Постановка задачи. Оценка схемных решений. Показатели эффективности

 

Обеспечение максимальной эффективности систем торможения – первостепенное требование при формировании схемы спуска в атмосфере и определении проектных параметров рассматриваемых средств. Практически во всех исследованиях, проведенных до настоящего времени, в качестве основного критерия эффективности (критерия качества) ДА принималась масса ПН, которую он доставляет на поверхность планеты назначения или в ее атмосферу. В состав ПН входят научная аппаратура, доставляемая на планету, посадочная платформа с планетоходом или взлетной ракетой, обеспечивающей доставку грунта с поверхности планеты и т.д. Использование критерия максимума массы ПН, как отмечалось, например, в работе [17], часто оказывается затруднительным. Величина ПН является составной частью массы ДА и зависит от массы других составляющих: массы конструкции, теплозащитного покрытия, системы управления, систем торможения и т.д.

Максимум ПН обеспечивается соответственно минимумом массы остальных систем. А их минимизация сопровождается подчас противоречивыми требованиями. Для уменьшения массы конструкции необходимо обеспечить торможение по пологим траекториям с минимальными перегрузками и большим временем полета. Но при этом увеличивается масса теплозащитного покрытия и т.д. Поэтому для минимизации массы систем выбирают наиболее характерную составляющую этой массы и осуществляют ее минимизацию. Ряд исследований показывает, что такой характерной составляющей является масса систем мягкой посадки. Масса систем, обеспечивающих мягкую посадку ДА (или его составной части), может быть определена как сумма масс систем аэродинамического и активного торможения, представляющих участки спуска в атмосфере. Масса системы мягкой посадки может составлять от 30 до 50% массы всего ДА (табл. 1).

При выборе критерия оптимальности решались две задачи:

1. определение основной составляющей массы систем аппарата, минимизация которой обеспечивала бы максимум ПН;

2. определение условий, приводящих к максимуму ПН, с целью обеспечения максимальной эффективности оптимизации траектории.

В результате проведенного анализа критерий оптимальности формулировался как минимум массы систем мягкой посадки – это критерий верхнего уровня, и отдельно формулировался критерий оптимальности для синтеза траектории спуска на участке основного аэродинамического торможения, – это критерий низшего уровня.

На этом участке искалось оптимальное управление, обеспечивающее минимум конечной скорости на заданной высоте

 при , (3.1)

либо максимум конечной высоты при заданной конечной скорости

 при  . (3.2)

Однако, как отмечалось в работе [17], критерий  (равно как и ) не дает количественной оценки весовых затрат на посадку, и вместе с тем высказывалось мнение о неполной эффективности этого критерия (). Отмечалось, что такой подход не учитывает особенностей активного торможения, состоящих в том, что количество топлива (характеристическая скорость), необходимого для реализации мягкой посадки, существенно зависит от угла наклона  вектора скорости  к местному горизонту, при данной величине его модуля и высоте включения двигателя . На основании сказанного применялся и другой подход к выбору критерия оптимизации на участке аэродинамического торможения: оптимизация проводится не по минимуму скорости на заданной высоте, а по минимуму топлива, необходимого для реализации мягкой посадки. Точка включения двигателя выбирается только из условия реализации оптимальной по расходу топлива траектории торможения при заданной величине тяговооруженности. По-видимому, этот подход также не может послужить общим методом оптимизации для различных участков спуска.

В большинстве случаев практического проектирования речь об оптимизации всей системы или всей совокупности этапов функционирования не ведется. Первоначально определяется рациональность осуществления того или иного этапа и выбора его границ. В этом плане предпочтительно рассматривать параметры, отражающие физику процесса. Можно показать,  что два требования: обеспечение минимума конечной скорости на заданной высоте и максимизации высоты для заданной конечной скорости могут быть объединены. Если рассмотреть отношение кинетической и потенциальной энергии СА в процессе спуска, то увидим, что минимум коэффициента  обеспечивается условия как при выполнении (3.1), так и условия (3.2). Таким образом, можно их объединить и ставить задачу выполнения требования .

 

Таблица 1

Масса систем мягкой посадки

Проект
М – 73	840	163,2	180,3	40	383,3
	1	0,19	0,215	0,05	0,455
5М – ТЗУ	5350 ¸ 6000	430 ¸ 463	810 ¸ 915	1170 ¸1310	2410 ¸ 2685
	1	0,08	0,15	0,22	0,45
5М – ПС	5350 ¸ 7400	1200 ¸ 880	310 ¸ 475	640 ¸ 1100	1830 ¸ 2775
	1	0,22 – 0,12	0,06	0,12 – 0,15	0,3 – 0,43
MSSR	2858 ¸ 1361	276 ¸185	232 ¸ 145	352 ¸ 152	482 ¸ 860
	1	0,1 ¸ 0,15	0,08 ¸ 0,11	0,1 ¸ 0,12	0,28 ¸ 0,38
Viking	930	248	45	133,2	426,2
	1	0,27	0,05	0,14	0,46
BA	21,72	4,65	4,85	2,13	11,6
	1	0,21	0,22	0,1	0,5

 

Создание ДА, предназначенных для доставки на поверхность планеты или ввода в атмосферу научных лабораторий, связано, прежде всего, с разработкой средств аэродинамического торможения, способных погасить огромную энергию аппаратов, которой они обладают при входе в атмосферу планеты.

Энергия, которой обладает СА при движении в атмосфере, складывается из кинетической энергии, обусловленной скоростью аппарата, и потенциальной, обусловленной положением его относительно поверхности планеты.

Хотя общим требованием является обеспечение минимума суммарной энергии аппарата перед достижением конечных условий (например, к моменту контакта с поверхностью), уменьшение кинетической энергии должно опережать уменьшение потенциальной энергии.