Иван Шунейко - Пилотируемые полеты на Луну

Чувствительные элементы монтируются на прецизионной-установочной раме, привязка которой к корпусу корабля осуществляется с помощью прецизионных поверхностей. Никаких приспособлений для изоляции вибраций не применяется.

Бортовая ЭЦВМ аварийной системы управления универсального типа имеет запоминающее устройство на 4096 слов и решает задачи управления и навигации. Опорная система координации задается матрицей направляющих косинусов, характеризующей ориентацию приборных осей и осей инерциальной системы координат. Коррекция направляющих косинусов по измерениям гироскопов производится каждые 20 сек. Измеренные по связанным осям составляющие приращения скорости преобразуются в инерциальную систему координат каждые 40 мсек. Программа полета предусматривает автономную первоначальную выставку и калибровку приборов.

Двумя участками, на которых работа аварийной системы управления в максимальной степени подвержена влиянию динамики полета лунного корабля, являются участки спуска и подъема (обычно разделенные отрезком времени, в течение которого лунный корабль находится на поверхности Луны). На каждом участке – при посадке на Луну и взлете с Луны – производится изменение скорости на 1830 м/сек в течение 10 мин, сопровождающееся маневрами разворота, предельными циклами и вибрацией.

Перед началом спуска с орбиты ИСЛ осуществляется начальная выставка координат аварийной системы управления по данным основной системы управления и навигации, определяется начальное значение навигационного вектора состояния и производится компенсация смещений гироскопов и акселерометров. Смещение нулей гироскопов определяется путем сравнения с данными ориентации, вырабатываемыми основной системой управления и навигации; нули акселерометров определяются по сигналам, снимаемым с чувствительных элементов аварийной системы на пассивном участке траектории. На поверхности Луны вторично производятся выставка и определение смещения нулей чувствительных элементов.

После отделения лунного корабля от командного отсека аварийная система работает в режиме дублирования основной системы управления и навигации, осуществляющей спуск корабля. В фазе торможения при заходе на посадку с работающим ЖРД, если возникнет аварийная ситуация и переход на аварийную систему управления, система должна вывести лунный корабль на безопасную орбиту и обеспечить встречу и стыковку с командным отсеком.

В условиях нормального снижения и посадки аварийная система используется для подтверждения правильности работы основной системы управления и навигадии.

В случае отказа основной системы управления после перехода на ручное управление посадкой лунного корабля аварийная система должна выдавать информацию об ориентации корабля.

Сразу же после посадки на поверхность Луны аварийная система переводится на режим расчета навигационных задач старта с Луны и встречи с командным отсеком. При нормальных условиях взлета с Луны аварийная система дублирует основную систему управления и навигации. [23.]

Для оценки точности аварийной системы управления сравнивались значения параметров траектории полета корабля, определенных наземной сетью связи и слежения, основной системой управления и навигации и аварийной системой. Полученные результаты при обработке трех траекторий полетов Apollo-10, Apollo-11 и Apollo-12 хорошо согласуются между собой. Погрешность в определении аварийной системой скорости при спуске на Луну не превышает 1,2 м/сек при значении измеряемой величины до 1800 м/сек.

1. Hardy G. Н.Man's role in launch vechicle guidance and control. AIAA Paper № 69—876. ЭИ АиР, 1970, № 17; РЖ, 1970, 5.41.182

2. Kurkowski R. L.,and Hardy G. Н., Gordon Н., Saturn V manual backup guidance and control piloted simulation study. NASA TN D-4481, 1968

3. Lemon R. S.,and Stern A. D. Spacecraft backup guidance and control for the Saturn V launch vechicle. The Boeing Co., Doc. No D2—118176—1. Jan. 13, 1969

4. Ваlsam R. E., Anzel В. М.A simplified approach for correction of perturbations on a stationary oirbit. AIAA Paper № 68—456, (ЭИ АиР, 1969, № 7); РЖ, 1968, 12.41.47

5. Gilchrist J. D., Sоland D. E. A manual optimal guidance scheme using a predictive model. J. Spacecraft and Rockets, 1968, 5, № 10, ЭИ АиР, 1969, № 7; РЖ, 1969, 5.41.206

6. Anderson P. A., and Gilchrist J. D., Manual optimal guidance techniques. National Space Meeting of the Institute of Navigation, Feb. 20, 1968, Cocoa Beach, Fla. РЖ, 1969, 6.41.217

