Много сложнейших задач автоматического управления космическими объектами возникает при управлении пилотируемыми ракетно-космическими комплексами, предназначенными для осуществления полета человека на Луну и возвращения на Землю. В качестве примера можно рассмотреть систему управления американским космическим кораблем «Аполлон», рассчитанным на экипаж, состоящий из трех человек.
В целом такой космический корабль состоит из трех отсеков, выводимых на траекторию полета к Луне с помощью мощной ракеты-носителя.
Командный отсек спроектирован для входа в атмосферу, и в нем большую часть полета находятся все три члена экипажа. Во вспомогательном отсеке расположены двигательные системы, обеспечивающие возможность выполнения маневров, источники питания и др. Для посадки на Луну предполагается использовать специальный отсек, в котором в это время будут находиться два члена экипажа, а третий астронавт будет при этом совершать полет по селеноцентрической орбите.
Система управления и навигации такого космического корабля является бортовой системой, применяемой для определения положения и скорости аппарата, а также для управления маневрами. Части этой системы расположены как в командном отсеке, так и в отсеке, предназначенном для совершения посадки на Луну. Каждая часть содержит устройства для запоминания ориентации в инерциальном пространстве и измерения перегрузок, устройства для проведения оптических измерений, приборные щиты и пульты управления, устройства для выведения данных на индикаторы и бортовую цифровую вычислительную машину.
Схема полета космического корабля «Аполлон» |
Траектория полета лунного корабля состоит из активных участков и участков полета по инерции. Задачи системы управления на этих участках в некоторой степени различаются.
Во время полета по инерции необходимо знать положение аппарата и его скорость, т. е. решать навигационные задачи. При этом используется информация, получаемая с наземных станций слежения за полетом космического аппарата, данные по определению положения аппарата относительно звезд, Земли и Луны, полученные с помощью бортовых оптических устройств, и данные радиолокационных измерений. После сбора указанной информации становится возможным определение положения аппарата, его скорости и маневра, необходимого для попадания в заданную точку. На участках свободного полета, и особенно в периоды сбора навигационной информации, часто возникает необходимость в обеспечении ориентации аппарата. При выполнении маневров используется платформа, стабилизированная в пространстве с помощью гироскопов.
На платформе устанавливаются акселерометры, измеряющие ускорения и снабжающие информацией бортовую вычислительную машину. При управлении аппаратом перед посадкой на Луну необходимо знать его начальную скорость и положение. Информация об этих величинах формируется на участках полета по инерции.
Кратко рассмотрим задачи, которые должна решать система управления и навигации на различных этапах программы.
Выведение на геоцентрическую орбиту. При запуске ракеты-носителя управление осуществляется системой, установленной в передней части ракеты-носителя. На участке выведения, однако, система командного отсека вырабатывает команды, которые могут быть использованы в случае отказа системы управления ракеты-носителя. Кроме того, система управления командного отсека выдает экипажу информацию о точности выведения аппарата на заданную геоцентрическую орбиту.
Участок полета по геоцентрической орбите. Космический аппарат и последняя ступень ракеты-носителя совершают один или несколько витков по геоцентрической орбите. На этом этапе навигационные измерения, проводимые с помощью бортового оборудования, выполняются в основном с целью проверки правильности его функционирования. Оптические элементы системы управления командного отсека используются для уточнения положения и скорости аппарата. Данные, полученные с помощью бортовых устройств, используются совместно с данными, передаваемыми с наземных станций слежения.
Участок свободного полета к Луне. Аппарат отделяется от последней ступени ракеты-носителя вскоре после схода с геоцентрической орбиты. Начальные положения и скорость аппарата точно определяются как с помощью бортовых систем, так и наземных станций. Когда траектория аппарата точно определена, может производиться коррекция траектории. Обычно предусматривается возможность выполнения трех корректирующих маневров, причем каждый из них может привести к изменению скорости аппарата на величину до 3 м/сек. Первая коррекция траектории может быть выполнена примерно через час после старта с геоцентрической орбиты.
Участок выведения лунного отсека на траекторию полета к поверхности Луны. Первая задача системы управления лунного отсека состоит в обеспечении точного выполнения маневра, при котором лунный отсек за счет изменения его скорости на несколько сот метров в секунду выводится на траекторию, заканчивающуюся на высоте 16 км в окрестностях заданной точки посадки. Начальные условия для выполнения этого маневра определяются с помощью навигационного оборудования командного отсека. Данные вводятся в систему управления лунного отсека вручную.
