Спуск і посадка космічних аппаратов

РЕФЕРАТ.

СПУСК І ПОСАДКА КОСМІЧНИХ АПАРАТІВ (КА).

НА ПЛАНЕТИ БЕЗ АТМОСФЕРЫ.

Вивчення Сонячної системи з допомогою космічних апаратів вносить великий внесок у розвиток природних наук.

Значну увагу до Сонцю визначається вічно які живуть у людині бажанням зрозуміти, як влаштований світ, коли він жи-вет. Але раніше людина могла лише спостерігати рух небесних тіл і вивчати з відривом деякі (найчастіше малозрозумілі) їх властивості, той зараз науковотехнічна ре-волюция дав можливість досягти низки небесних тіл Солнечіншої Системи і започаткувати спостереження та навіть активні экспери-менты з відстані у тому атмосферах і поверхнос-тях. Ця можливість докладного вивчення «дома» изменя-ет саму методологію вивчення небесних тіл, що вже сей-година широко використовує арсенал засобів і підходів, применяе-мых комплексно наук Землю. На стику планетної астрофизи-ки і геології триває формування нової галузі наукового знання — порівняльної планетології. Паралельно з урахуванням законів електродинаміки, атомної фізики та фізики плазми йде форми-рование іншого підходи до вивченню Сонячної системи — кос-мической фізики. Усе це вимагає розвитку методів і коштів космічних досліджень, тобто. розробки, проектування, виготовлення й запуску космічних аппаратов.

Головна вимога, пропоноване до КА, — це її на;

. 2 — дежность. Основними завданнями спущені і посадкових (ПА) апаратів є гальмування і зближення з поверхнею планети, посадка, робота лежить на поверхні, іноді злет з по-верхности для доставки возвращаемого апарату на грішну землю. Задля більшої надійного розв’язання цих завдань при проекти-ровании СА і ПА необхідно враховувати умови навколо і поверхні досліджуваного тіла: прискорення вільного падения, наявність або відсутність атмосфери, і навіть її свойс-тва, характеристики рельєфу і матеріалу поверхні, і т.д. Всі ці параметри пред’являють певних вимог до конструкції спускного аппарата.

Узвіз є дуже важливим етапом космічного польоту, бо тільки успішне його виконання дозволить розв’язати пос-тавленные завдання. Під час розробки СА і ПА приймаються дві принципово різні схеми спуска:

з допомогою аеродинамічного гальмування (для планет, мають атмосферу);

з допомогою гальмівного ракетного двигуна (для планет та інших небесних тіл, які мають атмосферы).

Ділянка проходження щільних верств атмосфери є вирішальним, оскільки саме тут СА відчувають найбільш ин-тенсивные впливу, що визначають основні технічні рішення й захопити основні вимоги у виборі всієї схеми полета.

Зазначимо найбільш трудомісткі складні завдання, решае;

. 3 — мые під час проектування СА:

дослідження проблем балістичного і який планує спусків в атмосфере;

дослідження динаміки і стійкості руху при раз-личных режимах польоту з урахуванням нелінійності аэродинамичес-ких характеристик ;

розробка систем гальмування з урахуванням завдань наукових до певних шарах атмосфери, особливостей ком-поновки спускного апарата, його параметрів руху, і траектории.

Що ж до спуску на планети, позбавлені атмосфери (класичний приклад тут є Місяць), то цьому слу-чае єдина можливість є використання тор-мозного двигуна, найчастіше жидкостного (РРД). Ця осо-бенность породжує додаткові (окрім суто баллистичес-ких) проблеми, пов’язані з міським управлінням і стабілізацією СА на про активних ділянках — ділянках роботи ра-кетного двигателя.

Розглянемо докладніше дехто з тих проблем. Коріння проблеми стійкості СА на активній ділянці лежать у існуванні зворотний зв’язок між коливаннями палива на баках, корпусу СА і коливаннями виконавчих органів системи стабилизации.

Коливання вільної поверхні палива, воздействуя.

. 4 — на корпус СА, викликають його поворот щодо центру мас, що сприймається чутливим елементом системи стабілізації, який, своєю чергою, виробляє команд-ный сигнал для виконавчих органов.

Завдання у тому, щоб коливання замкнутої системи об'єкт — система стабілізації зробити стійкими (коли можна їх виключити зовсім). Зауважимо, що гострота цієї проблеми залежить від ідеалу компоновочной схеми СА, і навіть від структури та параметрів автомата стабілізації (АС).

