Полёт американцев на Луну, где найти вменяемые объяснения спорных моментов?

Я вам, шурави, могу даже рассказать душещипательную подробность. Изобретатели из фирмы Грумман почемуто не оснастили лунный модуль системой индикации на лобовом стекле, а может просто вес экономили. Смотреть одновременно в окно на приближающуюся лунную поверхность и на приборы было проблематично. Поэтому командир смотрел в окно и рулил ЛМом, а второй пилот не отрывал взгляда от индикатора ДИССа и вслух считывал высоту и скорость чтоб командир слышал. Потом они все жаловались что прозевали момент посадки так как вместо окна смотрели на приборы.
Индикатор кстати был наподобие ДИВовского на тэшке - две шкалы крест-накрест и две механических стрелки по ним. Впрочем на ДИСС-015 тоже кажется такой же.

Я вам, шурави, могу даже рассказать душещипательную подробность. Изобретатели из фирмы Грумман почемуто не оснастили лунный модуль системой индикации на лобовом стекле, а может просто вес экономили. Смотреть одновременно в окно на приближающуюся лунную поверхность и на приборы было проблематично. Поэтому командир смотрел в окно и рулил ЛМом, а второй пилот не отрывал взгляда от индикатора ДИССа и вслух считывал высоту и скорость чтоб командир слышал. Потом они все жаловались что прозевали момент посадки так как вместо окна смотрели на приборы.
Индикатор кстати был наподобие ДИВовского на тэшке - две шкалы крест-накрест и две механических стрелки по ним. Впрочем на ДИСС-015 тоже кажется такой же.

 

ДИВовский индикатор? Ну да, хороший помощник. ;D
И не надо так нервичать господа! Ну подумаешь, соврали американци, им не впервой! ;D

И даже пиилотируя по ДИСС-15 легко опрокинутся.

 

Таких не берут в космонавты (с).

За 28 лет службы в авиации я ни разу не слышал об опрокидывании вертолёта из-за непогашеной горизонтальной скорости. Все аварии что я слышал из-за задевания винтами за посторонние предметы.

Шасси лунного модуля, кстати, допускало посадку со вполне приличной горизонтальной скоростью. Его подкосы смещались параллелограмным образом и гасили энергию. Аполлон-11 сел со значительной горизонтальной скоростью и ничего.

ДИВовский индикатор? Ну да, хороший помощник. ;D

 

Вы опять всё перепутали. Это на тэшке дивовский, а на Аполлоне настоящая американская электроника.

И не надо так нервичать господа! Ну подумаешь, соврали американци, им не впервой! ;D

 

Это так сказать "я всего лишь скромно выясняю неясные вопросы"?

шурави

Для сравнения, (наблюдал) авария вертолёта Ми-2, учебная посадка с само подбором площадки, основная стойка шасси провалилась в пустоту под поверхностью. Как думаете, снимки с небольшой высоты и зонды помогли бы это избежать.

 

На Луне нет пустот под поверхностью, им там взяться неоткуда. За миллионы лет поверхность Луны на несколько метров вглубь перепахана метеоритами, она однородна практически, промоин там нет - течь нечему, а суслики там не водятся и нор не роют ;D

Белл, ну право, не надо втирать. Даже небольшие неровности будут изменять направление газовых потоков а следовательно увлекаемую ими пыль. Атмосферы нет, но и сила тяжести значительно меньше.

 

Да нету там газовых потоков, увлекающих пыль. Вернее, они есть только вблизи сопла, где они поднимают пыль, а дальше от струи остаётся фактически вакуум, а пыль летит по инерции.

Может потому наши отказались от полёта, что исследовав условия прилунения и возможности аппарата, поняли, что выполнить это нельзя?

 

Почему же никто из наших об этом не знает?

Вы опять всё перепутали. Это на тэшке дивовский, а на Аполлоне настоящая американская электроника.
Это так сказать "я всего лишь скромно выясняю неясные вопросы"?

 

Это хорошо что вы такой скромный. Но дело в том, что даже американская электроника не даёт 100% успеха. Понимаете, посадки (учебные) по приборам подобным ДИСС-15, не встречаются нигде. Это аварыйный режим.

Таких не берут в космонавты (с).

За 28 лет службы в авиации я ни разу не слышал об опрокидывании вертолёта из-за непогашеной горизонтальной скорости. Все аварии что я слышал из-за задевания винтами за посторонние предметы.

Шасси лунного модуля, кстати, допускало посадку со вполне приличной горизонтальной скоростью. Его подкосы смещались параллелограмным образом и гасили энергию. Аполлон-11 сел со значительной горизонтальной скоростью и ничего.

И где служили? Неужели вам ничего не зачитывали? ???

А вот посадка Аполло 11 со значительной поступательной скоростью (какой) скорее всего враньё.

 

Поточнее нельзя? Где фото?

 

А Вы как думаете, где фото из полета, который запланирован на 2007 г?