Участок посадки на поверхность Луны. В соответствующий момент времени, установленный системой управления лунного отсека, запускаются посадочные двигатели, уменьшающие скорость спуска лунного отсека. На начальном этапе наведения отсека с помощью инерциальной системы измеряются ускорения и обеспечивается необходимая ориентация аппарата. При дальнейшем управлении посадкой, после того как высота и скорость отсека упадут до заданных пределов, будет использоваться радиолокатор. В то же время члены экипажа обеспечивают ориентацию отсека с помощью специальных отметок, нанесенных на иллюминатор, и информации, поступающей с вычислительной машины. Система управления должна обеспечить наиболее эффективное использование топлива при осуществлении мягкой посадки в заданном месте.
Этап пребывания на поверхности Луны. Когда лунный отсек находится на поверхности Луны, специальный радиолокатор, который используется также и для обеспечения встречи отсеков на орбите, осуществляет слежение за командным отсеком для точного определения положения орбиты командного отсека относительно точки посадки.
Этап старта с поверхности Луны. Для соответствующих начальных условий вычислительная машина отсека определяет траекторию, обеспечивающую встречу с командным отсеком, совершающим полет по орбите спутника Луны, и выдается команда на взлет. С помощью инерциальной системы происходит наведение лунного отсека и определяется момент выключения двигателя. После выключения двигателя лунный отсек совершает свободный полет по траектории, близкой к траектории командного отсека.
Этап полета по промежуточной траектории. Радиолокатор, установленный на лунном отсеке, позволяет получить информацию об относительном положении обоих отсеков. После уточнения взаимного расположения траекторий можно производить их коррекцию аналогично тому, как это делалось на участке полета к Луне.
Этап встречи на селеноцентрической орбите. Когда отсеки сблизятся, по сигналам инерциальной и радиолокационной систем производится управление тягой двигателей, чтобы уменьшить относительную скорость между отсеками. Управление стыковкой отсеков может производиться вручную или автоматически.
Возвращение к Земле. Возвращение командного и вспомогательного отсека к Земле выполняется аналогично этапу полета к Луне с проведением корректирующих маневров. В конце этого участка навигационная система должна точно определить начальные условия для входа в атмосферу и обеспечить вход в относительно узкий «коридор», ограниченный сверху и снизу.
Вход в атмосферу. На участке входа в атмосферу по данным о перегрузках и ориентации аппарата, получаемым с инерциальной системы, производится управление движением отсека с помощью изменения его угла крена. Командный отсек является осесимметричным телом, но его центр массы не лежит на оси симметрии и при полете на балансировочном угле атаки аэродинамическое качество* аппарата составляет около 0,3. Это позволяет, изменяя угол крена, менять угол атаки и таким образом осуществлять управление полетом в продольной плоскости. При входе в атмосферу Земли происходит аэродинамическое торможение командного отсека. При этом его скорость снижается со второй космической до скорости, несколько меньшей, чем первая космическая (круговая). После первого погружения в атмосферу аппарат переходит на баллистическую траекторию, выходя за пределы атмосферы, а затем снова входит в плотные слои атмосферы и переходит на траекторию спуска. Этап управления космическим кораблем при первом погружении в атмосферу является чрезвычайно ответственным, так как, с одной стороны, система управления должна обеспечить поддержание перегрузок и аэродинамического нагрева в заданных пределах, а с другой — обеспечить требуемую величину подъемной силы, при которой будет достигнута необходимая дальность и приземление корабля в заданном районе.
* Аэродинамическим качеством называется отношение величины подъемной силы к силе лобового сопротивления.
Управление космическим кораблем на участке второго погружения может осуществляться по аналогии с управлением при снижении кораблей-спутников.
Наука и техника управления космическими летательными аппаратами находится еще в начальном периоде своего развития. За десятилетие, прошедшее со времени запуска первого искусственного спутника Земли, она сделала огромные успехи и разрешила многие труднейшие проблемы, однако перспективы ее развития еще более грандиозны.
Совершенствование средств вычислительной техники, микроминиатюризация элементов электронных устройств, развитие средств обработки и передачи информации, построение измерительно-информационных устройств на новых физических принципах, разработка новых принципов и устройств ориентации, стабилизации и управления открывают необозримые горизонты создания совершенных пилотируемых и беспилотных космических летательных аппаратов, которые помогут человеку познать тайны Вселенной и послужат решению многих практических задач.