Особенности бортового баллистико-навигационного обеспечения cпуска в системе управления транспортного пилотируемого корабля «Союз ТМА»

У

правление подвижными объектами и навигация

УДК 629.78

ОСОБЕННОСТИ БОРТОВОГО ОБЕСОЕЧЕОНЯ СПУСКА В СИСТЕМЕ УОРАВЛЕНИЯ ТРДНСООРТНОГО ОНЛОТИРУЕМОГО КОРАБЛЯ «СОЮЗ ТМА»

Е.А. Микрин, Л.И. Комарова, И.В. Орловский, С.Н. Евдокимов, А.И. Лукашевич

Рассмотрены задачи автономного баллистико-навигационного обеспечения спуска на расчетный полигон космического аппарата сер. «Союз ТМА». Описаны режимы и особенности бортовых алгоритмов определения параметров навигационного вектора состояния, процедуры контроля данных на этапе подготовки спуска и схода с орбиты, а в аварийных ситуациях — оперативного вычисления данных по коррекции циклограммы спуска, тормозному импульсу и параметрам попадающей траектории.

Ключевые слова: транспортный пилотируемый корабль, спускаемый аппарат, автономное баллис-тико-навигационное обеспечение.

ВВЕДЕНИЕ

В настоящее время проблеме автономизации управления полетом космических аппаратов (КА) уделяется большое внимание. Существенные доводы в пользу углубления автономности полета КА состоят в повышении надежности и безопасности выполнения полетной программы благодаря решению на борту задач контроля, диагностики, а также баллистико-навигационного обеспечения и автономного планирования динамических операций.

Безопасность спуска КА и успешное выполнение программы его полета в целом в значительной степени определяется возможностью приведения спускаемого аппарата (СА) на полигон, удовлетворяющий условиям безопасной посадки. Такая возможность должна автономно (на борту КА) обеспечиваться, включая и аварийные ситуации, требующие оперативной коррекции программы полета в реальном времени.

Первый вариант решения этой задачи был реализован в бортовой системе управления (СУ) движением и навигации транспортного пилотируемого корабля (ТПК) «Союз ТМ» [1] и получил даль-

нейшее развитие на ТПК «Союз ТМА» [2] путем внедрения в вычислительный комплекс СУ программ баллистико-навигационного обеспечения (БНО) и координатно-временного управления спуском широкого назначения.

В статье описываются средства БНО, применяемые для автономной организации спуска на расчетный полигон в штатных условиях и при нарушениях процесса схода с орбиты. По результатам работы программ БНО проверяется наличие и пригодность уставочной информации, а в нештатных ситуациях подготавливаются данные по коррекции циклограммы спуска, тормозного импульса и параметров попадающей траектории.

В целях повышения комфортности полета баллистико-навигационная информация предоставляется экипажу в зоне постоянной информации и на специализированных форматах дисплеев пульта космонавтов. Представляемая информация позволяет экипажу выполнять операции по организации и сопровождению спуска, а также планировать работу при полете по орбите.

Далее описываются функциональный состав и характеристики режимов БНО в системе управления ТПК «Союз ТМА».

58

СОЫТВОЬ БОЕЫСЕБ № 6 • 2010

16916279

1. РЕЖИМЫ НАВИГАЦИОННОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТПК

Бортовые программы навигационного обеспечения ТПК функционируют на всех участках полета вплоть до разделения отсеков корабля и должны удовлетворять требованиям непрерывного синхронного прогноза навигационного вектора состояния (ВС), точность которого определяется требованиями обеспечения спуска на заданный полигон в любой момент на суточном интервале полета.

Расчет навигационного ВС (режим «Текущий прогноз ВС») осуществляется на базе бесплатфор-менной инерциальной навигационной системы (БИНС), основу которой составляют прецизионные измерители и развитая математическая модель формирования исходной информации. Уравнение движения центра масс КА в инерциальной системе координат имеет вид:

^ = а + «(г),

Л

где а — вектор ускорения, создаваемого равнодействующей внешних (немассовых) сил: сил, создаваемых тягой двигателей (а^), и аэродинамических

сил (ааэр); «(г) — ускорение, создаваемое равнодействующей сил притяжения Землей; г — радиус-вектор центра масс.