ДИВовский индикатор? Ну да, хороший помощник. ;D
И не надо так нервичать господа! Ну подумаешь, соврали американци, им не впервой! ;D

 

Вы ссылки читаете? Вижу, что нет...Тогда будем жертвовать памятью А_Базы - заплатите Роме
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/2-3.html
____________________________________________________________________________________
Управление ориентацией, перемещением с использованием ЖРД РСУ осуществляется с помощью бортовой ЭЦВМ лунного корабля по программам ЦАП. Ручное управление ориентацией использует эти же коды ЦАП, которые занимают 11% памяти бортовой ЭЦВМ.
Экипаж селектором может устанавливать любой из трех режимов работы ЦАП: «автоматическое управление», «ручное управление», «выключено».
В последнем режиме ЦАП выполняет только программу прерывания.
Режим «автоматического управления» устанавливается, когда осуществляется посадка с работающим ЖРД посадочной ступени, требующая автоматического выполнения маневров. Однако на этом режиме экипаж с помощью рукоятки может корректировать полет корабля по оси Х, пересиливая ЦАП. Во время выполнения ЦАП программы Р-64, отклоняя рукояткой управления корабль по тангажу и крену, дискретно изменяют угол наклона траектории и направление полета, ведя корабль к выбранному месту посадки. При этом ЦАП поддерживает оптимальный режим полета.
Если селектор ЦАП установлен на режим «ручное управление», астронавты с помощью рукоятки могут управлять кораблем относительно всех трех осей.
Экипаж, набирая необходимый код на пульте управления бортовой ЭЦВМ, может по желанию менять характеристики ЦАП, чувствительность рукоятки управления (нормальное или точное управление), ширину зоны нечувствительности при управлении ориентацией (узкая или широкая).
Нормальной чувствительности рукоятки соответствует максимальная командная угловая скорость 20 град/сек при отклонении рукоятки на 1/2 деления шкалы; при точном управлении такому же отклонению рукоятки соответствует командная угловая скорость 4 град/сек. Цена деления шкалы рукоятки управления 0,476 и 0,095 град/сек/деление. [5, 6, 17, 22.]
Цифровой автопилот лунного корабля обеспечивает управление на активных и пассивных участках траектории полета всех трех конфигураций: посадочной (рис. 23.1), взлетной (рис. 23.2) и всего корабля Apollo (рис. 23.3).
Характеристики летательного аппарата
Лунный корабль имеет три основных источника управляющих сил и моментов: ЖРД посадочной и взлетной ступени и ЖРД реактивной системы управления. В табл. 18 приведены характеристики управляющих сил и моментов.
ЖРД РСУ обеспечивают ручное и автоматическое управление ориентацией и малые поступательные перемещения для всех конфигураций летательного аппарата на пассивных участках траектории полета.
На активных участках траектории полета с помощью ЖРД РСУ осуществляются управление ориентацией и стабилизация, причем включаются те ЖРД РСУ, которые создают приращение скорости в желаемом направлении.
Так как ЖРД взлетной ступени имеет вектор тяги, постоянный по направлению, закон управления ЖРД РСУ приспособлен к парированию больших и переменных по времени возмущающих моментов на активном участке траектории полета взлетной ступени.

Таблица 18

Источник управляющих сил и моментов
Летательный аппарат
Характеристики двигательной установки
Функции управления
ЖРД РСУ
СМ, В ССЫЛКЕ

Во время работы ЖРД посадочной ступени управление ориентацией относительно оси рыскания Р осуществляется ЖРД РСУ, а относительно осей тангажа Q и крена R путем сочетания ЖРД РСУ и отклонения на кардане ЖРД посадочной ступени.
Расположение и ориентация ЖРД РСУ такова, что если центр тяжести летательного аппарата лежит вблизи геометрического центра 16 ЖРД РСУ (что соответствует взлетной ступени), тогда 8 «Р ЖРД», создающие тягу в направлении У или Z, дают момент, только относительно оси Р, 4 «U ЖРД», действующие в направлении ±Х, создают момент только относительно оси U и 4«V ЖРД», действующие в направлении ±Х, создают момент только относительно оси V (рис. 24.1).


Рис. 24.1. Расположение относительно осей координат ЖРД
реактивной системы управления лунного корабля:
ЖРД 2, 4, 5, 8, 10, 11, 13, 15 топливная система А; ЖРД 1, 3, 6, 7,
9, 12, 14, 16 топливная система В; Р, Q, R — связанная система коор-
динат; X, Y, Z — ннерциальная система координат

СМ, В ССЫЛКЕ

Конструктивные особенности и ограничения
Стремление сделать конструкцию корабля Apollo легкой привело к тому, что узел стыковки командного отсека с лунным кораблем оказался не очень жестким, вследствие этого возникают изгибные колебания Apollo. Те же требования легкости конструкции заставили отказаться от перегородок в баках для гашения плескания топлива, что привело к появлению вынужденных колебании Apollo и несбалансированных моментов при работе ЖРД взлетной ступени. Из-за затемнения иллюминаторов частицами выхлопных газов наложены ограничения на включение ЖРД РСУ. Для безопасности экипажа и предотвращения резких забросов сервопривода ЖРД посадочной ступени специальным механизмом ограничивается скорость сервопривода до 0,2 град/сек. Расположение ЖРД РСУ под углом 45° к осям связанной системы координат приводит к взаимному влиянию управления с помощью ЖРД РСУ (оси U, V) и управления отклонением ЖРД посадочной ступени (оси Q, R).

