих усилий может вызвать вычислительную неустойчивость алгоритма). При параметрическом исследовании характеристик СА, в ряде случаев проводимом автоматизированно, возможно появление так называемых "окон неустойчивости", где расчет динамики аппарата нецелесообразен 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 характеристик, наиболее разумно использовать упрощенные математические модели процесса (например, модель посадки на ровную 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 необходимость оценки влияния незначительных конструктивных изменений на характеристики процесса или оперативной обработки результатов испытаний в найденных заранее расчетных случаях (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, значительная часть дорогостоящего машинного времени расходуется 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 написания, а оперативная и постоянная отладка программ на ЭВМ в диалоговом режиме работы нежелательна из-за большого времени их компиляции и неэкономичного режима работы ЭВМ. Так как в настоящее время не происходит значительного усложнения структуры моделей процесса посадки, то одновременное увеличение быстродействия ПЭВМ вызывает широкое внедрение последних в расчетную инженерную практику.