автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.09, диссертация на тему:Исследование маневренных возможностей аэрокосмических аппаратов при движении по суборбитальным траекториям

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1. ФОРМУЛИРОВКА ЗАДАЧИ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ АЭРОКОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПО СУБОРБИТАЛЬНОЙ ТРАЕКТОРИИ.

1.1. Схемы суборбитальных траекторий аэрокосмических аппаратов.

1.2. Обзор методов и алгоритмов многоканального управления.

1.3. Формулировка задачи управления.

ГЛАВА 2. АЛГОРИТМЫ ФОРМИРОВАНИЯ МНОГОКАНАЛЬНОГО УПРАВЛЕНИЯ.

2.1 Формирование управления на основе метода последовательной линеаризации.

2.2. Алгоритмы учета ограничений.

2.3. Алгоритм формирования номинального управления.

2.4. Алгоритм построения областей достижимости.

ГЛАВА 3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОБЛАСТЕЙ ДОСТИЖИМОСТИ.

3.1 Области достижимости при движении орбитального самолета в нештатной ситуации.

3.2. Области достижимости при движении экспериментального суборбитального самолета.

Одним из направлений развития космической техники является создание и использование аэрокосмических аппаратов, входящих в состав многоразовых авиационно-космических систем.

В настоящее время в ряде стран проводится интенсивные исследования концепций будущего поколения многоразовых авиационно-космических систем. Особое внимание уделяется экономической эффективности их применения, которая в значительной степени определяется возможностями выполнения различных целевых задач.

Один из первых проектов многоразовых космических транспортных систем (МКТС) - «Спираль» разрабатывался в ОКБ имени А.И. Микояна в 1965. 1975 годах и был доведен до стадии создания пилотируемого прототипа орбитального самолета и его испытаний в дозвуковом диапазоне скоростей проект, разрабатывавшийся. Первые реализованные проекты МКТС - «Спейс Шаттл» /49,69,70/, «Энергия» - «Буран» /42,48,52/, в которых некоторые составляющие являются изделиями многоразового применения, не обеспечили кардинального решения проблемы многоразовости.

Развитие космической деятельности делает актуальными такие задачи, как аварийное спасение экипажей пилотируемых космических аппаратов и оперативная инспекция космических объектов. Оперативное решение задачи экстренного полета к космическому объекту, а также прямое выведение на околоземные орбиты с любым наклонением может быть обеспечено МКТС горизонтального старта, использующей в качестве первой ступени самолет-носитель (СН). Такие системы позволяют снять ограничения на возможные наклонения орбит, накладываемые расположением отечественных космодромов, и могут базироваться на аэродромах в различных районах земного шара.

В настоящее время проект многоцелевой авиационно-космической системы - (МАКС) (Россия, Украина) /1/ с самым грузоподъемным в мире дозвуковым самолетом-носителем Ан-225 «Мрия» в наибольшей степени удовлетворяет требованиям, предъявляемым к перспективным МКТС как по стоимости создания и выведения на околоземную орбиту полезной нагрузки, так и по возможности решения разнообразных задач и экологическим критериям.

Диссертация посвящена исследованию маневренных возможностей второй космической ступени МАКС при суборбитальном движении. Рассматриваются две модификации второй ступени: орбитальный самолет (ОС) с внешним топливным баком (ВТБ) системы МАКС-ОС и экспериментальный суборбитальный самолет (ЭСС) - демонстратор технологий авиационно-космических систем - МАКС-Д.

В дальнейшем орбитальный самолет и экспериментальный суборбитальный самолет будут называться аэрокосмическими аппаратами.

Актуальность темы исследования. В программах полетов аэрокосмических аппаратов особое значение имеет управление ими на участке спуска в атмосфере. При исследовании возможных траекторий движения аэрокосмических аппаратов возникает необходимость в изучении нового класса траекторий. В настоящее время недостаточно исследованы потенциальные возможности аэрокосмических аппаратов при многоканальном управлении их движением по суборбитальным траекториям. Традиционно исследовались траектории спуска при входе аэрокосмических аппаратов в атмосферу с околоземной орбиты и при повороте плоскости их орбиты в атмосфере. Суборбитальные траектории относятся к новому классу траекторий, которые характеризуются начальной скоростью, существенно меньшей орбитальной и (или) начальной высотой, меньшей условной границы атмосферы, равной примерно 100 км. Отличительной особенностью суборбитальной траектории является наличие начального восходящего участка и недостаток кинетической энергии аппарата, требуемой для движения по траекториям квазистационарного планирования. Таким образом, актуальной является разработка алгоритмов управления и исследование маневренных возможностей аэрокосмических аппаратов при движении по суборбитальным траекториям.

В диссертации рассматриваются суборбитальные траектории движения аэрокосмического аппарата при прекращении выведения на орбиту второй ступени МАКС-ОС и траектории движения суборбитального самолета системы МАКС-Д. Целью управления при движении в атмосфере по суборбитальной траектории является обеспечение сохранности конструкции аппарата и безопасности экипажа, приведение аппарата в окрестность взлетно-посадочной полосы (ВПП) и осуществление посадки «по самолетному». Большую сложность для формирования управления представляет участок полета в атмосфере до начала предпосадочного маневрирования, поскольку в соответствующем диапазоне высот и скоростей имеют место значительные возмущения атмосферы, а также локализованы максимумы тепловых потоков и перегрузок.