Бажано, звісно, цей комплекс питань впоратися на стадії ескізного проектування СА. Складність тут, од-нако, у цьому, що у цьому етапі у тому інформації про систему стабілізації об'єкта, у разі відома структура автомата стабілізації. Тому проводити аналіз стійкості СА поки що невозможно.

В той час ясно, що цілком сформований конструктивный образ СА повністю (чи, у разі, в значительной мері) визначає її динаміку — реакцію на возмущение у процесі посадки. Отже, завдання теоретического аналізу залежить від виборі математичного апарату, здатного виявити цю залежність мовою, зрозумілому разработчику. Такий апарат існує, і він спирається на звестные терміни «керованість», «наблюдаемость», «стабилизируемость», що характеризують саме властивості СА як объекта.

. 5 — управління у процесі регулирования.

Цей апарат дає змогу докладно вивчити зависи-мость «якості» конструктивно-компоновочной схеми СА з його проектних параметрів й у кінцевому підсумку дати необходи-мые рекомендації з доробки компонування об'єкта або обос-новать напрям подальших доработок.

Зазвичай для стабілізації СА крім зміни компонування об'єкта використовують також демпферы коливань палива, наст-ройку системи стабілізації і журналістам зміну її структуры.

Отже, стосовно аналізованої завданню на етапі ескізного проектування інженеру доводиться вирішувати ціле пасмо завдань із якісному аналізу проблеми устойчи-вости за умов відносної невизначеності щодо цілого ряду параметрів. Оскільки рекомендації розробника би мало бути цілком определенными, то єдина можливість — працювати з математичної моделлю СА як діалогу «ин-женер — ЭВМ».

Розглянемо інший гурт завдань проектування — моделиро-вание процесів ударного взаємодії посадкового аппара-та з поверхнею планеты.

Многие здобутки своєї й зарубіжної космонавтики пов’язані з застосуванням посадкових апаратів (ПА) для безпосереднього, контактного, дослідження відвідин Місяця й планет Сонячної системи. Використання ПА зажадало раз;

. 6 — работки нових теоретичних і експериментальних методів досліджень, оскільки етап посадки, характерне значи-тельными (проти іншими етапами) діючими наг-рузками, аппаратурными перевантаженнями і можливість опроки-дывания аппарата, является критичним для всієї експедиції. такі характеристики процесу посадки пояснюються досить енергії, накопиченої ПА на момент посадки, і сукупністю багатьох несприятливих випадкових діючих чинників: рельєфом і физикомеханічними характеристиками місця по-садки, початковими характеристиками і орієнтуванням СА, упру-гостью його конструкції і др.

Вочевидь, що у такі умови повна оцінка надежнос-ти всього етапу посадки можлива лише за глибокому і всесто-роннем аналітичному дослідженні характеристик ПА, завися-щем від наявності математичних моделей процесу розрахункових (чи расчетно-экспериментальных) методів організації расче-тов.

С погляду чисельного рішення завдання посадки, під час обліку усіх сторін процесу, характеризується великим потребным машинним часом розрахунку одній посадкової ситуации (до 10 з при быстродействии ЕОМ приблизно 10 операцій на 1 з), велику кількість можливих посадкових ситуацій, ограничениями на крок інтегрування рівнянь руху СА.

(різку зміну величин діючих зусиль може вызвать.

. 7 — обчислювальну нестійкість алгоритму). При параметричес-ком дослідженні характеристик СА, часом проводи-мом автоматизированно, можливо поява про «вікон нестійкості», де розрахунок динаміки апарату нецеле-сообразен і використовується діалоговий режим роботи ЕОМ щоб уникнути з розгляду низки посадкових ситуаций.

При багатьох інженерних розрахунках, які мають метою вибір оптимального ПА, і навіть при якісної оцінці його харак-теристик, найбільш розумно використовувати спрощені матема-тические моделі процесу (наприклад, модель посадки на ров-ную абсолютно жорстку майданчик). Потрібне машинне час у своїй невелика (з десяток хвилин) і може й зменшено шляхом застосування оптимальних методів та звуками кроків інтегрування рівнянь руху ПА.

Під час проектування ПА багаторазово виникає необходи-мость оцінки незначних конструктивних измене-ний на ті характеристики процесу чи оперативної обробки результатів випробувань в знайдених заздалегідь розрахункових случа-ях (критичних ситуаціях) посадки.