На активных участках орбитального полета ускорение а измеряется акселерометрами БИНС, на пассивных участках полета ускорения ак и ааэр определяются с помощью моделей управляющих двигателей ориентации, аэродинамических сил и высотной атмосферы, плотность которой определяется на высотах в диапазоне 700...120 км с учетом таких факторов, как сезонность, солнечная и геомагнитная активность, текущее положение объекта на орбите. В используемой модели гравитационного поля Земли учитываются аномалии поля с удержанием зональных, тессеральных и секториальных гармоник вплоть до восьмого порядка включительно; форма Земли описывается эллипсоидом вращения.

Навигационный ВС формируется координатами радиус-вектора и компонентами скорости ТПК в инерциальной экваториальной системе координат эпохи 2000 г. (Т2000) и сопровождается соответствующим ему временем (в шкале декретного московского времени).

Схема бортовых расчетов текущего ВС имеет некоторые особенности.

Для обеспечения высокой точности расчетов (с учетом малых ускорений) и непрерывного пред-

ставления синхронной (с тактом бортовой ЦВМ 0,2 с) навигационной информации текущий прогноз ВС выполняется по двухуровневой схеме путем совместной работы программ «Расчет точного ВС» и «Синхронный расчет ВС», которые функционально образуют единый программный модуль «Текущий прогноз ВС КА».

Режим «Расчет точного ВС» реализуется программой, выполняемой на восьми базовых тактах бортовой ЦВМ. Уравнения движения ТПК интегрируются методом Рунге—Кутта четвертого порядка точности с шагом 20 с. Программа отслеживает обновление информации о «начальном» ВС и параметрах среды. В качестве «начального» ВС принимается вектор состояния, формируемый на Земле по результатам радиоизмерений орбиты и согласования с бортовой динамической моделью ТПК. Если время обновленного «начального» ВС отстает от текущего времени полета более чем на 20 с, осуществляется «подгонка» ВС к текущему времени, при этом снимается признак о готовности ВС. Отношение скорости «подгонки» ВС к текущему времени составляет 25:1.

В состав программы «Расчет точного ВС» входит упомянутая развитая модель исходной информации, близкая к модели, используемой при баллистических расчетах на Земле. Информация об

о

ускорениях а ($, создаваемых работой двигателей, подготавливается программой «Синхронный расчет ВС» в виде полиномов третьей степени и учитывается в программе «Расчет точного ВС».

Погрешность расчетов ВС определяется:

— погрешностью начальной выставки БИНС компонентов ВС и положения инерциального базиса БИНС в системе координат J2000;

— погрешностью измерителей угловой скорости и акселерометров;

— погрешностью априорной информации о параметрах объекта и среды;

— погрешностью реализации бортовой динамической модели.

Первые две погрешности проявляются на участках динамических операций (маневров и схода с орбиты), из них погрешность начальной выставки БИНС определяющая. Баллистическое обеспечение штатных динамических операций выполняется под контролем наземной службы и сопровождается определением параметров орбиты.

На длительных участках пассивного полета ТПК погрешность определения бортового ВС зависит в основном от погрешностей знания исходной информации. Собственная погрешность бортовой реализации, представленная отклонением бортового прогноза от эталонного наземного (при одинаковых данных о параметрах КА, среды и началь-

УПРАВЛЕНИЕ ПОДВИЖНЫМИ ОБЪЕКТАМИ И НАВИГАЦИЯ

I

ного ВС) на участке двухсуточного пассивного полета не превышает 0,25 с по времени прохождения восходящего узла.

