РЕФЕРАТ

СПУСК И ПОСАДКА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ (КА)

НА ПЛАНЕТЫ БЕЗ АТМОСФЕРЫ

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 жи-вет. Но если
раньше человек мог только  наблюдать  движение небесных тел  и  изучать  на
расстоянии некоторые (зачастую малопонятные) их свойства, то сейчас
научно-техническая ре-волюция дала  возможность достичь ряда небесных тел
Солнеч-ной Системы и провести наблюдения и даже активные  экспери-менты с
близкого расстояния в их атмосферах и на поверхнос-тях. Эта возможность
детального изучения «на месте» изменя-ет саму методологию изучения небесных
тел, которая уже сей-час широко использует арсенал средств и подходов,
применяе-мых в комплексе наук о Земле. На стыке планетной астрофизи-ки и
геологии идет формирование новой ветви научного знания - сравнительной 
планетологии.  Параллельно на базе законов электродинамики, атомной физики и
физики плазмы идет форми-рование другого подхода к изучению Солнечной системы -
кос-мической 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
на-

·    
2 -

дежность. Основными задачами спускаемых и 
посадочных  (ПА) аппаратов являются  торможение  и  сближение с поверхностью
планеты, посадка, работа на поверхности, иногда взлет с по-верхности для
доставки возвращаемого аппарата на землю. Для обеспечения надежного решения
всех этих задач при  проекти-ровании СА и ПА необходимо учитывать условия в
окрестностях и на поверхности изучаемого тела:  ускорение свободного па-дения,
наличие или отсутствие атмосферы,  а также ее свойс-тва, 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 пос-тавленные
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  ин-тенсивные
воздействия,  определяющие  основные  технические решения и основные требования
к выбору всей схемы полета.

Отметим наиболее трудоемкие и сложные задачи , 
решае-

·    
3 -

мые при проектировании СА:

исследование проблем  баллистического  и 
планирующего спусков в атмосфере;

исследование динамики и устойчивости движения при
раз-личных режимах полета с учетом нелинейности  аэродинамичес-ких
характеристик ;

разработка систем торможения с  учетом  задач 
научных измерений в определенных слоях атмосферы, особенностей ком-поновки
спускаемого аппарата,  его  параметров  движения  и траектории.

Что касается спуска  на  планеты,  лишенные 
атмосферы (классическим примером здесь является Луна), то в этом слу-чае
единственной возможностью является  использование  тор-мозного двигателя,  чаще
всего жидкостного (ЖРД).  Эта осо-бенность порождает дополнительные (кроме
чисто баллистичес-ких) проблемы,  связанные  с управлением и стабилизацией СА
на так называемых активных участках - участках  работы  ра-кетного 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

·    
4 -

на корпус СА,  вызывают  его  поворот  относительно 
центра масс, что  воспринимается  чувствительным элементом системы
стабилизации, который, в свою очередь, вырабатывает команд-ный 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, од-нако, 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 конс-

труктивный облик СА целиком (или,  во всяком случае, в
зна-

чительной мере) определяет его динамику - реакцию на
возму-

щение в процессе посадки. Следовательно, задача
теоретичес-

кого анализа заключается в выборе математического
аппарата,

способного выявить эту зависимость на языке,  понятном
раз-

работчику. Такой аппарат существует,  и он опирается
на из-

вестные термины «управляемость», «наблюдаемость»,
«стабили-

зируемость», характеризующие именно свойства СА как
объекта

·    
5 -

управления в процессе регулирования.

Этот аппарат дает возможность детально изучить
зависи-мость «качества» конструктивно-компоновочной  схемы  СА  от его
проектных  параметров и в конечном счете дать необходи-мые рекомендации по
доработке компоновки объекта либо обос-новать направление дальнейших доработок.

Обычно для стабилизации СА кроме изменения  компоновки
объекта используют также демпферы колебаний топлива,  наст-ройку 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 устойчи-вости 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 «ин-женер -
ЭВМ».

Рассмотрим другой  круг задач проектирования -
моделиро-вание процессов ударного взаимодействия посадочного аппара-та с
поверхностью планеты.