Режим работы цифрового автопилота лунного корабля
Режимы работы ЦАП лунного корабля определяются необходимостью обеспечить все этапы полета лунного корабля no программе полета Apollo с посадкой на Луне. Режимы полета включают: маневры ориентации относительно центра масс на произвольные углы, стабилизацию заданной ориентации, поступательные перемещения с помощью ЖРД РСУ, маневрирования на активных участках траектории полета посадочной и взлетной ступеней лунного корабля. Ниже приводится перечень режимов работы ЦАП лунного корабля.
Пассивный участок траектории

Стабилизация заданной ориентации

Автоматический маневр с помощью ЖРД РСУ

Ручное управление ориентацией

Автоматический маневр относительно оси Х с ручной коррекцией

Управление с минимальным импульсом

ЖРД РСУ

Ручное маневрирование с помощью ЖРД РСУ Активный участок траектории



Стабилизация заданной ориентации

Автоматическое управление траекторией полета

Ручное управление ориентацией

Автоматическое маневрирование относительно оси Х с ручной коррекцией

Ручное маневрирование

Автоматическая посадка на Луну

Ручное управление посадкой на Луну

Описание цифрового автопилота лунного корабля

Необходимая информация для решения задач управления ЦАП поступает с гиростабилизированной платформы блока инерциальных измерений. Информация об угловой ориентации аппарата снимается непосредственно с рамок и подается в блок преобразования данных. Информация о поступательных перемещениях снимается с импульсных интегрирующих маятниковых акселерометров, расположенных на гиростабилизированной платформе. Специальные датчики угловой скорости не применяются. Оценка угловой скорости (с последующей фильтрацией) и возмущающего ускорения производится ЦАП лунного корабля.

ЦАП лунного корабля состоит из трех подсистем: расчета ориентации, законов управления ЖРД РСУ и законов управления вектором тяги ЖРД посадочной ступени. Законы управления ЖРД РСУ разделены на 3 отдельных канала, Р, U, V. Законы управления отклонением вектора тяги ЖРД посадочной ступени разделяются на 2 канала Q и R. Расчет точной настройки отклонения вектора тяги для каждого канала основывается на независимом законе управления в одной плоскости.

Основной период квантования автопилота 0,1 сек, но обычно для выполнения расчетов ЦАП требуется 0,025 сек. В дополнение к основной программе ЦАП имеется спецпрограмма, которая на активном участке траектории полета выполняется каждые 2 сек, приводит в соответствие цепи автопилота, зависящие от уменьшения массы аппарата, и рассчитывает смещение углового ускорения от действия тяги главного ЖРД.

На рис. 24.2 изображена блок-схема управления стабилизацией аппарата на пассивных участках траектории полета. СМ, В ССЫЛКЕ

Основными элементами системы являются блок оценки угловых переменных, блоков законов управления ЖРД РСУ, блок логики выбора ЖРД РСУ.

В алгоритме оценки угловых переменных в качестве основных измеряемых величин используются углы отклонения инерциальной стабилизированной платформы. На пассивном участке траектории полета в алгоритме оценки вырабатываются как угол, так и угловая скорость. При этом применяется нелинейная пороговая логика для подавления шумов измерения низкого уровня. Информация об угловом ускорении при включении ЖРД РСУ также вводится в алгоритм оценки. Управляющие импульсы формируются с помощью законов управления на основе информации об ошибке ориентации, эффективности управления и логических функций на фазовой плоскости. В блоке логики выбора ЖРД РСУ, осуществляется выбор включения ЖРД, в которых сочетается создание требуемых моментов с необходимым направлением поступательного перемещения. Кроме того, в системе имеется временная логика включения ЖРД РСУ для определения условий управления относительно осей U, V двумя ЖРД РСУ, а относительно оси Р четырьмя ЖРД.

Рис. 24.2. Блок-схема управления стабилизацией.

На рис. 24.3 изображена блок-схема автоматического управления ориентацией аппарата на пассивных участках траектории полета.
СМ. В ССЫЛКЕ

Автоматическое управление ориентацией осуществляется при помощи тех же логических операций, что и стабилизация ориентации, но с добавлением программы изменения ориентации. Эта программа вычисляет требуемые управляющие команды по углу и угловой скорости и ряд углов запаздывания β. Углы запаздывания вводятся для предотвращения перерегулирования в начале и в конце маневра. Упрощенные уравнения программы маневра изменения ориентации имеют вид:
СМ, В ССЫЛКЕ
где уравнение (24.1) решается с периодом цикла управления траекторией полета (DТc=Nj—Nj-1=2 сек), а уравнение (24.2)—с периодом цикла управления ориентацией (T=0,1 сек). Величина wd задается угловой скоростью маневра, а величина aj определяется как предполагаемое угловое ускорение от двух ЖРД РСУ. По окончании маневра величины wd, DQd и β обнуляются и система возвращается к режиму стабилизации вновь заданной ориентации.