7. Edelbaum T. N.Minimum impulse guidance. AIAA Paper № 69—74, ЭИ АиР, 1969, № 33; РЖ, 1969, 10.41.107

8. Evans F. A., Wilcox J. C.Experimental strapdown redundant sensor inertial navigation system. AIAA Paper № 69—851, ЭИ АиР, 1970, № 13; РЖ, 1970, 5.41.224

9. Webber R. F.Performance of the lunar module, powered flight, tracking data processor during the Apollo 12 mission. AIAA Paper № 70—1020, ЭИ АиР, 1971, № 8; РЖ, 1971, 2.41.272

10. Роwers W. F., Mc Dannell J. P. Switching conditions and a synthesis technique for the singular Saturn guidance problem. AIAA Paper № 70—965, ЭИ АиР, 1971, № 15; РЖ, 1971, 3.41.59

11. Luh J. Y. S., Maguiraga M.Minimum trajectory sensitivity of a large launch booster control system. IEEE Trans. Aerospace and Electron. System., 1969, 5, № 2, ЭИ AиР, 1969, № 39; РЖ, 1969, 11.41.200

12. Horn Н. J., Chandler D. C., Buckelew V. L. Iterative guidance applied to generalized missions. J. Spacecraft and Rockets, 1969, 6, № 1, ЭИ АнР, 1969, № 39: РЖ, 1969, 10.41.264

13. Мartin F. Н., Battin R. H.Computer—controlled steering of the Apollo' spacecraft. J. Spacecraft and Rockets, 1968, 5, № 4, (ЭН АиР, 1968, № 30); РЖ, 1968, 10.41.252

14. Mc Ruer D. Т., Weir D. Н., Klein R. Н.A pilot-vehicle systems approach to longitudinal flight director design. AIAA Paper № 70—1001, (ЭИ АиР, 1971, № 13)

15. Сhen P. P.Real—time Kalman filtering of Apollo LM/AGS rendezvous radar data. AIAA Paper, № 70—957, ЭИ АиР, 1971, № 10; РЖ 1971, 2.41.273

16. Satin A. L., Рixley P. T.Statistics of state—vector corrections for Apollo onboard computers. AIAA Paper, № 70—162, ЭИ АиР 1970 № 33; РЖ, 1970, 10.41.255

17. Bielkowicz P., Horrigan R. C., Walsh R. C.,Manual onboard methods of orbit determination. AIAA Paper, № 70—159, (ЭИ АиР, 1970, № 33)

18. Salinger S. N., Brandstaller J. J.Application of recursive estimation and Kalman filtering to Doppler tracking. IEEE Trans. Aerospасе and Electron. Syst, 1970, 6, № 4, ЭИ АиР, 1970. № 45; РЖ, 1970, 12.41.220

19. Cox K. J.Apollo reaction control systems. IEEE Transection automatic control,IEEE №9C41-AC, Aug.4, 1969

20. Stubbs G.S., Penchuk A., Schlundt R.WDigital autopilot for thrust vector control of the Apollo CSM and CSM/LM vehicles. AIAA Paper № 69—847

21. Miller J. E.,Laats Ain. Apollo guidance and control system flight experience. AIAA Paper № 69—891

22. Stengel R. F.Manual attitude control of the Lunar Module. AIAA Paper № 69—892

23. Mason W. L., Wedekind D. E.Prediction and measurement of strap-down inertial measurement unit performence on lunar missions. AIAA Paper № 70—1028

Задача прицеливания на траектории выведения к Луне состоит в определении параметров старта с Земли и участка разгона с околоземной орбиты (независимые переменные) для заданного набора параметров прицеливания (зависимые переменные). Параметрами прицеливания являются радиус периселения окололунной траектории Rm, ширина периселения в лунной системе координат Lm и высота условного перицентра траектории возвращения RE. В качестве трех независимых переменных рассматриваются время старта Tl, продолжительность движения на промежуточной околоземной орбите tc и удельная энергия на траектории к Луне С3. Эти переменные, будучи определенными с помощью итеративного процесса, устанавливают 3 важных зависимых параметра задачи: время старта для заданного азимута, время до второго включения ступени S-IVB при разгоне с околоземной орбиты (на втором или третьем обороте) и удвоенную удельную энергию эллиптической траектории полета к Луне.