При проведенні цих розрахункових робіт, частка яких у загальному обсязі велика, найвигідніше використовувати ПЕОМ, які мають такими (проти ЕОМ) перевагами, як доступність і оперативність. Застосування ЕОМ у разі нерентабельно, позаяк у силу великого быстродействия,.

. 8 — значної частини дорогого машинного часу расхо-дуется не на розрахунок, але в підготовчі операції при вводе-выводе інформації, або зміні початкових умов процесу. Застосування ПЕОМ вигідно також за налагодженні складних програм контактної динаміки, виділені на серійних розрахунків великих ЕОМ. Час налагодження таких програм, з їхнього обсягу і структури, найчастіше довше їх на-писания, а оперативна і стала налагодження програм на ЕОМ в діалоговому режимі роботи небажана через великі вре-мени їх компіляції і неэкономичного режиму роботи ЭВМ.

Позаяк у час немає значного ускладнення структури моделей процесу посадки, то одновре-менное збільшення швидкодії ПЕОМ викликає широке впровадження їх у розрахункову інженерну практику.

ТИПИЧНЫЕ СХЕМИ СПУСКА.

Посадка космічних апаратів на поверхню безатмос-ферной планети (например, Луны) зазвичай проводиться у разі схемою польоту, яка передбачає попередній переклад КА на планетоцентрическую орбіту очікування (навколомісячну орбиту).

Перспективність і такий схеми посадки определяются такими обставинами: свобода у виборі місця посадки; можливість перевірки системи управління непосредс;

. 9 — твенно перед спуском; можливість зменшення маси СА, бо частина маси можна на орбіті очікування (напер-мір, паливо чи міцний термозащитный відсік під садіння на Землю при возвращении).

Після завершення на проміжної орбіті необхідних операцій підготовки до спуску включається гальмівний двига-тель, і спускний апарат перекладається з орбіти очікування перехідну орбіту — еліпс траєкторії спуску (мал.1) з пе-рицентром поблизу гаданого місця посадки. У опреде-ленной точці перехідною орбіти знову включається двигун, і починається ділянку основного торможения, на якому вирішується завдання ефективного гасіння горизонтальній складової вектора швидкості СА.

Управління у цьому ділянці проводиться у разі програмі, які забезпечують задані значення координат наприкінці ділянки за мінімальної витратах палива; інформація у своїй посту-пает з інерціальних датчиков.

Задані кінцеві значення координат визначають вид но-минальной траєкторії спуску на наступному ділянці конечно-го спуску («прецизионном» ділянці); спуск може осущест-вляться по вертикальної чи похилій траектории.

Типичные траєкторії польоту на основному ділянці основного гальмування представлені на мал.2. Крива 1 заканчивается похилій траєкторією кінцевого спуску, крива 2 ;

. 10 — вертикальної траекторией. Стрелками показані напрями вектора тяги ракетного двигуна, збігаються з подовжньої віссю СА. На рис. 3 представлена (в збільшеному масштабі) похила траєкторія польоту дільниці (А, О) кінцевого спуска.

На ділянці кінцевого спуску, вимір фазових коорди-нат об'єкта виробляється радіолокаційним далекоміром і из-мерителем швидкості (доплеровским локатором).

На початку цієї ділянки можуть нагромадитися значні відхилення (від програмних значень) координат, характери-зующих процес спуску. Причиною цього є випадкові похибки визначення параметрів орбіти очікування, погреш-ность відпрацювання гальмівного імпульсу, недостовірність сведе-ний про гравітаційному полі планети, які закладаються до уваги траєкторії спуска.

З іншого боку, політ усім ділянках піддається дії випадкових обурень — невизначеності величини маси СА, відхилення від номіналу тяги гальмівного двигуна тощо. Усе, це поєднані із неточністю апріорного знання рельєфу по-верхности у районі посадки, робить необхідним термінальне управління м’якої посадкою. Як вихідної інформації використовуються результати виміру висоти і швидкості знизуния. Систему керування м’якої посадкою має забезпечити задану точність посадки при мінімальних витратах топлива.

. 11 — На завершальному ділянці спуску (див. рис.3) — «верньер-ном» ділянці (В, О) відбувається зазвичай вертикальний політ СА з глибоким дросселированием тяги гальмівного двигуна. Верньерный ділянку вводиться у тому, щоби підвищити конеч-ную точність посадки, оскільки вплив похибок определения параметрів траєкторії на точність посадки СА снижает-ся при зменшенні величини негативного прискорення. З іншого боку, якщо потяг безпосередньо перед посадкою мала, то зменшується можливість викиду породи під впливом газо-вой струменя і зменшується опрокидывающее воздейсвие на СА от-раженной від поверхні планети реактивної струи.