Полеты существующих аэрокосмических аппаратов /42,49/, а также результаты математического моделирования /25,62,63,65,67/ свидетельствуют о существенном повышении маневренных возможностей с ростом максимального аэродинамического качества (К) на гиперзвуковых скоростях полета, что позволяет увеличить области достижимости земной поверхности при снижении действующих нагрузок.

Стремление полностью реализовать маневренные возможности аэрокосмических аппаратов приводит к необходимости разработки более совершенных систем управления движением в атмосфере, гибко реагирующих на возмущения ее параметров. Совершенствование бортовой вычислительной техники устраняет препятствия к использованию методов и алгоритмов управления, использующих все имеющиеся возможности аэрокосмических аппаратов для повышения точности управления в атмосфере, включая нештатные ситуации.

Существующие методы и алгоритмы формирования управления не учитывают все ограничения, накладываемые на параметры движения при суборбитальном спуске. Совершенствование наземных и бортовых вычислительных систем дает возможность применять при решении задач управления движением в атмосфере аэрокосмических аппаратов универсальные численные методы.

Таким образом, актуальной является задача совершенствования алгоритмов формирования многоканального управления движением аэрокосмических аппаратов по суборбитальным траекториям при штатных и нештатных режимах движения.

Целями настоящей работы являются:

- разработка алгоритмов формирования номинального оптимального многоканального управления движением аэрокосмических аппаратов по суборбитальным траекториям с учетом ограничений на управление, фазовые координаты и режимы движения;

- исследование маневренных возможностей аэрокосмических аппаратов при движении по суборбитальным траекториям с построением областей достижимости.

Методика исследований. В основу численных алгоритмов формирования номинальных управляющих зависимостей положен метод последовательной линеаризации, который является методом спуска в пространстве управлений и сводится к построению минимизирующей последовательности управлений. Этот метод описан в работах Р.П. Федоренко, Ю.Ф. Голубева, Р.З. Хайруллина /54,5760/ и принят в диссертации как базовый при разработке алгоритмов, позволяющих решать широкий круг задач оптимального управления с учетом ограничений. Метод допускает использование в алгоритмах, как эвристических приемов, так и стандартных математических процедур.

Научная новизна полученных результатов заключается в следующем.

На основе метода последовательной линеаризации разработаны алгоритмы формирования номинального оптимального многоканального управления движением аэрокосмических аппаратов для суборбитальных траекторий спуска с учетом ограничений на управление, фазовые координаты и режимы движения.

Исследованы маневренные возможности аэрокосмических аппаратов при движении по суборбитальной траектории для двух случаев: орбитального самолета при спуске с траектории выведения на околоземную орбиту и суборбитального экспериментального самолета при полете в атмосфере.

Построены области достижимости и области попадания при двухканальном (по каналам угла атаки и скоростного угла крена) и трехканальном управлении (по каналам угла атаки, скоростного угла крена и тяги двигательной установки) с учетом ограничений на управление, фазовые координаты и режимы движения.

Исследованы закономерности, в соответствии с которыми формируется многоканальное управление аэрокосмическими аппаратами при движении по суборбитальной траектории с учетом ограничений на фазовые координаты и режимы движения.

Практическая ценность работы заключается в том, что позволяет формировать зависимости для контура управления движением центра масс аэрокосмических аппаратов и не требует доработки для исследования в проектао-конструкторских и научно-исследовательских работах при создании новых изделий ракетно-космической техники.

Реализация результатов исследования заключается в использовании разработанных алгоритмов, программного обеспечения и результатов расчетов в аэрокосмической отрасли и в высших учебных заведениях.

Диссертация состоит из трех глав и заключения.

В первой главе сформулирована задача формирования управления движением аэрокосмического аппарата по суборбитальной траектории. Сделан обзор проектов многоцелевой космической транспортной системы МАКС. Приведены используемые в настоящее время методы и алгоритмы формирования управления движением аэрокосмических аппаратов в атмосфере. По результатам анализа существующих методов и алгоритмов сделан вывод о необходимости разработки более совершенных алгоритмов формирования многоканального управления, которые позволяют использовать все возможности аэрокосмических аппаратов по маневрированию при управлении движением по суборбитальной траектории в штатных режимах и нештатных ситуациях. При постановке задачи и разработке алгоритмов учтены следующие особенности движения и управления аэрокосмических аппаратов: многоканальность управления; наличие ограничений на управление, режимы движения и конечные значения фазовых координат; наличие у суборбитальных траекторий начального восходящего участка; нештатные ситуации, требующие использования всех имеющихся возможностей по управлению.

Дана математическая формулировка задачи, обоснованы формальные методы ее решения в виде универсальных численных методов.

Во второй главе разработаны алгоритмы формирования многоканального управления аэрокосмическими аппаратами в атмосфере, которые позволяют решить задачи управления движением по суборбитальной траектории при наличии ограничений на управление и режимы движения.