Многие достижения отечественной и зарубежной космонав-

тики были  связаны  с применением посадочных аппаратов
(ПА)

для непосредственного,  контактного,  исследования 
Луны  и

планет Солнечной системы. Использование ПА потребовало
раз-

·    
6 -

работки новых  теоретических  и  экспериментальных 
методов исследований, так как этап посадки,  характеризуемый значи-тельными (по
сравнению с другими этапами) действующими наг-рузками, аппаратурными 
перегрузками и возможностью опроки-дывания 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  по-садки, начальными
характеристиками и ориентацией СА,  упру-гостью его конструкции и др.

Очевидно, что в таких условиях полная оценка
надежнос-ти всего этапа посадки возможна лишь при глубоком и всесто-роннем
аналитическом исследовании характеристик ПА, завися-щем от наличия
математических моделей процесса и  расчетных (или расчетно-экспериментальных)
методов организации расче-тов.

С точки зрения численного решения задача посадки,  при

учете всех сторон процесса, характеризуется большим
потреб-

ным машинным  временем  расчета для одной посадочной
ситуа-

ции(до 10 с при быстродействии ЭВМ примерно 10
операций в 1

с), большим количеством возможных посадочных
ситуаций,  ог-

раничениями на шаг  интегрирования  уравнений 
движения  СА

(резкое изменение  величин действующих усилий может
вызвать

·    
7 -

вычислительную неустойчивость алгоритма). При
параметричес-ком исследовании характеристик СА,  в ряде случаев проводи-мом
автоматизированно,  возможно появление  так  называемых «окон неустойчивости»,
где расчет динамики аппарата нецеле-сообразен 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 харак-теристик,
наиболее разумно использовать упрощенные  матема-тические модели процесса
(например,  модель посадки на ров-ную 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 
необходи-мость оценки  влияния незначительных конструктивных измене-ний на
характеристики процесса  или  оперативной  обработки результатов испытаний  в
найденных заранее расчетных случа-ях (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,

·    
8 -

значительная часть дорогостоящего машинного времени 
расхо-дуется 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
на-писания, а оперативная и постоянная отладка программ на ЭВМ в диалоговом
режиме работы нежелательна из-за большого вре-мени их компиляции и
неэкономичного режима работы ЭВМ.

Так как в настоящее время не происходит 
значительного усложнения структуры моделей процесса посадки,  то одновре-менное
увеличение  быстродействия  ПЭВМ  вызывает   широкое внедрение последних в
расчетную инженерную практику.

ТИПИЧНЫЕ СХЕМЫ СПУСКА.

Посадка космических аппаратов на поверхность
безатмос-ферной планеты (например,Луны) обычно производится по схеме полета, предусматривающей 
предварительный  перевод  КА  на планетоцентрическую орбиту ожидания 
(окололунную  орбиту).

Перспективность и  преимущество такой схемы посадки
опреде-

ляются следующими обстоятельствами:  свобода в выборе
места

посадки; возможность проверки системы управления
непосредс-

·    
9 -

твенно перед спуском;  возможность уменьшения массы
СА, так как часть  массы  можно оставить на орбите ожидания (напри-мер, топливо
или прочный термозащитный отсек для посадки на Землю при возвращении).

После проведения на промежуточной  орбите 
необходимых операций подготовки  к  спуску  включается тормозной двига-тель, и
спускаемый аппарат переводится с орбиты ожидания на переходную орбиту  - эллипс
траектории спуска (рис.1) с пе-рицентром вблизи предполагаемого места посадки. 
В  опреде-ленной точке переходной орбиты вновь включается двигатель и
начинается участок основного торможения,на котором решается задача
эффективного   гашения  горизонтальной  составляющей вектора скорости СА.

Управление на  этом участке производится по
программе, обеспечивающей заданные значения координат в конце  участка при
минимальном расходе топлива; информация при этом посту-пает с инерциальных
датчиков.

Заданные конечные значения координат определяют вид
но-минальной траектории спуска на последующем участке конечно-го спуска 
(«прецизионном»  участке);  спуск может осущест-вляться по вертикальной или
наклонной траектории.