ЗАДАЧИ, РОЗВ’ЯЗУВАНІ СИСТЕМОЮ УПРАВЛІННЯ ПОЛЬОТОМ СА.

Отже, основне призначення системи управління польотом СА — компенсація обурень, що виникають у польоті чи є результатом неточності виведення СА на орби-ту очікування. СА стартує звичайно з орбіти очікування, тому завдання управління природно розділити ми такі груп-пы:

1.управление дільниці попереднього гальмування; 2. управление на пасивному ділянці; 3. управление дільниці основного торможения;

. 12 — 4. управление на «верньерном» участке;

Більше зручна класифікація завдань із функціональному призначенню (рис.4).

Основний навігаційної завданням є (див. мал.5) изме-рение навігаційних параметрів й визначення із них поточних кінематичних параметрів руху (координат і швидкості), характеризуючих обурену траєкторію (орбіту) руху СА.

У завдання наведення входить визначення потребных управ-ляющих впливів, що забезпечують приведення СА в задану точку пространсва із швидкістю й у требуе-мый час, з урахуванням поточних кинематическихпарамет-ров руху, певних з допомогою рішення навігаційної завдання, заданих обмежень і характеристик об'єкта управления.

Задачу управління можна проілюструвати прикладом — алгоритмом управління м’якої посадкою СА на Місяць. Структурная схема відповідної системи управління представлена на див. мал.6 Радиодальномер вимірює відстань r до місячної поверхностивдоль визначеного напряму, зазвичай збігається з одночасним спрямуванням подовжньої осі СА. Доплеровский локатор дає інформацію про поточному векторі швидкості зниження V, инерциальные датчики вимірюють вектор Q кутового становища СА, а.

. 13 — також вектор уявного прискорення V.

Результати вимірів надходять для виходу управляючого устрою, у якому складаються оцінки координат, харак-теризующих процес спуску (зокрема, висоти СА над по-верхностью Місяця), і формуються з їхньої основі управляючі сигнали U, U, U, щоб забезпечити термінальне управління м’якої посадкою (O — пов’язана система координат СА). У цьому U, U задають орієнтацію подовжньої осі СА (і, следова-тельно, тяги двигуна) і используюся як уставки для рабо-ты системи стабілізації, а управляючий сигнал U задає те-кущее значення тяги гальмівного двигателя.

Через війну обробки сигналів U, U, U, гальмівним двигуном і банківською системою стабілізації політ СА коригується в такий спосіб, щоб забезпечити виконання заданих терми-нальных умов м’яку посадку. Кінцева точність поссадки вважається задовільною, якщо величина вертикальної складової швидкістю момент контакту з поверхнею планети бракує припустимою деформації конструкції СА, а горизонтальна складова швидкості не призводить до опроки-дыванию аппарата.

Завдання орієнтації й стабілізації як завдання управління СА щодо центру мас формулюється наступним обра-зом:

1.совмещение осей спускного апарата (чи однієї осі) с.

. 14 — осями (чи віссю) деякою системи координат, званої базової системою відліку, рух якої у просторі відомо (завдання ориентации);

2.устранение неминуче що виникають у польоті малих угло-вых відхилень осей космічного апарату від соответствую-щих осей базової системи відліку (завдання стабилизации).

Зауважимо, що все політ СА розбивається, сутнісно, на дві ділянки: активний (під час роботи маршового двигуна); пасивний (при дії на СА лише сил гравітаційного характера).

Рішення перелічених завдань (навігації і наведення, орієнтації й стабілізації) на активних і пасивних ділянках мають свою специфику.

Наприклад, процес управління польотом на пасивних ділянках характеризується, зазвичай, відносної мед-ленностью і великий дискретністю докладання управляючих воздействий.

Цілком іншим є процес управління польотом на активній ділянці, наприклад, під час посадки на Місяць. Непрерыв-но, починаючи із моменту внесення гальмівного двигателя, на борту вирішується навігаційна завдання: визначаються поточні координати СА і прогнозуються кінематичні параметри руху на даний момент вимикання двигателя.