Описан метод последовательной линеаризации - базовый математический метод формирования управления. Метод последовательной линеаризации заключается в построении последовательности итераций улучшения управления. На каждой итерации в малой окрестности исходного управления вычисляются приращения управляющих зависимостей, позволяющие перейти к «улучшенному» управлению на основании информации о производных функционалов. Рассмотрена процедура конечномерной аппроксимации задачи как способа преобразования исходной непрерывной задачи в конечномерную, пригодную для численного решения. Приведена процедура расчета итераций «улучшения» управления при использовании кусочно-линейных аппроксимирующих зависимостей, подходящих как по простоте вычислительной процедуры, так и по высокой точности аппроксимации исходных управляющих зависимостей.

Разработанный алгоритм формирования номинального управления позволяет рассчитывать управляющие зависимости по каналам угла атаки, угла скоростного крена и тяги двигателя с учетом ограничений на управление, режимы движения и конечные значения фазовых координат, которые оптимизируют заданные критерии качества управления. Достоинствами алгоритма являются возможность решения задач оптимизации с учетом разнообразных ограничений, малая чувствительность к начальному приближению для управляющих зависимостей.

Предложен алгоритм построения областей достижимости аэрокосмического аппарата с последовательным решением серии оптимизационных задач формирования двухканального и трехканального управления с учетом ограничений на управление, режимы движения и конечные значения фазовых координат.

В третьей главе приведены результаты математического моделирования, проведенного для подтверждения работоспособности и эффективности разработанных алгоритмов формирования управления и для решения двух задач, демонстрирующих маневренные возможности аэрокосмических аппаратов при движении по суборбитальной траектории.

Рассмотрена нештатная ситуация, связанная с прекращением выведения второй ступени многоцелевой авиационно-космической системы МАКС -орбитального самолета на околоземную орбиту. Исследованы двухканальное и трехканальное управление движением ОС при движении по суборбитальной траектории с недостатком кинетической энергии для реализации траектории спуска в атмосфере, близкой к траектории квазистационарного планирования.

Рассмотрены шесть вариантов начальных условий суборбитального движения ОС, соответствующих различным моментам времени прекращения выведения и различным уровням кинетической энергии. Построены области достижимости на поверхности приведения без учета и с учетом ограничений на управление, на конечные значения скорости, угла наклона траектории и массы аппарата, на максимальные значения нормальной перегрузки и удельного теплового потока в критической точке. Проанализированы структуры многоканального номинального управления по каналам угла атаки, скоростного угла крена и тяги двигательной установки (ДУ).

Рассмотрено суборбитальное движение второй ступени демонстратора технологий авиационно-космических систем МАКС-Д - экспериментального суборбитального самолета. Построены области достижимости ЭСС при двухканальном и трехканальном управлении с учетом ограничений на управление, конечные значения фазовых координат, разность высот при отражении от плотных слоев атмосферы и максимальное значение нормальной перегрузки. Проанализированы закономерности формирования многоканального номинального управления.

Анализ областей достижимости показал существенное увеличение маневренных возможностей аэрокосмических аппаратов при управлении тягой ДУ для двух задач, рассмотренных в работе.

В заключении сформулированы основные результаты исследования и выводы по работе.

Работа выполнена в соответствии с планом госбюджетных научно-исследовательских работ Самарского государственного аэрокосмического университета по теме 04В-В051-038 «Исследование проблем баллистики, динамики и управления движением аэрокосмических аппаратов в атмосфере» (1998-2001г.).

Основные результаты, изложенные в диссертации, докладывались на II, III, IV, V Всесоюзных, VIII, IX, X Всероссийских научно-технических семинарах по управлению движением и навигации летательных аппаратов (1985г., 1987г., 1989г., г. Куйбышев, 1991г., 1997г., 1999г., 2001г., г. Самара); IX Научных чтениях по космонавтике (1987г., г. Москва); XXXIII Научных чтениях памяти К.Э. Циолковского (1998г., г. Калуга); Международной конференции

Математическое моделирование» (2001г., г. Самара); VI Международной конференции «Системный анализ и управление космическими комплексами» (2001г., г. Москва).

По теме диссертации опубликовано 9 работ /7*-15*/, материалы диссертации вошли в 2 научно-технических отчета /77*,78*/. В тексте диссертации в ссылках на литературу знаком «*» отмечены публикации автора по теме исследования.

Основные результаты 3 главы опубликованы в /9*-13*/.

3.1 Области достижимости при движении орбитального самолета в нештатной ситуации

В качестве объекта управления выбран ОС, который совершает управляемое движение в атмосфере по суборбитальной траектории. Рассматривается нештатная ситуация, возникающая при выведении второй ступени МАКС-ОС на орбиту. Схема полета системы МАКС с ОС в нештатной ситуации приведена на рис. ЕЕ

Траектория выведения второй ступени МАКС-ОС является множеством точек, фазовые координаты каждой из которых могут являться начальными условиями движения ОС по траектории возвращения при возникновении нештатной ситуации. На рис. 3.1 показаны зависимости от времени параметров движения при выведении второй ступени МАКС-ОС /1/: скорости V, высоты Н, угла наклона траектории 0, продольной дальности спуска L. Параметры движения при выведении ОС на орбиту спутника Земли меняются в широких пределах, поэтому задача управления решается по-разному для траекторий возвращения, начинающихся на различных участках траектории выведения. Решение задачи управления заключается в определении цели управления, формировании номинальной программы управления и реализации в процессе движения управления, обеспечивающего достижение поставленной цели в условиях действия возмущений.

