Каталог :: Астрономия

Реферат: Спуск и посадка космических аппаратов

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.