Також безупинно обчислюються і як реалізуються необходи;

. 15 — мые управляючі впливу (момент сили) в подовжньої і поперечній площині наведення. Процес управління цьому етапі характеризується великий динамічністю и, как правило, безперервністю. У окремих випадках завдання наведення можна розв’язувати дискретно, причем інтервал квантування за часом визначається вимогами динаміки і точності наведения.

Аби вирішити перелічених завдань систему управління по-летом СА послідовно (чи паралельно) працює у режи-мах орієнтації, стабілізації, навігації і наведення. Прилади та внутрішнього облаштування, щоб забезпечити виконання тієї чи іншої режиму управління і складові частина всього аппара-турного комплексу системи управління, зазвичай називають сис-темами навигакции, наведення, орієнтації й стабилизации.

Найчастіше практично системи, управляючі движе-нием центру мас космічного корабля, називають системами навігації і наведення, а системи, управляючі рухом космічного корабля щодо центру мас, — системами орієнтації й стабилизации.

КОМПОНОВОЧНАЯ СХЕМА І СТІЙКІСТЬ СА.

Стійкість — найважливіше властивість, яким має об-ладать СА під час усіх еволюцій під час посадки на планету.

Проблема забезпечення стійкості, як відомо, общая.

. 16 — проблема всім рухомих об'єктів, у кожному даному випадку розв’язувана, проте, по-різному. І в разі, стосовно СА, вона також має власну специфику.

Річ у тім, що рідке паливо, що живить ракетний дви-гатель під час його роботи, коливається (через наявність слу-чайных обурень). Впливаючи на корпус СА, ці коливання породжують коливання СА в целом.

Чутливі элементы (гироскопы) реагують на коле-бания корпуси та включають, своєю чергою відповідні виконавчі органи (рулюй), цим формуючи замкнуту колебательную систему спускний апарат — автомат стабили-зации (СА — АС).

При певних умов, значною мірою за-висящих від «досконалості» компонування СА, виникатимуть наростаючі коливання корпусу СА, що призводять зрештою для її разрушению.

Характерним тут і те, що «коріння неустойчивос-ти знаходяться на особливостях компоновочной схеми СА, наслідком чого стане у себе необхідність самого ретельного исследова-ния цих особливостей (рис.7).

Використання жидкостного ракетного двигуна задля забезпечення м’яку посадку СА породжує, очевидно, ряд проблем, що стосуються забезпечення його устойчивости.

Займемося, а такою, саме — дослідженням роли.

. 17 — конструктивних параметрів компоновочной схеми СА в формиро-вании динамічних властивостей СА як керованої системы.

Управління СА щодо центру мас в площинах тангажа і шастання здійснюється спеціальний автомат стабілізації з допомогою управляючих моментів при целе-направленном включенні управляючих двигунів. Можливі й інші схеми управління, наприклад, шляхом перерозподілу тяг управляючих двигунів або маршового двига-теля (газового руля).

Що ж до паливних баків, всі вони зазвичай выполняют-ся як тонкостінних оболонок різної геометричній конфігурації (зазвичай осесимметричной) і розміщені всередині СА.

Якими параметрами бажано характеризувати той чи інший компоновочную схему про те, щоб формалізувати даль-нейший аналіз? З погляду динаміки представляють инте-рес ті, які у першу чергу характеризують: форму і місцезнаходження паливних баків; становище центру мас СА; по-ложение і тип управляючих органів; співвідношення плотностей компонентів палива; «подовження» (тобто. ставлення висоти до діаметру) СА.

Будем припускати, що траєкторія посадки СА выбрана.

(і оптимальна у цьому чи іншому сенсі). Є также.

(чи формується у процесі польоту) програма роботи марше;

. 18 — вого двигуна. Усе це однозначно визначає згадані вище параметри компоновочной схеми СА у кожний момент вре-мени активного участка.

Цих припущень достатньо формалізації обсуж-даемой проблеми — дослідження впливу особливостей компо-новки СА з його устойчивость.

Проте завдання стабілізації СА під час посадки на планети, позбавлені атмосфери, куди входять у собі аналіз динаміки объ-екта, дослідження причини хитання й невизначеності методів її усунення, передбачає повної формалізації і вимагає прив-лечения діалогової технології исследования.

Для побудови такий технології необхідно розпочати з аналізу основних чинників, визначальних зрештою структуру діалогу «людина — ЕОМ», саме: особливостей СА як механічної системи; особливостей його математичес-ких моделей; своєрідності методів дослідження цих моделей.