Н, км

V*10, км/с

Рисунок 3.1 - Параметры движения орбитального самолета с ВТБ оо

Выбор цели управления при возвращении должен производиться одновременно с принятием решения об аварийном прекращении выведения. Цели возвращения зависят от конкретной ситуации и отличаются располагаемым запасом энергии, который можно израсходовать на траектории возвращения.

Максимальный для данного момента времени располагаемый запас удельной (на единицу массы) энергии Е складывается из удельной механической энергии Ем и запаса удельной энергии Е, имеющегося на аппарате топлива, который может быть преобразован в механическую с помощью ДУ аппарата:

V2 V2

Е = ЕМ+ЕТ,ЕН= —+ gH,ET=-^-, где VXap - характеристическая скорость, обусловленная наличием остатков топлива.

Величина удельной энергии топлива после отделения ВТБ соответствует количеству топлива, предназначенного для работы двигателей орбитального маневрирования аппарата, и является неизменной для всех нештатных случаев возвращения ОС на Землю.

На рис. 3.2 показано изменение удельной механической энергии Е в зависимости от времени с момента отделения второй ступени (ОС и ВТБ) от СН системы МАКС-ОС.

Рассмотрим два основных варианта возвращения аэрокосмического аппарата. Первая вариант реализуется в случае, если после возникновения нештатной ситуации располагаемый запас механической энергии ОС (максимален или) достаточен для достижения аппаратом заданной области.

Второй вариант возвращения реализуется, если после возникновения нештатной ситуации располагаемый запас энергии (минимален и) недостаточен для выполнения маневра возвращения ОС. В этом случае дополнительно используется энергия запаса топлива двигателей орбитального маневрирования.

В штатном варианте ОС имеет два ЖРД с тягой по 3000 кН каждый, которые предназначены для выполнения маневров довыведения, перехода с одной орбиты на другую и торможения перед спуском.

Е, км2/с2

Рис. 3.2. Располагаемая удельная механическая энергия ОС в зависимости от времени с момента начала движения ОС с ВТБ

Выбор цели управления ОС в рассматриваемой нештатной ситуации зависит от начальных условий движения по траектории возвращения. Если располагаемый запас энергии достаточен, то целью управления ставится посадка на взлетно-посадочную полосу, т.е. спасение ОС с полезной нагрузкой и экипажем. Если располагаемый запас энергии меньше определенного уровня, то гибель ОС и полезной нагрузки неизбежна. Для сохранения экипажа в этой ситуации следует предусматривать специальные средства спасения, а управление движением ОС должно иметь целью обеспечение безопасных условий для срабатывания этих средств, т.е. приведение аппарата в некоторую заданную область параметров движения.

Управление аэрокосмическим аппаратом в обоих случаях имеет свои особенности. Так посадка на взлетно-посадочную полосу предполагает выполнение строгих требований к текущим параметрам траектории и, особенно к их конечным значениям. Приведение ОС к началу участка предпосадочного маневрирования или в заданную область параметров движения, в которой возможно срабатывание специальных средств спасения экипажа, может происходить в условиях недостаточного для эффективного маневрирования уровня механической энергии.

Управление движением ОС по траектории возвращения осуществляется изменением угла атаки и скоростного угла крена. В случае недостатка механической энергии для достижения цели управления дополнительно используется третий канал управления реактивной тягой ДУ ОС. При формировании управления учитываются ограничения на управляющие зависимости, режимы движения в атмосфере и терминальные условия.

Таким образом, исследование маневренных возможностей ОС при спуке в нештатных ситуациях, связанных с движением по траектории возвращения, сводится к построению на высоте, соответствующей началу участка предпосадочного маневрирования, областей достижимости при движении ОС из начальных условий, соответствующих параметрам рассматриваемого участка выведения.

Построение областей достижимости связано с формированием номинальных программ управления, обеспечивающих приведение ОС на их границы. Границы областей состоят из крайних точек, в которые возможно попадание ОС при движении по суборбитальной траектории возвращения, поэтому задачи формирования соответствующего управления формировались как оптимизационные.

Известны расчетные аэродинамические характеристики ОС. Заданы начальные условия движения по траектории возвращения, ограничения на управление, ограничения на текущие параметры траектории, а также ограничения на отклонения конечных значений фазовых координат от требуемых значений.

В качестве поверхности приведения во всех задачах принята сфера с центром в центре Земли, проходящая на высоте 20 км над земной поверхностью и соответствующая началу участка предпосадочного маневрирования.

Таким образом, решались задачи формирования оптимальных управляющих зависимостей по каналам угла атаки и скоростного угла крена, по каналу управления реактивной тягой двигательной установки, обеспечивающих достижение ОС границ областей достижимости при движении в атмосфере по суборбитальной траектории возвращения с различными начальными условиями. При этом учитывались ограничения на управление, режимы движения в атмосфере и терминальные условия.

Максимальное значение аэродинамического качества ОС на гиперзвуковых скоростях движения в атмосфере принималось равным 1,6. Аэродинамические характеристики аппарата задавались таблично, также таблично задавались параметры атмосферы. Удельный тепловой поток рассчитывался в условной критической точке аппарата, в качестве которой принималась точка поверхности аппарата с радиусом кривизны 1 м.

В модели движения учитывалась несферичность поля тяготения Земли и ее вращение вокруг собственной оси.