Режим «Синхронный расчет ВС» предназначен для выполнения синхронного (с тактом 0,2 с) расчета вектора состояния КА и сопутствующих орбитальных параметров положения в системе координат J2000 (орбитальной угловой скорости, высоты над поверхностью геоида) на интервале между обновлениями «точного» ВС. В программе используется упрощенная динамическая модель, описывающая движение КА в центральном поле сил методом Эйлера второго порядка. Расчет выполняется при условии, что время последнего точного вектора состояния отстает от текущего времени не больше чем на 1,2 шага расчета точного вектора состояния.

Навигационное обеспечение ТПК на участке полета после разделения отсеков (на высоте Н т 140 км) осуществляется бортовыми средствами управления СА, состав которых на корабле «Союз ТМА» не предусматривает решения задачи инерциальной навигации. Текущие параметры движения СА рассчитываются (с шагом 1,6 с) на основе информации с акселерометров о проекциях кажущейся скорости на оси СА и расчетной аэродинамической модели. Результаты расчета используются для получения оценок текущих значений высоты полета и удаления от места посадки и которые представляются экипажу на формате дисплея пульта космонавтов. Для проверки достоверности информации выполняются операции, в состав которых входят процедуры по допусковому и динамическому контролю.

2. РЕЖИМЫ БАЛЛИСТИЧЕСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ

Расчеты по баллистическому обеспечению спуска выполняются в ускоренном темпе с использованием расчетных моделей сил (реактивных и аэродинамических) и априорных характеристик объекта и среды.

Режим «Баллистическое обеспечение и контроль параметров траектории штатного спуска». Выполняются автономно операции:

— формирования номинальной «попадающей» траектории спуска;

— контроля параметров прогнозируемой траектории на соответствие расчетным значениям, входящим в состав массива информации, задаваемого с Земли;

— уточнения расчетных параметров спуска в атмосфере и прогнозируемого места посадки СА по результатам фактической работы двигателя.

По окончании расчетов и при положительном результате контроля на форматах дисплеев высвечивается информация о параметрах траектории и место посадки на фоне карты.

Режим «Баллистическое обеспечение спуска при отказе основного тормозного двигателя (ОТД)». Отказ ОТД при штатном спуске с орбиты в зависимости от момента аварии может привести к следующим ситуациям:

— корабль остается на орбите с временем существования более суток;

— корабль перейдет на траекторию спуска с посадкой СА в произвольной точке.

В первом случае осуществляется спуск на резервных двигателях в следующие сутки полета с посадкой на один из штатных полигонов посадки. Во втором случае спуск осуществляется на полигон посадки текущего витка путем доработки тормозного импульса (импульса скорости) на резервных двигателях.

При срочном спуске оперативное возвращение на Землю (на текущем витке) должно обеспечиваться независимо от момента аварии ОТД.

В качестве резервного средства для схода с орбиты применяются четыре продольных двигателя причаливания (ДП), которые штатно предназначены для продольного перемещения ТПК на участке ближнего сближения и характеристики которых сильно отличаются от характеристик ОТД по суммарной тяге (меньше ~ в 5 раз) и диапазону ее разброса.

По этой причине приведение ТПК на полигон, заданный в соответствии со штатной программой полета, может быть обеспечено только бортовыми средствами. В процессе работы ДП периодически

определяется тормозной импульс A V^n из условия прицеливания на расчетный полигон с учетом измеренного ускорения и текущих параметров движения ТПК. Особенности решения задачи оперативного автономного планирования динамической операции хорошо иллюстрируется этим режимом.

Рассматриваемый режим обеспечивается параллельной работой двух программ расчета тормозного импульса AV^n:

— на базе решения краевой задачи прицеливания (основной алгоритм);

— с использованием конечных соотношений (резервный алгоритм детерминированных оценок).

Обе программы содержат операции контроля наличия необходимых исходных данных и достоверности вычислений. При условии готовности расчетов обоих алгоритмов значение импульса A V^n формируется по результатам решения краевой задачи; детерминированные оценки резервного алгоритма

бо

CONTROL SCIENCES № S • 2G1G

используются в качестве первого приближения и непрерывного сопровождения краевой процедуры.

