Доктор технических наук, ведущий научный сотрудник.
Самара.
Petrishchev Vladimir F. - D. Sc., Leading Researcher, Progress Space-Rocket Centre JSC, Samara; Professor of Department of Theoretical Mechanics, Korolev Research University of Samara.
Samara, 443122; Samara 443086.
Обсуждается энергосберегающий алгоритм управления тягой посадочного двигателя на заключительном этапе посадки космического аппарата (КА) от заданной точки зависания до точки касания поверхности Луны. Возможность применения энергосберегающего алгоритма, изначально не предназначенного для решения терминальных задач управления, можно объяснить наличием в структуре алгоритма вспомогательной системы, которая обеспечивает достижение заданных параметров движения за заданное время. В предлагаемом алгоритме на заключительном участке мягкой посадки на Луну КА рассматривается в виде материальной точки, движущейся под действием силы притяжения Луны и противоположно ей направленной по вертикали силы тяги посадочного двигателя. Предполагается, что на всем интервале движения для формирования силы тяги двигателя проводятся измерения вертикальной скорости с использованием доплеровского измерителя скорости и измерения высоты с использованием многолучевого прибора радиовертикали-высотомера. При проведении расчетов параметров движения КА в соответствии с изложенным алгоритмом в условиях действия гравитационного поля Луны на завершающем участке соприкосновения КА с ее поверхностью возможно некоторое перерегулирование, которое недопустимо. Для исключения перерегулирования используется известный подход: движение рассматривается при условии отсутствия гравитационного поля Луны. В этом случае управление будет происходить без перерегулирования, но для получения фактической тяги двигателя к вырабатываемому алгоритмом сигналу управления необходимо на каждом шаге управления добавлять силу, противоположную направлению действия силы притяжения КА Луной. Проведено математическое моделирование работы алгоритма. Результаты моделирования подтвердили правомерность изложенной постановки задачи и позволили найти границу применимости алгоритма: для исключения варианта реверсирования тяги посадочного двигателя начальная высота зависания КА должна быть меньше 647 м. Алгоритм может быть также применен для управления автоматической посадкой самолета с вертикальным взлетом и посадкой.
The theme is topical because of the ongoing Russian lunar program. Four more launches of Luna-25 to Luna-28 are planned for the next several years. Only in 8 out of 14 cases, the soft Moon landing was provided. This fact prompts researchers to seek after new ways of solving this problem. The article deals with a power-efficient control algorithm that controls landing engine thrust at the final phase of spacecraft landing from a given hovering point to the point of contact with the Moon’s surface. Initially not supposed to be used for solution of terminal control tasks, the power-efficient algorithm can be applied here, which can be explained by availability of an auxiliary system in it that provides reaching specified motion parameters within a specified period. At the final phase of soft Moon landing, the proposed algorithm treats the spacecraft as a material point that moves by the attractive force of the Moon and the opposite vertical force of the landing engine thrust. It is supposed that to form the thrust the vertical velocity is measured by a Doppler velocimeter and the altitude by a multibeam vertical-building radio altimeter, throughout the whole motion interval. W hen calculating the parameters of spacecraft motion under the conditions of the Moon’s gravitational field at the final phase of spacecraft contact with the Moon’s surface by the mentioned algorithm, there is a possibility of some overcorrection, which is inadmissible. To exclude it, a well-known approach is used when the motion is considered on the assumption of absence of the Moon’s gravitational field. In this case the control will be implemented without overcorrection, but to obtain the actual engine thrust it is necessary to add the force opposite to the direction of the Moon’s attraction force, acting upon the spacecraft, to the algorithm-generated signal at every control step. The author has mathematically modeled the algorithm. The results of modeling proved the appropriateness of the problem statement and allow finding the boundary of the algorithm applicability: to exclude reversing of the landing engine thrust the initial spacecraft hovering altitude should be less than 647 m. The algorithm can also be used for controlling automatic landing of vertical takeoff aircraft.
The authors declare that there are no conflicts of interest present.