Рис. 24.3. Блок-схема автоматического управления ориентацией лунного
корабля на пассивных участках траектории полета.
СМ. В ССЫЛКЕ

Автоматическое управление аппаратом на активных участках траектории полета значительно сложнее, чем на пассивных. На активных участках к программе ЦАП управления ориентацией добавляются программа управления траекторией полета, программа вычисления массы корабля, в алгоритме оценки определяется угловое ускорение а; законы управления ЖРД РСУ видоизменяются таким образом, чтобы по оцененному значению углового ускорения ввести поправку в текущее значение эффективности управления; на участках снижения и посадки на Луну осуществляется управление величиной и направлением вектора тяги посадочного ЖРД, с учетом взаимодействия с ЖРД РСУ.

Масса корабля и тяга ЖРД рассчитываются ЦАП каждые 2 сек по уравнениям


m(t) ==m(t—Dt)—Dv·m(t—Dt)/ve;
(24.4)
F=m(t)Dv/Dt.(24.5)

Эти расчеты вводятся в цепь настройки ЦАП. Эффективность управления ЖРД РСУ относительно осей Р, Q, R рассчитывается по уравнению


аj=С1+С2/(m+С3),
(24.6)

где аj— угловое ускорение корабля; С1, С2, С3—константы пропорциональные оставшейся массе.

Выбор констант С1, С2, С3 осуществляется для каждой оси и каждой конфигурации аппарата—посадочной и взлетной.

Таким образом подсчитанные величины ортогональных компонентов угловых ускорений aqu и aru затем пересчитываются относительно оси V' для определения au'u. Вследствие инерциальной симметрии значения au'u можно использовать и для расчетов относительно оси V.

Эффективность сигнала управления вектором тяги посадочного ЖРД рассчитывается по уравнению

(24.7)
где aq, ar- изменение углового ускорения вследствие поворота тяги относительно осей Q и R; F- рассчитываются по уравнению (24.5); Iq и Ir—величины, обратно пропорциональные aqu и aru; L— определяется по уравнению

L=C4+C5/(m+C6).24.8)

Рис. 24.4. Блок-схема автоматического управления лунным кораблем на
активных участках полета при посадке на Луну
На рис. 24.4 изображена блок-схема автоматического управления аппаратом на активных участках траектории полета при посадке на Луну.


Ник

Далее...



Алгоритм расчета ориентации
Структура алгоритма расчета ориентации была выбрана на основе калмановской теории фильтрации. Принцип работы алгоритма состоит в сравнении экстраполированных и измеренных значений угла.
Для расчета ориентации аппарата необходимыми ЦАП исходными измерениями являются углы кардана инерциальной стабилизированной платформы, которые выдаются каждые 0,1 сек. Чтобы выделить любые смещения углового ускорения, являющиеся следствием тяги посадочного ЖРД от углового ускорения, создаваемого ЖРД РСУ, в блок расчета ориентации необходимо ввести дополнительную информацию. Вводя информацию о работе ЖРД РСУ и информацию об управлении вектором тяги посадочного ЖРД, можно осуществить фильтрацию основных сигналов управления ориентацией, не прибегая к сложным цепям расчета угловой скорости и смещения углового ускорения.

Изменения угловых скоростей аппарата от действия ЖРД РСУ на интервале последнего управления рассчитываются по формулам
(24.9)
Смещение углового ускорения, происходящее вследствие команд на отклонение вектора тяги на интервале последнего управления, подсчитывается по уравнению
(24.10)
где T=0,1 сек период квантования; uq, ur—(+ 1,0—1) командные сигналы на поворот вектора тяги относительно осей Q и R.

Углы кардана инерциальной стабилизированной платформы, полученные в процессе предыдущего выполнения расчетов, хранятся в блоке памяти бортовой ЭЦВМ. Измерив углы кардана в данный момент, можно рассчитать изменение углов и перевести в изменение углов аппарата.

Разность между измеренным изменением ориентации и предсказанным изменением называется «необъяснимым» изменением ориентации. «Необъяснимое» изменение вычисляется и прибавляется к суммарному предыдущему «необъяснимому» изменению, образуя «необъяснимое» изменение ориентации в данный момент
СМ, В ССЫЛКЕ
где qp, qq, qr—компоненты «необъяснимого» изменения ориентации по осям Р, Q, R.
Выражения в скобках в правой части уравнений (24.11) можно определить как компоненты предсказанного изменения ориентации. Заметим, что предсказанное изменение ориентации исключается вследствие команд на привод кардана ЖРД и точное выражение для изменения ориентации в результате работы ЖРД РСУ аппроксимируется более простым выражением.