При отсутствии готовности одного из алгоритмов коррекция импульса А УДП обеспечивается другим алгоритмом.

Алгоритмы формирования попадающего тормозного импульса А Удп. В основном алгоритме содержится процедура прогнозирования траектории спуска с использованием информации о текущем ВС, измеренном ускорении ДП, априорной информации о характеристиках ТПК и среды. Алгоритм универсальный, он может быть применен для вычисления попадающего тормозного импульса в различных ситуациях.

Алгоритм обеспечивает в каждой 1-й итерации (с интервалом ~60 с) коррекцию расчетного значения импульса (АУДП).. по результатам решения краевой задачи прицеливания в следующей постановке:

— в каждой новой итерации при расчете прогнозируемой траектории в качестве начальных используются текущие (на момент начала итерации) данные о фактическом (измеренном) ускорении и параметрах движения ТПК;

— расчетная точка прицеливания задается как точка входа в атмосферу прогнозируемой траектории спуска, соответствующей номинальной траектории с тормозным импульсом (АГуП ). и опорным управлением в атмосфере.

Расчет попадающей траектории спуска ведется в ускоренном времени с помощью стандартных процедур, принятых при наземном БНО спуска.

Резервные алгоритмы обеспечивают расчет попадающего импульса А УДП с помощью детерминированных процедур, параметры которых вычисляются по эмпирическим зависимостям в функции от расчетных параметров траектории спуска на ОТД, момента аварии ОТД и текущего измеренного ускорения ДП.

Тормозной импульс ДП рассчитывается в соответствии с ситуацией по одному из трех алгоритмов.

Алгоритм расчета тормозного импульса АУДП спуска с орбиты применяется в широком коридоре орбит (200 км < Н т 440 км) и строится с учетом того факта, что спуск с орбиты на ДП осуществляется по штатной процедуре БНО, в процессе которой определяется расчетное время включения ДП и номинальное значение попадающего тормозного импульса спуска на заданный полигон (А УДП )*.

В такой постановке отличие фактического (измеренного) ускорения ДП от текущего расчетного

ААДП, определенного с учетом априорных данных о массе ТПК и тяге ДП, является основным источником отклонений траектории схода с орбиты от номинальной.

Поправка 8АКДП формируется по алгоритму

5АГДП (ААДП) = ААДП[а*(/ + /2)ААДП + Ь*(/2 -./,)],

где /1 и /2 — зависимости 8АКДП от расчетного тормозного импульса (АКДП )*, представленные в виде полиномов второго порядка соответственно для двух фиксированных значений ААДП, коэффициенты а*, Ь* и коэффициенты полиномов /1 и /2 — константы, выбранные эмпирическим путем.

Алгоритм вычисления импульса АУДП для спуска на текущем витке применяется в коридоре орбит с тормозным импульсом 80 м/с < АУ* < 130 м/с.

При вычислении значения АУДП в качестве исходной используется априорная информация о номинальном значении тормозного импульса АУ* на ОТД, параметрах номинальной траектории штатного спуска на ОТД и характеристиках ТПК, а также измеренная информация о значении импульса скорости Уав, отработанного до аварии ОТД,

и фактическом ускорении АДП.

Попадающий тормозной импульс ДП вычисляется по эмпирической формуле

АУДП = АУДП(0) + АУДП(1) + 5АГДП (ААДП),

в правой части которой первый член определяет размер доработки тормозного импульса, потребный для приведения в заданную точку по невозмущенной попадающей траектории (с опорным углом крена) после аварии ОТД для некоторой средней (базовой) траектории с расчетным импульсом А V*, второй член задает поправку, учитывающую отличие параметров реальной опорной траектории от базовой, и, наконец, третий член вносит поправку значения тормозного импульса, обусловленную наличием отклонения фактического ускорения АДП от расчетного. Значения этих членов, а также поправка на продолжительность

внеатмосферного участка спуска (Ывн), вычисляются по их зависимостям от скорости У^в, представленным соответствующими семействами кривых, и заданным параметром АУ*.