Параметры движения по траектории выведения являлись начальными условиями движения по суборбитальной траектории возвращения. Значения скорости, угла наклона траектории и высоты (рис. 3.1) дополнялись нулевыми значениями угла пути, широты и долготы.

Во всех задачах на управляющие зависимости накладывались ограничения: угол атаки мог изменяться от amjn =10° до атах = 45°, а угол скоростного крена по абсолютной величине не мог превышать уата\ = 80°. Максимальное значение массового секундного расхода топлива принималось в зависимости от характеристик ду

При решении задач учитывались следующие ограничения на параметры движения: на конечную скорость (Ук=500м/с± 30м/с), на конечный угол наклона траектории (9K=-100± 1°), на максимальное значение нормальной перегрузки (nymax<3,5) и на максимальное значение теплового потока в критической точке поверхности аппарата (q,max= 630 кДж/м2с).

Количество решаемых задач, отличающихся начальными условиями спуска и соответствующих различным моментам возвращения ОС после возникновения нештатной ситуации выведения второй ступени, равно шести. Из множества точек, фазовые координаты каждой из которых могут являться начальными условиями движения по траектории возвращения (рис.3.1), выбрана базовая точка, соответствующая 300-ой секунде. К этой секунде полета ОС обладает механической энергией примерно вдвое меньшей, чем в конце участка выведения (рис. 3.2). При решении остальных пяти задач начальное время спуска изменялось с шагом 50с и принималось равным: 350с, 250с, 200с, 150с и 100с. Начальные условия движения ОС приведены в таблице 3.1.

Начальные условия движения ОС

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В диссертации решена актуальная научно-техническая задача разработки алгоритмов формирования многоканального управления движением в атмосфере аэрокосмических аппаратов по суборбитальным траекториям с учетом ограничений на управление, фазовые координаты и режимы движения.

Формулировка технической задачи предусматривает формирование управляющих зависимостей по углу атаки, скоростному углу крена и тяги ДУ из условия выполнения ограничений на управление, фазовые координаты и режимы движения при произвольных начальных условиях движения с целью приведения аэрокосмических аппаратов на поверхность с высотой 20 км от поверхности Земли.

Решение задачи заключается в разработке на основе метода последовательной линеаризации алгоритмов и прикладных программ формирования управления движением аэрокосмических аппаратов по суборбитальным траекториям в атмосфере. Они были использованы для исследования маневренных возможностей двух типов аэрокосмических аппаратов - орбитального самолета и экспериментального суборбитального самолета - при суборбитальном движении в атмосфере в штатной и нештатной ситуациях.

Практическая реализация разработанных алгоритмов основывается на выполнении требований, предъявляемых к вычислительным процедурам, реализуемым в вычислительных комплексах управления движением аэрокосмических аппаратов.

Получены следующие результаты.

1. На основе анализа существующих методов решения сформулированной задачи многоканального управления движением аэрокосмических аппаратов в атмосфере обоснован выбор в качестве базового численный метод последовательной линеаризации. Реализация метода последовательной линеаризации осуществлена с использованием конечномерной аппроксимации, которая позволяет свести процесс «улучшения» управления к последовательному решению стандартных задач линейного программирования. Использование метода последовательной линеаризации позволило решить задачи учета разнообразных ограничений на управление, фазовые координаты и режимы движения, характерные для суборбитального движения в атмосфере.

2. На основе метода последовательной линеаризации разработаны алгоритмы формирования номинального многоканального управления, учета ограничений, построения областей достижимости при управлении суборбитальным движением аэрокосмических аппаратов.

Использование алгоритма формирования номинального управления позволяет рассчитывать управляющие зависимости по каналам угла атаки, скоростного угла крена и тяги ДУ, которые оптимизируют заданные критерии качества управления с учетом ограничений на управление, фазовые координаты и режимы движения. Отличительная особенность алгоритма состоит в том, что он позволяет решать задачи с заранее неизвестным числом функционалов.

3. Разработанное программное обеспечение решения задач формирования номинального управления движением аэрокосмических аппаратов по суборбитальным траекториям реализовано в виде пакета прикладных программ. Формирование номинального управления осуществляется в интерактивном режиме.

4. Рассмотрены варианты суборбитального движения орбитального самолета после аварийного прекращения выведения на околоземную орбиту второй ступени многоцелевой авиационно-космической системы МАКС с начальными условиями (начальная скорость существенно меньше круговой, высота меньше условной границы атмосферы), не обеспечивающими движение по траектории квазистационарного планирования.

Для начальных условий движения в атмосфере, соответствующих различным моментам прекращения выведения на орбиту, построены области достижимости на поверхности приведения при двухканальном (по углу атаки и скоростному углу крена) и трехканальном (по углу атаки, скоростному углу крена и тяги двигателя) управлении. Области достижимости построены с учетом ограничений на управление, а также без учета и с учетом ограничений на конечную скорость, на конечный угол наклона траектории, на максимальное значение нормальной перегрузки, на максимальное значение удельного теплового потока в критической точке аппарата.

Проанализированы маневренные возможности орбитального самолета при спуске в нештатной ситуации, а также закономерности формирования номинального управления по каналам угла атаки, скоростного угла крена и секундного массового расхода топлива ДУ.