Типичные траектории  полета на основном участке основ-

ного торможения представлены на рис.2.  Кривая 1
заканчива-

ется наклонной  траекторией  конечного  спуска, 
кривая 2 -

·    
10 -

вертикальной траекторией.Стрелками   показаны  
направления вектора тяги ракетного двигателя,  совпадающие с продольной осью
СА.  На рис.3 представлена  (в  увеличенном  масштабе) наклонная траектория 
полета  на  участке  (А,О)  конечного спуска.

На участке конечного спуска, измерение фазовых
коорди-нат объекта производится радиолокационным дальномером и из-мерителем
скорости (доплеровским локатором).

К началу этого участка могут  накопиться  значительные
отклонения (от программных значений) координат,  характери-зующих процесс
спуска.  Причиной этого  являются  случайные погрешности определения параметров
орбиты ожидания, погреш-ность отработки тормозного импульса, недостоверность
сведе-ний о  гравитационном поле  планеты, закладываемых в расчет траектории
спуска.

Кроме того,  полет на всех участках подвержен
действию случайных возмущений - неопределенности величины массы  СА, отклонения
от номинала тяги тормозного двигателя и т.д. Все это в сочетании с неточностью
априорного знания рельефа по-верхности в районе посадки, делает необходимым
терминальное управление мягкой посадкой.  В качестве исходной информации
используются результаты  измерения высоты и скорости сниже-ния. Система
управления мягкой посадкой  должна  обеспечить заданную точность посадки при
минимальных затратах топлива.

·    
11 -

На завершающем участке спуска (см.  рис.3) -
«верньер-ном» участке  (В,О) происходит обычно вертикальный полет СА с 
глубоким  дросселированием  тяги  тормозного  двигателя.  Верньерный участок
вводится для того, чтобы повысить конеч-ную точность посадки,  так как влияние
погрешностей опреде-ления параметров траектории на точность посадки СА
снижает-ся при уменьшении величины отрицательного ускорения.  Кроме того, 
если  тяга  непосредственно перед посадкой мала,  то уменьшается возможность
выброса породы под действием  газо-вой струи и уменьшается опрокидывающее
воздейсвие на СА от-раженной от поверхности планеты реактивной струи.

ЗАДАЧИ, РЕШАЕМЫЕ СИСТЕМОЙ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ СА.

Таким образом,  основное назначение системы
управления полетом СА - компенсация возмущений,  возникающих в  полете или
являющихся результатом неточности выведения СА на орби-ту ожидания.  СА
стартует обычно с орбиты ожидания, поэтому задачи  управления естественно
разделить на следующие груп-пы:

1.управление на участке предварительного торможения;

2.управление на пассивном участке;

3.управление на участке основного торможения;

·    
12 -

4.управление на «верньерном» участке;

Более удобна  классификация  задач по 
функциональному назначению (рис.4).

Основной навигационной задачей является (рис.5) 
изме-рение навигационных параметров и определение по ним текущих кинематических
параметров движения (координат и  скорости), характеризующих возмущенную
траекторию (орбиту) движения СА.

В задачу наведения входит определение потребных
управ-ляющих воздействий,  которые  обеспечивают  приведение СА в заданную
точку пространсва с заданной скоростью и в требуе-мый момент времени, с учетом
текущих кинематическихпарамет-ров движения,  определенных с помощью решения
навигационной задачи, заданных ограничений и характеристик объекта управ-ления.

Задачу  управления можно проиллюстрировать  примером -

алгоритмом управления мягкой посадкой СА на Луну.
Структур-

ная схема  соответствующей  системы управления
представлена

на рис.6

Радиодальномер измеряет расстояние r до лунной поверх-

ностивдоль определенного направления, обычно
совпадающего с

направлением продольной  оси СА.  Доплеровский локатор
дает

информацию о текущем векторе скорости снижения  V, 
инерци-

альные датчики  измеряют вектор Q углового положения
СА,  а

·    
13 -

также вектор кажущегося ускорения V.