«Необъяснимое» изменение ориентации используется для уточнения расчетов угловой скорости и углового ускорения аппарата. Но вначале логика используется, чтобы исключить измеренный квантованный шум. Вследствие того, что вероятное распределение этого шума не гауссовское, а прямоугольное, в каждой из осей (Р, Q, R) блока расчета ориентации шум может быть исключен нелинейным логическим фильтром.

Для каждой из осей Р, Q, R, если компонент «необъяснимого» изменения ориентации меньше, чем пороговая величина Qmax=0,14 град, в этом случае коррекции смещения sw и sa для расчетов угловой скорости и углового ускорения считаются нулевыми.

«Необъяснимое» изменение ориентации не обнуляется и когда «необъяснимое» изменение ориентации превышает пороговую величину, вводится коррекция. Нулевые коррекции sw и sa рассчитываются по уравнениям
(24.12)

После введения коррекции «необъяснимое» изменение ориентации для этой оси вновь устанавливается равным нулю.

Расчет угловой скорости и смещения углового ускорения теперь производятся по уравнениям



Заметим, что смещение углового ускорения вокруг оси Р принимается равным нулю и на последнем интервале управления не учитывается изменение угловой скорости вследствие отклонения кардана ЖРД.

На пассивных участках траектории полета аппарата считается, что компоненты смещения углового ускорения по осям Q и R равны нулю.

Динамические характеристики блока расчета ориентации сильно зависят от выбора коэффициентов усиления цепей фильтра Кw и Кa. Выбор этих коэффициентов основывается на компромиссе между быстротой расчета и исключением колебаний из-за плескания топлива.

Учитываемые алгоритмом расчета ориентации динамические эффекты: плескание топлива, изгибные колебания, силовое взаимодействие выхлопных струй ЖРД РСУ с конструкцией корабля, запаздывание тяги ЖРД РСУ по отношению к командам, эксцентриситет тяги ЖРД РСУ, ускорение выхлопных струй ЖРД РСУ при перемещениях по У и Z, не обнаруженные неисправности ЖРД РСУ, запаздывание сервомотора кардана ЖРД, разброс моментов инерции, упругие деформации сервопривода, точность модели измерения количества топлива в баках.



Законы управления ЖРД реактивной системы управления
Быстрейшая скорость повторения расчетов для ЦАП, возможная в пределах расчетной нагрузки бортовой ЭЦВМ лунного корабля, составляет 10 цикл/сек. Однако для легкой взлетной ступени 2 ЖРД РСУ могут создать угловое ускорение 50 град/сек2.

Простейшим законом управления мог бы быть циклический закон, ЖРД РСУ включено — выключено. Но в этом случае точность управления угловой скоростью взлетной ступени была бы только 5 град/сек.

Для осуществления управления с необходимой точностью с помощью фактора эффективности управления точно определяется продолжительность включения ЖРД РСУ, потребная для необходимого изменения угловой скорости.

Порядок расчета времени работы ЖРД РСУ для случая автоматического управления одним лунным кораблем, запрограммирован для одной оси как функция:

1) ошибки ориентации Qе и ошибки угловой скорости wе

2) параметров, рассчитываемых в цепи настройки, которые определяют кривизну и положение парабол фазовой плоскости;

3) оценки выгоды получения с одного или двух ЖРД требуемого импульса момента.

Обращаясь к этой программе и вводя на входе соответствующую информацию, определяют время работы ЖРД РСУ для каждой из осей.



Рис. 24.5. Закон управления ЖРД реактивной системы
лунного корабля на пассивных участках траектории полета

Логика управления в пассивном полете иллюстрируется диаграммой в фазовой плоскости рис. 24.5. Фазовая плоскость выше оси Qе делится на 5 зон, ограниченных параболами.

В логике управления в фазовой плоскости Qе—wе используется также угловое ускорение, складывающееся из углового ускорения от ЖРД РСУ и возмущающего углового ускорения. Крутизна парабол, ограничивающих зону 2 на фазовой плоскости, соответствует условию, когда на траектории работают ЖРД РСУ. Значения ускорений от ЖРД РСУ, которые определяют эту параболу, подсчитываются в контуре настройки. Парабола, разделяющая зоны 4 и 5, не траекторная. Это пологая кривая, поддерживающая управление с малой угловой скоростью, однако не настолько, чтобы существовали большие Qе.

Форма кривой сохранена параболической, чтобы логика границ была общей и удобной для компактности кодирования. Выбранная пологость соответствует угловому ускорению 1,4 град/сек2.

Пересечение парабол с осью Qе является функцией зоны

нечувствительности Qdb, выбираемой астронавтом или программой, выполняющей автоматический маневр. Допустимые ошибки ориентации области зоны нечувствительности могут быть 0,3, 1 и 5°.

Фазовая плоскость сконструирована таким образом, что управляющее действие из любых начальных условии с помощью двух главных импульсов приводит к заданной ориентации. На рис. 24.8 это показано сегментом AВС.