5. Решена задача формирования управления движением по суборбитальной траектории в атмосфере экспериментального самолета - демонстратора технологий авиационно-космических систем. Сформированы управляющие зависимости по двум каналам (угол атаки и скоростной угол крена) и трем каналам (угол атаки, скоростной угол крена и тяга двигателя). Построены области достижимости на поверхности приведения, характеризующие маневренные возможности экспериментального суборбитального самолета, с учетом ограничений на управление, максимально допустимое значение нормальной перегрузки, количество рикошетов и величину приращения высоты после рикошета.

По результатам проведенных исследований сделаны следующие выводы.

1. Численные процедуры на основе метода последовательной линеаризации позволяют решать задачи формирования многоканального управления аэрокосмическими аппаратами при суборбитальном полете в атмосфере на различных штатных и нештатных режимах движения.

2. Алгоритм формирования номинального управления позволяет рассчитывать управляющие зависимости по каналам угла атаки, скоростного угла крена и тяги ДУ, оптимизирующие заданные критерии качества управления, с учетом ограничений на управление, фазовые координаты и режимы движения.

3. Формирование многоканального управления движением аэрокосмических аппаратов в атмосфере с помощью разработанных алгоритмов обеспечивает уточнение известных и получение новых результатов без введения упрощающих допущений, с использованием адекватных моделей движения в атмосфере, характеристик аппарата и атмосферы, а также с учетом ограничений, связанных с реальными условиями суборбитального движения.

4. Разработанные на основе метода последовательной линеаризации алгоритмы формирования номинального оптимального многоканального управления с учетом и без учета ограничений на фазовые координаты и режимы движения, алгоритмы построения областей достижимости позволяют исследовать предельные возможности аэрокосмических аппаратов по маневрированию в атмосфере при штатных и нештатных режимах движения.

1. Е Авиационно-космические системы: Сборник статей под редакцией F.E. Лозино-Лозинского и А.Е. Братухина. М.: Изд-во МАИ, 1997. - 416 с.

2. Алексеев К.Б., Бебенин Е.Е. Ярошевский В.А. Маневрирование космических аппаратов.-М.: Машиностроение, 1970.-416с.

3. Андреевский В.В. Динамика спуска космических аппаратов на Землю.-М.: Машиностроение, 1970.-236с.

4. Балакин В Л., Лазарев Ю.Н. Автоматизация формирования терминального управления спуском аэрокосмического аппарата в атмосфере // Проблемы машиностроения и автоматизации, 1993.-N 6.-С.33-37.

5. Балакин В.Л., Лазарев Ю.Н. Автоматизированный метод построения областей возможного маневра аэрокосмического аппарата в нештатной ситуации // Проблемы машиностроения и автоматизации, 1995.-N 5-6.-С. 16-20.

6. Балакин В.Л. Лазарев Ю.Н., Потапов И.В. Методы формирования управления аэрокосмическими летательными аппаратами при движении в атмосфере // Известия вузов. Авиационная техника, 1993.-N 2.-С.15-19.

7. Балакин В.Л., Баяндина Т.А. Алгоритм двухканального управления при спуске в атмосфере. // Труды IX Чтений по космонавтике, 1987. С. 119-127.

8. Баяндина Т.А. Управление по ограничению при спуске ЛА в атмосфере. // Труды 3 НТК молодых ученых и специалистов Куйбышев. Авиац. Ин-та: механика твердого тела, 1984,- 11с. Депонировано в ВИНИТИ №6594-84 от 8.10.84г.

9. Баяндина Т.А., Еераськин М.И., Лазарев Ю.Н. Исследование маневренных возможностей аэрокосмического аппарата при спуске в атмосфере в нештатной ситуации // Тезисы докладов XXXIII Научных Чтений Циолковского. Калуга, ИИЕТ РАН, 1998. С.74-75.

10. Баяндина Т.А., Лазарев Ю.Н. Области достижимости орбитального самолета при спуске в нештатных ситуациях. // Тезисы докладов 6-ой Международной конференции «Системный анализ и управление космическими комплексами». Москва: МАИ, 2001. С.46-47.

11. Баяндина Т.А., Лазарев Ю.Н. Исследование маневренных возможностей орбитального самолета при спуске в нештатных ситуациях. // Известия Самарского научного центра Российской академии наук, № 1, 2000.-С.89-93.

12. Белоконов В.М., Балакин В.Л. Оптимальные траектории пространственного спуска на Землю, минимизирующие аэродинамический нагрев аппарата // Оптимизация процессов в авиационной технике. Межвузовский сборник.-Казань, 1978.-Вып.2.-С.3-8.

13. Винокур Ю.А., Африканов Е.А. Аварийное спасение экипажа космического корабля многоразового использования // Научно-технический сборник «Летные исследования и испытания.-М.: Машиностроение, 1993.-С.268-269.

14. Голубев Ю.Ф., Грушевский А.В., Хайруллин Р.З. Законы управления, обеспечивающие максимальную дальность при спуске космического аппарата в атмосфере.-М.: ИПМ им. М.В.Келдыша.-Препринт N 14.-1988.-28с.

15. Голубев Ю.Ф., Грушевский А.В., Хайруллин Р.З. О структуре области достижимости при спуске в атмосфере.-М.: ИПМ им. М.В. Келдыша.-Препринт N 78.-1993.-28c.