Результаты измерений поступают  на выход 
управляющего устройства, в котором составляются оценки координат,
харак-теризующих процесс  спуска (в частности,  высоты СА над по-верхностью
Луны),  и формируются на их  основе  управляющие сигналы U ,  U , U ,
обеспечивающие терминальное управление мягкой посадкой (O - связанная система
координат  СА).  При этом U , U задают ориентацию продольной оси СА (и,
следова-тельно, тяги двигателя) и используюся как уставки для рабо-ты системы
стабилизации, а управляющий сигнал U  задает те-кущее значение тяги тормозного
двигателя.

В результате обработки сигналов U ,  U , U ,
тормозным двигателем и системой стабилизации полет СА  корректируется таким
образом,  чтобы обеспечить выполнение заданных терми-нальных условий мягкой
посадки.  Конечная точность поссадки считается удовлетворительной,  если 
величина  вертикальной составляющей скорости в момент контакта с поверхностью
пла-неты не  вызывает  допустимой деформации конструкции СА,  а горизонтальная
составляющая скорости не приводит к  опроки-дыванию аппарата.

Задачи ориентации и стабилизации как задачи
управления СА относительно  центра  масс формулируется следующим обра-зом:

1.совмещение осей спускаемого аппарата (или одной
оси) с

·    
14 -

осями (или осью) некоторой  системы  координат, 
называемой базовой системой  отсчета,  движение которой в пространстве известно
(задача ориентации);

2.устранение неизбежно  возникающих в полете малых
угло-вых отклонений осей космического аппарата от  соответствую-щих осей
базовой системы отсчета (задача стабилизации).

Заметим, что весь полет СА разбивается,  по 
существу, на два участка:  активный (при работе маршевого двигателя); пассивный
(при действии на СА  только  сил  гравитационного характера).

Решения перечисленных задач  (навигации  и 
наведения, ориентации и стабилизации) на активных и пассивных участках имеют
свою специфику.

Например, процесс   управления  полетом  на 
пассивных участках характеризуется ,  как правило, относительной мед-ленностью
и  большой  дискретностью  приложения управляющих воздействий.

Совершенно иным является процесс управления полетом
на активном участке,  например, при посадке на Луну. Непрерыв-но, начиная  с 
момента  включения  тормозного двигателя,на борту решается навигационная
задача:  определяются  текущие координаты СА  и  прогнозируются 
кинематические  параметры движения на момент выключения двигателя.

Так же  непрерывно вычисляются и реализуются
необходи-

·    
15 -

мые управляющие воздействия (момент силы)  в 
продольной  и поперечной плоскости наведения.  Процесс управления на этом этапе
характеризуется большой динамичностью и,как  правило, непрерывностью. В 
некоторых случаях задача наведения может решаться дискретно,причем интервал
квантования  по  времени определяется требованиями к динамике и точности
наведения.

Для решения перечисленных задач система управления
по-летом СА последовательно (или параллельно) работает в режи-мах ориентации, 
стабилизации,   навигации   и   наведения.  Приборы и  устройства, 
обеспечивающие  выполнение того или иного режима управления и составляющие
часть всего  аппара-турного комплекса системы управления, обычно называют
сис-темами навигакции, наведения, ориентации и стабилизации.

Наиболее часто на практике системы, управляющие
движе-нием центра масс космического корабля,  называют  системами навигации и 
наведения,  а  системы,  управляющие движением космического корабля
относительно центра  масс,-  системами ориентации и стабилизации.

КОМПОНОВОЧНАЯ СХЕМА И УСТОЙЧИВОСТЬ СА.

Устойчивость - важнейшее свойство,  которым должен
об-ладать СА во время всех эволюций при посадке на планету.

Проблема обеспечения устойчивости, как известно,
общая

·    
16 -

проблема для всех движущихся объектов,  в каждом
конкретном случае решаемая,  однако,  по-разному.  И  в данном случае,
применительно к СА, она также имеет свою специфику.

Дело в том, что жидкое топливо, питающее ракетный
дви-гатель во время его работы, колеблется (в силу наличия слу-чайных
возмущений). Воздействуя на корпус СА, эти колебания порождают колебания СА в
целом.

Чувствительные элементы(гироскопы)  реагируют на
коле-бания корпуса и включают,  в свою  очередь  соответствующие исполнительные
органы (рули), тем самым формируя замкнутую колебательную систему спускаемый
аппарат - автомат стабили-зации (СА - АС).