После перехода в зону нечувствительности состояние аппарата определяется минимальным предельным импульсным циклом DEFG с единичным зажиганием одного ЖРД РСУ каждый раз при пересечении зоны 3.

Рис. 24.6. Закон управления ЖРД реактивной системы
лунного корабля на активных участках траектории полета
На активных участках траектории полета используется логика управления, показанная на рис. 24.6. Точки пересечения парабол с осью Qe передвигаются в. зависимости от величины расчетного смещающего углового ускорения. Точки пересечения (1°, —2°, 0,75°), показанные на рисунке, типичны для активного участка взлета, когда вектор тяги ЖРД взлетной ступени смещен. Крутизна четырех парабол устанавливается по четырем разностям угловых ускорений. Верхняя левая парабола определяется минимальным ускорением amin= 1,4 град/сек2, как и в случае пассивного полета. Верхняя правая парабола определяется располагаемой разностью ускорений между ускорением от смещающего момента и противоположным по знаку ускорением от ЖРД РСУ.

Нижняя правая парабола определяется только смещающим угловым ускорением (ЖРД РСУ не работают).

Фазовая плоскость спроектирована так, что аппарат управляется низкочастотным предельным циклом, в котором один раз за цикл дается команда на зажигание ЖРД РСУ и отрабатывается единичный управляющий импульс, противоположный по знаку смещающему моменту.

Хотя ЦАП должен выполнять одни и те же функции управления аппаратом, когда лунный корабль состыкован с основным блоком и если он летит один, однако для состыкованной компоновки режим ЦАП разрабатывался отдельно.

Особенность проблемы заключалась в том, что в состыкованном виде корабль Apollo имеет 3 формы низкочастотных изгибных колебаний и слабый по прочности переходник, стыкующий основной блок и лунный корабль. Поэтому была разработана специальная логика торможения, исключающая, возможность зажигания ЖРД РСУ с частотой собственных изгибных колебаний корабля Apollo.

Кроме законов автоматического управления ориентацией аппарата с помощью ЖРД РСУ были разработаны специальные законы, обеспечивающие ручное управление. По законам ручного управления в зависимости от отклонения рукояток управления ориентацией вырабатываются сигналы на вход. в ЦАП.

При доводке характеристик ЦАП с использованием ортогональных осей координат Р, U, V применительно к законам управления ЖРД РСУ в фазовой плоскости относительно каждой отдельной оси было обнаружено перекрестное влияние каналов управления.

Распределение массы лунного корабля таково, что главные оси моментов инерции проходят вблизи осей Q и R, а не U и V. В результате, момент от ЖРД оси V порождает угловое ускорение не только относительно оси V, но и относительно оси U. Величина одновременно возникающего перекрестного ускорения такова, что в худшем случае вектор углового ускорения отклоняется на 15° от действующего вектора момента.

Чтобы устранить перекрестное влияние каналов управления ЖРД РСУ, была введена неортогональная система осей координат U' и V' (рис. 24.7).

Направление осей U' и V' определялось единственным требованием, чтобы направление U' было ортогонально угловому ускорению, возникающему от вектора момента оси V или вектора момента оси Р, направление V было ортогонально угловому ускорению, возникающему от вектора момента оси U или момента оси Р. Управления, определяющие угол s имеют вид

Находя вектор ошибки ориентации и вектор ошибки угловой скорости на осях U' и V' и используя компоненты U' и V' для определения требуемых векторов моментов ЖРД РСУ по осям U и V, исключается перекрестное влияние каналов управления.
Рис. 24.7. Система неортогональных осей координат лунного корабля
Закон управления направлением вектора тяги
При проектировании управления карданом ЖРД для изменения направления вектора тяги посадочной ступени лунного корабля предусматривалось использование этого управления для совмещения вектора тяги с центром масс аппарата и уменьшения таким образом расхода топлива на ЖРД РСУ. Так как управление ориентацией должно обеспечиваться ЖРД РСУ, при проектировании не требовалось задавать большую угловую скорость изменения направления вектора тяги, и был выбран маломощный и легкий привод кардана, обеспечивающий изменение угла отклонения ЖРД со скоростью 0,2 град/сек. Привод связан с ЦАП простым принципом включено-выключено. Для обеих осей Q и R, вокруг которых можно поворачивать вектор тяги, ЦАП может давать команды на угловую скорость 0,2 град/сек; —0,2 град/сек или ноль.

Однако минимизация расхода топлива на ЖРД РСУ была основной проблемой, и так как в процессе торможения и посадки ЖРД посадочной ступени работает все время, искали закон управления ориентацией с использованием посадочного ЖРД и без включения ЖРД РСУ по каналам U и V. Выбранному закону соответствует минимальное время управления.