16. Голубев Ю.Ф., Серегин И.А. Хайруллин Р.З. Метод плавающих узлов взадачах оптимизации движения при спуске КА в атмосфере.-М.: ИПМ им. М.В.Келдыша.-Препринт N 50.-1991.-28с.

17. Голубев 10.Ф. Серегин И.А., Хайруллин Р.З. Метод рациональной последовательной линеаризации в задачах оптимального управления при спуске КА в атмосфере.-М.: ИПМ им. М.В. Келдыша.-Препринт N 73.-1991.-28e.

18. Голубев Ю.Ф., Хайруллин Р.З. Метод последовательной линеаризации в задачах оптимального управления при входе в атмосферу.-М.: ИПМ им. М.В.Келдыша.-Препринт N 157.-1985.-24с.

19. Голубев Ю.Ф., Демидов В.Н., Серегин И.А., Хайруллин Р.З. Парфенов Г.А. Исследование управляемых механических систем // Известия Академии наук. Техническая кибернетика. 1993.-N 1.-С.83-90.

20. Голубев 10.Ф., Серегин И.А., Хайруллин Р.З. Метод плавающих узлов // Известия АН СССР. Техническая кибернетика, 1991.-N 2.-С.48-53.

21. Голубев Ю.Ф., Хайруллин Р.З. К построению областей достижимости КА на поверхности Земли с учетом фазовых ограничений // Космические исследования, 1996.-Т.43 .-Вып. 1 .-С.24-29.

22. Голубев Ю.Ф., Хайруллин Р.З. К решению задач оптимального управления при входе в атмосферу // Космические исследования, 1987.-Т.25.-Вып.1.-С.37-46.

23. Голубев Ю.Ф., Хайруллин Р.З. Область достижимости с ограничениями на фазовые координаты космического аппарата при входе в атмосферу.-М.: ИПМ им. М.В.Келдыша.-Препринт N 212.-1987.-24с.

24. Горбатенко С.А. Макашов Э.М., Полушкин Ю.Ф., Шефтель JI.B. Механика полета (Общие сведения. Уравнения движения).-М. Машиностроение, 1969.-420с.

25. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры.-Введ.с 01.07.82.

26. Ермольев Ю.М., Гуленко В.П. Конечноразностный метод в задачах оптимального управления // Кибернетика, 1967.-N 3.-С.44-53.

27. Иванов Н.М., Лысенко JI.H., Мартынов А.И. Методы теории систем в задачах управления космическим аппаратом,- М.Машиностроение, 1981.-254с.

28. Иванов Н.М., Мартынов А.И. Управление движением космического аппарата в атмосфере Марса.-М.: Наука, 1977.-416с.

29. Иванов Н.М., Мартынов А.И. Движение космических летательных аппаратов в атмосферах планет.-М.: Наука. 1985.-384с.

30. Ильин В.А., Филатьев А.С. Синтез оптимальных траекторий выведения на орбиту, с любой точки которых возможен спуск в атмосфере с выполнением заданных ограничений. «Космические исследования», АН СССР, т. XXIII, вып. 1, 1985.

31. Каменков Е.Ф. Маневрирование спускаемых аппаратов.-М.: Машиностроение. 1983.-1 84с.

32. Лазарев Ю.Н. Области достижимости и управление движением в атмосфере аэрокосмического аппарата в нештатной ситуации // Космически исследования, 1996. -Т.34. -Вып.4. С.434-438.

33. Лазарев Ю.Н. Решение задач формирования программ управления движением в атмосфере аэрокосмических аппаратов на основе последовательной линеаризации // Космические исследования, 1994.-Т.32.-Вып.4-5.-С.83-91.

34. Лазарев Ю.Н. Управление движением аэрокосмического аппарата в атмосфере на основе метода последовательной линеаризации // Известия Академии наук. Теория и системы управления, 1996.-N.2.-С.134-138.

35. Лебедев А.А. Красильщиков М.Н., Малышев В.В. Оптимальное управление движением космических летательных аппаратов. -М.: Машиностроение, 1974.-200с.

36. Лох У. Динамика и термодинамика спуска в атмосфере планет.-М.: Мир, 1966.-275с.

37. Мартин Дж. Вход в атмосферу. Введение в теорию и практику.-М.: Мир, 1969.-320с.

38. Многоразовый орбитальный корабль «Буран» / Ю.П.Семенов, Г.Е.Лозино-Лозинский, В.Л.Лапыгин, В.А.Тимченко и др. -М.: Машиностроение, 1995.-448с.

39. Наумов B.C. Оптимальные траектории спуска космического аппарата для скоростей входа, близких к круговой // Космические исследования, 1994.-Т.32,-Вып.4-5.-С. 92-101.

40. Одиенко Н.А., Плохих В.П., Ширанов Ю.В., Шкадов Л.М. Построение программы управления углом крена орбитального самолета при спуске в атмосфере //Ученые записки ЦАГИ, 1978.-T.9.-N 2.-С.117-122.

41. Охоцимский Д.Е., Голубев Ю.Ф., Сихарулидзе Ю.Г. Алгоритмы управления космическим аппаратом при входе в атмосферу.-М.: Наука, 1975.-400с.

42. Парышева Г.В., Смирнов С.А., Ярошевский В.А. Определение области достижимости летательного аппарата без тяги. // Ученые записки ЦАГИ, 1981. -вып. 2.