При определенных условиях,  в значительной степени
за-висящих от « совершенства»  компоновки СА,  могут возникнуть нарастающие
колебания корпуса  СА,  приводящие  в  конечном счете к его разрушению.

Характерным здесь является то, что корни
неустойчивос-ти лежат именно в особенностях компоновочной схемы СА,  что влечет
за собой необходимость самого тщательного исследова-ния этих особенностей
(рис.7).

Использование жидкостного  ракетного   двигателя  
для обеспечения мягкой  посадки  СА порождает,  как видно,  ряд проблем,
связанных с обеспечением его устойчивости.

Займемся одной  из них,  а именно - исследованием
роли

·    
17 -

конструктивных параметров компоновочной схемы СА в
формиро-вании динамических свойств СА как управляемой системы.

Управление СА относительно центра  масс  в 
плоскостях тангажа и  рыскания  осуществляется  специальным  автоматом
стабилизации путем создания управляющих моментов при  целе-направленном
включении  управляющих двигателей.  Возможны и другие схемы управления, 
например, путем перераспределения тяг управляющих  двигателей или отклонения
маршевого двига-теля (газового руля).

Что касается топливных баков, то они обычно
выполняют-ся в виде тонкостенных  оболочек  различной  геометрической
конфигурации  (обычно  осесимметричной)  и размещены внутри СА.

Какими параметрами  желательно  характеризовать  ту
или иную компоновочную схему с тем,  чтобы формализовать  даль-нейший анализ? 
С точки зрения динамики представляют инте-рес те,  которые в первую очередь 
характеризуют:  форму  и расположение топливных баков; положение центра масс
СА; по-ложение и тип управляющих органов;  соотношение  плотностей компонентов
топлива;  «удлинение» (т.е.  отношение высоты к диаметру) СА.

Будем предполагать,  что траектория посадки СА выбрана

(и является оптимальной в том или ином смысле).  Есть
также

(или формируется в процессе полета) программа работы
марше-

·    
18 -

вого двигателя.  Все это однозначно  определяет 
упомянутые выше параметры  компоновочной схемы СА в каждый момент вре-мени
активного участка.

Этих предположений  достаточно для формализации
обсуж-даемой проблемы - исследования влияния особенностей  компо-новки СА на
его устойчивость.

Однако задача стабилизации СА при посадке на 
планеты, лишенные атмосферы,  включающая в себя анализ динамики объ-екта,
исследование причины  неустойчивости  и  методов  ее устранения, не допускает
полной формализации и требует прив-лечения диалоговой технологии исследования.

Для построения  такой  технологии необходимо начать
с анализа основных факторов,  определяющих в  конечном  счете структуру диалога
«человек - ЭВМ»,  а именно:  особенностей СА как механической системы; особенностей
его математичес-ких моделей; своеобразия методов исследования этих моделей.

Спускаемый аппарат как механическая система 
представ-ляет собой  тонкостенную  (частично ферменную) конструкцию, снабженную
тормозным устройством - жидкостным ракетным дви-гателем - и необходимой
системой стабилизации.

Важной особенностью компоновочной  схемы  СА 
является наличие в  конструкции топливных отсеков (с горючим и окис-лителем)
различной геометрической конфигурации.

Стабилизация СА относительно центра масс осуществляет-

·    
19 -

ся специальным автоматом стабилизации путем создания
управ-ляющих моментов  за счет отклонения управляющих двигателей, маршевого
двигателя или газовых рулей.

В процессе  движения СА жидкость в отсеках
колеблется, корпус аппарата испытывает упругие деформации,  все это по-рождает
колебания объекта в целом.

Чувствительные элементы (гироскопы)  и 
исполнительные элементы (рули)  замыкают  колебательную систему спускаемый
аппарат - автомат стабилизации и рождают весь комплекс воп-росов, связанный  с
обеспечением устойчивости системы в це-лом.

Движение СА  мы  представляем  себе  как
«возмущенное» движение, наложенное на программную траекторию. Термин
«ус-тойчивость» относится именно к этому возмущенному движению.