В качестве иллюстрации на рис. 1 представлены графики семейства АУДП(0) для базовых значений

УПРАВЛЕНИЕ ПОДВИЖНЫМИ ОБЪЕКТАМИ И НАВИГАЦИЯ

I

1 ? т 4 5

\\

V \

\

ч К

—— —— —|—1—'— —— \ \ 1 1 1 1 •

20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 ДК,„

Рис. 1. Зависимости первой компоненты тормозного импульса ДП от импульса, соответствующего моменту аварии ОТД:

1 - AV** = 80 м/с; 2 - AV* = 90 м/с; 3 - AV** = 100 м/с; 4 -AV* = 115 м/с; 5 - AV* = 130 м/с

А У* от 80 до 130 м/с. Значения АУ^о для промежуточных значений А У* определяются линейной интерполяцией.

По результатам статистических расчетов максимальные отклонения конечной дальности траектории спуска, сформированной с использованием резервных алгоритмов, от расчетной, соответствующей невозмущенной траектории спуска на ОТД, при условии полной отработки расчетного импульса АУДП с вероятностью 0,85 не превышают 30 км.

Алгоритм вычисления тормозного импульса А УДП при аварии ОТД в режимах срочного спуска учитывает тот факт, что перенос срочного спуска на

сутки исключается. Расчет импульса АУДП ведется из условия приведения СА на расчетный полигон, заданный для штатной работы ОТД. Фактическое выполнение этого условия определяется запасом топлива и возможностью отработки расчетного тормозного импульса до высоты принудительного разделения отсеков ТПК по термодатчикам НТд « 100 км.

Исходная информация для вычисления импульса АУДП содержит сведения о параметрах номинальной траектории срочного спуска на ОТД (тормозном импульсе А У* и угловой дальности ф траектории срочного спуска), а также измеренные данные о кажущейся скорости Уав, отработанной

на ОТД до момента аварии, и отклонении ААДП фактического ускорения от расчетного.

Вычисление величины АУДП выполняется по эмпирической формуле:

АуДП = /о(Ау*, Уав) + /£АГТ, У^ Аф) +

+ /дп(Ау;, ^ Аф, АAm),

где /о(А У*, Уав) — зависимость от скорости Уав, построенная на базе невозмущенной траектории баллистического спуска с некоторой базовой орбиты с тормозным импульсом А У* и угловой дальностью ф*; / (АУ*, Уав, Аф) — семейство зависимостей, определяющих поправку к импульсу АУДП для отработанного импульса Уав на траектории с

угловой дальностью ф Аф. = ф. - ф*);/Адп (АУ*, Уав,

Аф, ААДП) — семейство функций, определяющих

поправку к импульсу АУДП для отработанного импульса Уав на траектории с угловой дальностью ф с учетом отклонения измеренного ускорения от расчетного ААДП = Аизм — А*.

В качестве базовых орбит приняты орбиты, близкие к круговым, заданные высотой в точке прохождения восходящего узла: Нву х = 365 км для

А*т = 115 м/с, Нв у 2 = 300 км для А^ = 100 м/с.

Соответственно, первую группу орбит образуют орбиты с высотой 340 км < Нв у < 400 км, вторую группу — с высотой 260 км < Нв у < 340 км.

Опишем структуру функций, входящих в формулу для расчета АУДП.

Зависимость /т(Уав) представлена в диапазоне

А У* 1 Уав 1 0 отрезками полиномов четвертого и второго порядка с насыщением.