Дифференциальное уравнение, связывающее сигнал, управляющий карданом ЖРД, с отклонением лунного корабля от требуемой ориентации относительно осей Q и R, имеет вид
(24.17)
Первая и вторая производные от ошибки ориентации по времени есть ошибка угловой скорости и ошибка углового ускорения. Предполагая, что все переменные состояния, используемые законом управления, измеряются без шума и без ошибок, оптимальное управление можно определить как функцию состояния системы в данный момент следующим образом
Параметр С имеет размерность — время и обращает переменные состояния (ae, we, Qe) в безразмерные переменные (x1, X2, X3). Оптимальный управляющий сигнал uoptдается в безразмерных величинах состояния системы.


В процессе первой посадки на Луну ЦАП в начале управлял лунным кораблем в автоматическом режиме и в конце по командам от ручки управления ориентацией; при этом ориентация вектора тяги ЖРД и лунного корабля изменилась от горизонтальной в начале торможения до вертикальной при посадке.

Первые 4 мин активного участка торможения после начального неустановившегося режима закон управления ориентацией вектора тяги работал успешно, медленно изменяя ориентацию без помощи ЖРД РСУ по каналам U и V. Затем из-за плескания топлива в баках возникли колебания большой амплитуды, выходящей за пределы зоны нечувствительности закона управления ЖРД РСУ. ЦАП вырабатывал команды управления ЖРД РСУ, ограничивавшие амплитуду колебаний лунного корабля.

Колебания угловой скорости тангажа с частотой 0,5 гц из-за плескания топлива видны на рис. 24.8.
Рис. 24.8. Угловая скорость тангажа на активном
участке траектории посадки лунного корабля Apollo-11
СМ. В ССЫЛКЕ
Автоматическое управление вело лунный корабль на посадку в кратер размерами с футбольное поле с большим количеством огромных камней. Н. Армстронг переключил ЦАП на ручное управление, изменил курс корабля, перелетел кратер, выбрал ровное место, и посадил корабль с помощью ручного управления.

После взлета с Луны управление с помощью ЦАП тангажом взлетной ступени показано на рис. 24.9. После старта и вертикального подъема в течение 10 сек была подана команда на автоматическое управление тантажом со скоростью 10 град/сек и выход на угол тангажа 52°.

После окончания маневра по тангажу наблюдался типичный низкочастотный предельный цикл изменения ориентации.

Когда было израсходовано все топливо взлетной ступени, ее центр масс переместился из заднего в переднее положение. При взлете центр масс был сзади вектора тяги, после выгорания топлива он переместился в положение впереди вектора тяги. Это явилось причиной изменения компонентов смещения углового ускорения вдоль обеих осей U' и V'. Компонент V' смещения углового ускорения, подсчитанный за последние 150 сек активного участка взлета, показан на рис. 24.10.

ЦАП настраивал свои параметры в пределах закона управления ЖРД РСУ и в соответствии с изменяющимся ускорением смещения.

Рис. 24.9 Команды управления по тангажу и
фактическое изменение тангажа при взлете с Луны
Apollo-11.

Рис. 24.10. Подсчитанный компонент V' углового
ускорения в конце активного участка траекто-
рии взлета с Луны Apollo-11.

Рис. 24.11. Число включений ЖРД оси V реак-
тивной системы управления на активном участке
траектории взлета Apollo-11

Общее число зажиганий ЖРД РСУ оси V в течение всего активного участка взлета показано на рис. 24. 11.

После взлета во время маневра по тангажу управление ориентацией вокруг оси V поддерживалось около 200 сек зажиганием только + V ЖРД.

Позднее амплитуда предельного цикла увеличилась и для поддержания ориентации стали включаться +V ЖРД и —V ЖРД. Хотя —V момент создает угловое ускорение в том же направлении, в котором действует ускорение смещения от ЖРД взлетной ступени, однако +V момент и —V момент создаются ЖРД РСУ, дающими тягу вверх (+Х) и поэтому не происходит потери AV. Возникновение моментов + V и —V объясняется колебанием взлетной ступени вследствие плескания топлива в баках.

Перед концом активного участка взлета после перемены знака смещения углового ускорения не подавалось команд на зажигание + V ЖРД и управление ориентацией поддерживалось вокруг оси V только включением —V ЖРД. [19.]

Ник

А Вы как думаете, где фото из полета, который запланирован на 2007 г?

 

А я и не знал, что 2003, это будущее! ;D ;D ;D

К данному разделу:
ЛИТЕРАТУРА
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.W Digital 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

Ник ;D

шурави

Но дело в том, что даже американская электроника не даёт 100% успеха. Понимаете, посадки (учебные) по приборам подобным ДИСС-15, не встречаются нигде. Это аварыйный режим.

 

Шурави, при всём к вам уважении, вы меня просто поражаете.
"Аполлоны" сажали не обычные строевые вертолётчики, неужели вы этого не понимаете? У них была куча тренировок на тренажёрах, а и всякие-разные учебные посадки, в т.ч. на вертолётах. Наверняка если поищете, то найдёте и подробные описания вертолётных тренировок астронавтов и наших космонавтов.

