Иван Шунейко - Пилотируемые полеты на Луну

6. Программа Apollo потребовала решения целого ряда новых научно-технических проблем в области космонавтики..

Создана космическая система Saturn V Apollo со стартовым весом 2700—2950 г, выводящая полезную нагрузку на орбиту ИСЗ 130…138 г и на траекторию полета к Луне 45 т, корабль Apollo для экипажа из трех человек и лунный корабль, осуществляющий посадку на Луну с двумя астронавтами. Разработаны надежные и эффективные двигатели: ЖРД F-1 с тягой 680…850 т; ЖРД J-2 на жидком водороде и жидком кислороде с тягой 104 т; ЖРД с тягой 9760 кг и многократным включением; посадочный ЖРД с дросселируемой тягой от номинальной 4760 кг до минимальной 476 кг; ЖРД взлетной ступени с тягой 1590 кг, и различные ЖРД для реактивной системы управления.

7. Полеты на Луну продемонстрировали правильное решение проблемы распределения функций между человеком и автоматом в системе управления и навигации корабля Apollo, разработанной Приборной лабораторией Массачусетского технологического института. Астронавтам поручен контроль за работой автоматической системы управления,ее настройка и регулировка. На критических этапах полета при причаливании, стыковке, посадке на Луну и в других сложных и аварийных ситуациях астронавт управляет кораблем вручную. Хороший обзор из кабины командного отсека и лунного корабля обеспечивает эффективное ручное управление при стыковке и посадке на Луну, позволяя с целью увеличения надежности свести к минимуму использование электроники.

8. На корабле Apollo в системах управления и навигации командного отсека и лунного корабля был впервые в практике летательных аппаратов применен ЦАП. Анализ результатов полетов показал хорошее совпадение предсказанных и фактически наблюдаемых процессов управления, поведение угловой ошибки ориентации, отклонений ЖРД на кардане и ошибки поперечной скорости. ЦАП во многих отношениях превосходит аналоговую систему, он не только обеспечивает требуемые динамические характеристики, но и обладает свойствами, недоступными для аналоговой системы. К этим свойствам относятся оценка ориентации и коррекция эксцентриситета вектора тяги, автоматическое изменение коэффициентов усиления по мере выгорания топлива, возможность осуществления различных режимов управления ориентацией и стабилизации.

9. Управление траекторией полета космической системы Saturn V Apollo на разных этапах осуществляется различными методами. При выводе корабля Apollo на орбиту ожидания управление ракетой-носителем Saturn V осуществляется адаптационным методом. Он прост по идее, легок в описании; уравнения управления траекторией и отключения двигателя инвариантны к изменениям задач, характеристик управляемого объекта и удовлетворяют требованиям общности метода.

Однако идеальное решение задачи управления, состоящее в том, чтобы по существующим начальным и желаемым конечным условиям определить оптимальную траекторию и управлять направлением тяги так, чтобы эту оптимальную траекторию реализовать, оказалось непрактичным.

Поэтому методом вариационного исчисления заранее определяют семейство ожидаемых для данного объекта и данного этапа полета траекторий. Для решения задачи управления применяют численные методы криволинейной аппроксимации. Управляющие команды и момент отключения двигателя вычисляются как полиномы координат положения, скорости, ускорения и времени.

В плотных слоях атмосферы основная задача управления полетом ракеты-носителя Saturn V заключается в стабилизации, уменьшении нагрузок на упругую и аэродинамически неустойчивую ракету, никаких компенсаций возмущений отклонением вектора тяги не производится, чтобы не тормозить ракету. На этапе работы первой ступени S-IC осуществляется гравитационный поворот и программа управления вычисляется как полином только времени. За пределом плотных слоев атмосферы после сброса системы аварийного спасения во время работы ступеней S-II и S-IVB главной задачей управления является точное выполнение требуемых параметров полета в конце активного участка траектории. Полет ракеты осуществляется по оптимальной траектории, требующей минимального расхода топлива, управляющие команды вычисляются итерационным методом.

Результаты полетов к Луне кораблей Apollo-8, 10, 11…17 доказывают что такими методами управления достигается хорошая прицельная точность траектории полета к Луне, не требующая дополнительной коррекции, кроме специальной для превращения траектории свободного возвращения в гибридную.