Процедура вычисления поправки / основана на построении в момент аварии ОТД зависимости /(Аф), соответствующей зафиксированному значению У :

ав

/(Аф) = ААф2 + ВАф,

Коэффициенты А и В определяются с использованием вспомогательных параметров (ах и а2), представляющих собой значения функций /(Уя&, Аф.) для двух фиксированных значений угловой дальности (Аф! и Аф2), вычисляемых с помощью полиномов третьего порядка с насыщением, коэффициенты которых задаются константами.

62

CONTROL SCIENCES № 6 • 2010

Рис. 2. Зависимости расчетного значения тормозного импульса ДП (а) и отработанного импульса (б) от импульса, соответствующего моменту аварии ОТД

Процедура вычисления поправки /А включает в себя:

— учет влияния на поправку / отклонения угловой дальности путем пропорционального Аф смещения замеренного значения Уав;

— вычисление вспомогательных параметров (Ь1 и Ь2), соответствующих значениям функции /А для смещенного значения Уав и фиксированным отклонениям ускорения ААДП = 0, ААДП > 0 и ААДП < 0;

— формирование полинома второго порядка /А

(Уав, ААДП) и вычисление поправки /А для измеренного ускорения.

На рис. 2 для трех круговых орбит 390, 365 и 340 км и ААДП = 3 % представлены графики АУДП (Уав), соответствующие значениям параметра

АУДП, вычисленными по бортовому алгоритму (а), и значениям импульса, фактически отработанному до моментов срабатывания термодатчиков (Ь). Графики иллюстрируют следующие свойства

алгоритмов вычисления импульса АУДП:

— на участках аварии Уав > УтД, соответствующих отработке импульса АУДП до срабатывания

термодатчиков, А УДП, вычисленные по описанным процедурам, близки к значениям импульса для расчетной попадающей траектории;

— на участках аварии Уав < У™, где фактически

отработанный импульс определяется моментом срабатывания термодатчиков, расчетные значения

А УДП, определяющие момент выключения тормозной двигательной установки, не приводят к преждевременному выключению ДП.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Разработан и внедрен в систему управления транспортного пилотируемого корабля «Союз ТМА» комплекс автономных средств обеспечения спуска на безопасный полигон (штатный или запасной). Комплекс включает в себя программы прогноза и контроля траектории, а также организации спуска при отказе основного тормозного двигателя. Вычисление значения попадающего тормозного импульса с решением краевой задачи прицеливания (основной алгоритм) сопровождается детерминированными оценками потребного импульса, получаемыми с помощью резервных алгоритмов. Работа резервных алгоритмов при аварии основного тормозного двигателя обеспечивает спуск на штатный полигон с точностью, близкой к расчетной (не хуже 30 км), и с точностью до 100 км при срочном спуске на запасной полигон.

Описанные режимы баллистико-навигационно-го обеспечения прошли без замечаний все циклы испытаний в составе транспортного пилотируемого корабля «Союз ТМА», подтвердившие заявленные характеристики и надежность функционирования.

ЛИТЕРАТУРА

1. Бранец В.Н., Комарова Л.И. О проблемах автономизации управления полетом космических кораблей и станций. — Изв. РАН. Техническая кибернетика. — 1992. — № 2.

2. Система управления спуском космического аппарата «Союз ТМА» / В.Н. Бранец, Л.И. Комарова, Е.А. Мик-рин и др. // Гироскопия и навигация. — 2004. — № 3. — С. 75—80.

Статья представлена к публикации членом редколлегии Б.В. Павловым.

Микрин Евгений Анатольевич — чл.-корр. РАН, д-р техн. наук; первый зам. генерального конструктора, в (495) 513-63-46,

Комарова Лариса Ивановна — д-р техн. наук; гл. специалист, в (495) 513-61-96,

Орловский Игорь Владимирович —

зам. руководителя научно-технического центра, в (495) 513-67-74,

Евдокимов Сергей Николаевич — зам. начальника отдела, в (495) 513-69-14, И Sergey.Evdokimov@rsce.ru,

Лукашевич Александр Иванович — вед. инженер-математик, в (495) 513-61-96,

Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им. С.П. Королёва, г. Королёв.