А я и не знал, что 2003, это будущее! ;D ;D ;D

 

А я так и знал, что Вы не читаете того, что пишут другие ;D ;D ;D

Написал же - сроки переносятся, сейчас полет планируется на 2007 г.

А я так и знал, что Вы не читаете того, что пишут другие ;D ;D ;D

Написал же - сроки переносятся, сейчас полет планируется на 2007 г.

 

Могли бы так прямо и сказать сразу. В статье об этом ни слова. Я её распечатал и несколько раз прочёл.
А чего вдруг перенесли?

шурави

Шурави, при всём к вам уважении, вы меня просто поражаете.
"Аполлоны" сажали не обычные строевые вертолётчики, неужели вы этого не понимаете? У них была куча тренировок на тренажёрах, а и всякие-разные учебные посадки, в т.ч. на вертолётах. Наверняка если поищете, то найдёте и подробные описания вертолётных тренировок астронавтов и наших космонавтов.

 

Замечу, что для тренировок были также построены специальные летающие тренажеры, довольно точно имитирующие динамику лунного модуля.

На скептике об этом сказано и приведен снимок, но бьюсь об заклад - шурави это опять пропустил

Могли бы так прямо и сказать сразу.

 

Я сразу и сказал, в первом сообщении.

В статье об этом ни слова. Я её распечатал и несколько раз прочёл.

 

Статья была написана года четыре назад и с тех пор не обновлялась. Я ж не провидец

А чего вдруг перенесли?

 

Вестимо, насовцы тормозят

А вообще-то мало проектов укладываются в планируемые сроки и суммы.

шурави

Шурави, при всём к вам уважении, вы меня просто поражаете.
"Аполлоны" сажали не обычные строевые вертолётчики, неужели вы этого не понимаете? У них была куча тренировок на тренажёрах, а и всякие-разные учебные посадки, в т.ч. на вертолётах. Наверняка если поищете, то найдёте и подробные описания вертолётных тренировок астронавтов и наших космонавтов.

 

Астронавты, это универсальные специалисты. В узком диапазоне им строевых пилотов не превзойти.

шурави! Люди потратили массу времени доказывая Вам вполне очевидные вещи.Из простой вежливости Вы должны либо признать свою неправоту, либо задать дополнительные вопросы.
Если ответы на новые вопросы содержаться в предыдущих постах то, видимо, необходимо обратиться к статье № 11.1 Правил А_Базы, а именно: 11.1. Запрещён под страхом штрафных санкций "тупизм" - "демонстративное непонимание" аргументации собеседника и явные попытки увода разговора от темы вместо предоставления потребованных аргументов после громких, неподкреплённых фактами заявлений.

Вы так не считаете?

Ник

Вот статья про летающие тренажеры для посадки на Луну: http://www.nasa.gov/centers/dryden/about/Organizations/Technology/Facts/TF-2004-08-DFRC.html. На английском, с кое-какими картинками.

Вот картинки: http://www.dfrc.nasa.gov/Gallery/Photo/LLRV/index.html

А вот фильмец, как Армстронг на такой штуке летает: http://www.dfrc.nasa.gov/gallery/Movie/LLRV/HTML/EM-0019-05.html

Астронавты, это универсальные специалисты. В узком диапазоне им строевых пилотов не превзойти.

 

Астронавты Аполло - в прошлом строевые пилоты и летчики-испытатели в большинстве

Это хорошо что вы такой скромный.

 

Тупить изволите? Это вы заявлениями "американцы врут" "скромно пытаетесь выяснить неясные вопросы".

Но дело в том, что даже американская электроника не даёт 100% успеха. Понимаете, посадки (учебные) по приборам подобным ДИСС-15, не встречаются нигде. Это аварыйный режим.

 

Третий раз для тех кто в чугунном вертолёте:
10 (десять) автоматических станций сели на луну по ДИССу. В вашем бредовом представлении это "нигде"? Так вы вообще отрицаете факты посадки на Луну в т.ч. и Луноходов и грунточерпалок?
Да, а посадки Аполлонов на Луну были не учебными а самыми что ни нае есть боевыми.

И где служили? Неужели вам ничего не зачитывали?

 

Кубинка. 378-я ОСАЭ. А вы?
Я инженер по авиационному оборудованию, специально мне естественно ничего не зачитывали. Так, чего от мужиков слышал...

А вот посадка Аполло 11 со значительной поступательной скоростью (какой) скорее всего враньё.

 

Сами догадались? И каким же образом?

Хотя прогресс уже налицо: раньше было "совершенно очевидно что враньё" а теперь уже "скорее всего".

Натуральный турболёт и есть:
http://www.dfrc.nasa.gov/Gallery/Photo/LLRV/Small/index.html

Тупить изволите? Это вы заявлениями "американцы врут" "скромно пытаетесь выяснить неясные вопросы"....

 

Вот вот Самое эффективное оружие опровергателей - многократные повторения-мантры. Самое эффективное контроружие - статья 11.1 ;D


Ник