43. Пономарев В.М. Теория управления движением космических аппаратов.1. М.: Наука, 1965.-456с.

44. Поплавский Б.К., Ширанов Ю.В. Космический корабль «Буран». Исследование динамики и управляемости // Научно- технический сборник «Летные исследования и испытания. -ML: Машиностроение, 1993.-С.263-268.

45. Проблемы управления воздушно-космическим самолетом системы «Спейс Шаттл» при спуске в атмосфере / Центр, аэрогидродин. ин-т. -Обзор N 653, 1985.-64с.

46. Пропой А.И. Методы возможных направлений в задачах оптимального дискретного управления // Автоматика и телемеханика, 1967.-N 2.-С.69-79.

47. Разыграев А.П. Основы управления полетом космических аппаратов и кораблей.-М.: Машинострение, 1977.-470с.

48. Струков Ю.П. Мировое самолетостроение // Итоги науки и техники. Сер. «Авиастроение» / ВИНИТИ.-М., 1991.-286с.

49. Управление космическими летательными аппаратами /Под ред. К.Леондеса.-М.: Машиностроение. 1967.-324с.

50. Федоренко Р.П. Приближенное решение задач оптимального управления.-М.: Наука, 1978.-488с.

51. Филатьев А.С. Особенности траекторий входа в атмосферу с докруговой скоростью. В сб.: «Идеи Ф.А. Цандера и развитие ракетно-космической науки и техники», М.: Наука, 1983.

52. Филатьев А.С. Синтез оптимального управления ЛА при спуске в атмосфере по существенно нестационарным траекториям. Тезисы VIII Всесоюзной конференции по управлению в механических системах, АН СССР, г. Львов, 1988г.

53. Хайруллин Р.З. Область маневрирования КЛА при входе в атмосферу с околокруговой скоростью и большим углом входа.-М.: ИПМ им. М.В. Келдыша. Препринт № 63.-1994.-36c.

54. Хайруллин Р.З. Особые управления и скользящие режимы в задачах оптимизации при входе КА в атмосферу.-М.: ИПМ им. М.В. Келдыша. Препринт № 63.-1994.-28c.

55. Хайруллин Р.З. Пространственная область достижимости при входе КЛА ватмосферу.-М.: И ГШ им. М.В. Келдыша. Препринт № 72,-1994.-20с.

56. Хайруллин Р.З. К решению задачи о построении области приведения KJIA в заданную точку при входе в атмосферу.-М.: ИПМ им. М.В. Келдыша. Препринт № 74.-1994.-20c.

57. Хайруллин Р.З. Оптимальные комфортабельные траектории спуска КА в атмосфере // Космические исследования, 1995. -Т.ЗЗ.-Вып.2.-С.201-209.

58. Хайруллин Р.З. Построение области маневрирования космического аппарата при входе в атмосферу с почти круговой скоростью и большим углом входа // Космические исследования, 1995.-Т.33.-Вып.5.-С.503-512.

59. Хайруллин Р.З. Построение пространственной области достижимости КА при входе в атмосферу с околокруговой скоростью и большим углом входа // Космические исследования, 1996. -Т.34.-Вып.1 .-С.81-86.

60. Шкадов JI.M., Буханова Р.С., Илларионов В.Ф., Плохих В.П. Механика оптимального пространственного движения летательных аппаратов в атмосфере,-М.: Машиностроение, 1972.-240с.

61. Черноусысо Ф.Л., Баничук В.П. Вариационные задачи механики и управления.-М.: Наука, 1973.-238с.

62. Ярошевский В.А. Вход в атмосферу космических летательных аппаратов.-М.: Наука, 1988.-336с.

63. Ярошевский В.А. Алгоритмы управления траекторным движением космических летательных аппаратов на этапе входа в атмосферу. // Авиакосмическая техника и технология, 1999.-№1. С. 13-22.

64. Bennet D.E. Space Shuttle entry flight control overview // Journal of Astronautical Sciences, 1983. Vol. 31, No.4. Pp.569-578.

65. Eisler G.R., Hull D.G. Guidance law for hypersonic descent to a point // Journal of Guidance. Control and Dynamics, 1994, Vol.17, No.4, Pp.649-654.

66. Filatyev A.S., Yanova O.V. Nonequilibrium Reentry. ICAS-2.2-1, Proceedings of the 21st 1CAS Congress, September 7-14, 1996, Sorrento, Italy.

67. Filatyev A.S. Space Vehicle Safety Problem: Reentry with Subcircular Speeds. IAA 93-731. Space Safety and Rescue 1993, Science and Technology Series, Volume 87,

68. American Astronautical Society Publication, 1993, pp 31 -40

69. Filatyev A.S. Critical Reentry Conditions. ISTS 94-C-32. 19th International Symposium on Space Technology and Science, Yokohama, Japan, May 15-24, 1994.

70. Filatyev A.S. "Paradoxes"' of optimal solutions in problems of space vehicle injection and reentry. Acta Astronautica, vol. 47, issue 1, pages 11-18, 2000.

71. Harpold J.C., Graves C.A. Shuttle entry guidance//Journal of Astronautical Sciences, 1979. Vol. 27, No.3. Pp.239-268.

72. Tabak D., Kuo B.C. Application of mathematical programming in the design of optimal control systems //International Journal of Control. 1969.-N 5.-P.548-552.