Уместно заметить,  что выбор модели представляет
собой хороший пример  неформализуемой  процедуры:  без  участия разработчика он
в принципе невозможен.

Какими соображениями руководствуется инженер при
выбо-ре моделей?

Прежде всего  ясно,  что  не  имеет смысла
перегружать расчетную модель различными подробностями,  делая ее  неоп-равданно
сложной.  Поэтому представляются разумными следую-щие соображения.

Для анализа запасов статистической устойчивости
объек-

·    
20 -

та можно ограничиться моделью твердого жесткого
тела.

При выборе же характеристик устройств, 
ограничивающих подвижность жидкости в отсеках,  необходимо  уже  учитывать
волновые движения на свободной поверхности жидкости как ис-точник возмущающих
моментов.

Выбор рационального размещения датчиков системы
стаби-лизации объекта приходится делать с учетом упругости.

Некоторые методы, используемые  при  анализе 
процессов стабилизации, связаны с анализом динамических свойств  объ-екта в
некоторый фиксированный момент времени.  Для получе-ния интегральных
характеристик объекта в течение небольшого интервала времени или на всем
исследуемом участке использу-ются геометрические  методы,  связанные  с 
построением   в пространстве областей устойчивости,  стабилизируемости
спе-циальным образом выбранных  параметров  (как  безразмерных, так и размерных).
Эти методы также позволяют длать ответ на вопрос, насколько велик запас
устойчивости или стабилизиру-емости, и  помогают выяснить причины возникновения
неустой-чивости.

Существует еще группа методов обеспечения
устойчивости СА, включающая в себя:

1)  рациональный  выбор структуры и параметров автомата
стабилизации ;

2)  демпфирование  колебаний  жидкости  в отсеках с по-

·    
21 -

мощью установки специальных устройств;

3)  рациональный выбор компоновочной схемы объекта
(пе-рекомпоновка), с одновременной настройкой параметров АС или с
принципиальным изменением его структуры.

Обратимся теперь собственно к термину «технология 
ре-шения» проблемы.  Под этим термином мы будем понимать набор комплексов
отдельных подзадач,  на которые разбивается  об-суждаемоая задача,
математических методов и соответствующих технических средств для их
реализации,  процедур, регламен-тирующих порядок использования этих средств и
обеспечивающих решение задачи в целом.

Конечной целью проектных разработок по динамике СА
яв-ляется обеспечение его  устойчивости  на  участке  посадки.  Этой задаче
подчинены все другие, в том числе и задача ана-лиза структурных свойств СА как
объекта  регулирования  (по управляемости, наблюдаемости, стабилизируемости).

Так как устойчивость - это то,  что в  конечном  счете

интересует  разработчиков (и заказчиков), то с этой 
задачи

(в плане предварительной оценки) приходится начинать в
про-

цессе исследования, ею же приходится и завершать все
разра-

ботки при окончательной доводке параметров системы
стабили-

зации. При этом меняется лишь глубина проработки этого
воп-

роса: на первом этапе используются сравнительно
грубые  мо-

дели как объекта регулирования, так и регулятора. На
конеч-

·    
22 -

ном этапе,  после того как проведен комплекс 
исследований, проводится детальный анализ устойчивости и качества процес-сов
регулирования объекта.

Итак, следует  руководствоваться  следующим
принципом:

занимаясь анализом динамики объекта,  начав с оценки
устой-чивости, время от времени надо возвращаться к ней, проверяя все идеи и
рекомендации,  полученные в процессе анализа  на замкнутой системе объект -
регулятор,  используя (по обста-новке) грубые или уточненные модели как
объекта,  так и ре-гулятора.

Этот принцип и лежит в основе комплекса процедур,
рег-ламентирующих порядок  использования  моделей  СА,  методов анализа этих
моделей,  обеспечивающих решение задачи устой-чивости СА в целом.

ЛИТЕРАТУРА

1.  «Проектирование  спускаемых  автоматических космических
аппаратов» под редакцией члена-корреспондента АН СССР В.М.Ковтуненко. М.:

Машиностроение, 1985.

2.  Баженов В.И., Осин М.С. Посадка космических аппаратов на
планеты. М.: Машиностроение, 1978.