Спускний апарат як механічна система представ-ляет собою тонкостенную (частково ферменную) конструкцію, з гальмівним пристроєм — рідинним ракетним дви-гателем — й необхідною системою стабилизации.

Важливою особливістю компоновочной схеми СА є у конструкції паливних відсіків (з пальним і окис-лителем) різної геометричній конфигурации.

Стабілізація СА щодо центру мас осуществляет;

. 19 — ся спеціальний автомат стабілізації з допомогою управ-ляющих моментів з допомогою відхилення управляючих двигунів, маршового двигуна чи газових рулей.

У процесі руху СА рідина в відсіках коливається, корпус апарату відчуває пружні деформації, усе це по-рождает коливання об'єкта в целом.

Чутливі елементи (гіроскопи) і виконавчі елементи (рулюй) замикають колебательную систему спускний апарат — автомат стабілізації і породжують сув’язь воп-росов, пов’язані з забезпеченням стійкості системи в це-лом.

Рух СА ми собі як «обурену» рух, накладене на програмну траєкторію. Термін «ус-тойчивость» належить саме до цього обуреному движению.

До речі, що вибір моделі є хороший приклад неформализуемой процедури: й без участі розробника він у принципі невозможен.

Якими міркуваннями керується інженер при выбо-ре моделей?

Насамперед ясно, що ні має сенсу перевантажувати розрахункову модель різними подробицями, роблячи неоп-равданно складної. Тому видаються розумними следую-щие соображения.

Для аналізу запасів статистичної стійкості объек;

. 20 — та можна обмежитися моделлю твердого жорсткого тела.

При виборі ж характеристик пристроїв, обмежують рухливість рідини в відсіках, потрібно вже враховувати хвильові руху на вільної поверхні рідини як ис-точник збурюючих моментов.

Вибір раціонального розміщення датчиків системи стаби-лизации об'єкта доводиться робити з урахуванням упругости.

Деякі методи, використовувані під час аналізу процесів стабілізації, пов’язані з аналізом динамічних властивостей объ-екта в певний фіксований час. Для получе-ния інтегральних характеристик об'єкта протягом невеликого інтервалу часу, чи по всьому досліджуваному ділянці использу-ются геометричні методи, пов’язані з побудовою у просторі областей стійкості, стабилизируемости спе-циальным чином вибраних параметрів (як безрозмірних, і розмірних). Ці методи також дозволяють длать на запитання, наскільки великий запас стійкості чи стабилизиру-емости, і допомагають з’ясувати причини виникнення неустой-чивости.

Є ще група методів забезпечення стійкості СА, куди входять в себя:

1) раціональний вибір структури та параметрів автомата стабілізації; 2) зменшення коливань рідини в відсіках з по;

. 21 — міццю установки спеціальних устройств;

3) раціональний вибір компоновочной схеми об'єкта (пе-рекомпоновка), з одночасної настроюванням параметрів АС чи з принциповою зміною його структуры.

Звернімося тепер власне до терміну «технологія ре-шения» проблемы.

Під цим терміном ми розуміти набір комплексів окремих подзадач, куди розбивається об-суждаемоая завдання, математичних методів і лобіювання відповідних технічних засобів їхнього реалізації, процедур, регламен-тирующих порядок використання коштів і забезпечувальних вирішення завдання в целом.

Кінцевою метою проектних розробок за динамікою СА яв-ляется забезпечення її стійкості дільниці посадки. Цьому завданню підпорядковані й інші, зокрема і завдання ана-лиза структурних свойств.

СА як об'єкта регулювання (керованістю, спостережливості, стабилизируемости).

Так як стійкість — те, що в рахунку цікавить розробників (і замовників), те з цієї задачи.

(у плані попередньої оцінки) доводиться в процессе дослідження, нею само нині доводиться і завершувати все разработки при остаточної доведенні параметрів системи стабилизации. У цьому змінюється лише глибина проробки цього вопроса: першому етапі використовуються порівняно грубі моподіли як об'єкта регулювання, і регулятора. На конеч;

. 22 — ном етапі, коли проведено комплекс досліджень, проводиться докладний аналіз стійкості й якості процес-сов регулювання объекта.

Отже, слід керуватися наступним принципом:

займаючись аналізом динаміки об'єкта, почавши з оцінки тієї устой-чивости, раз у раз треба до неї, перевіряючи все ідеї, й рекомендації, отримані у процесі аналізу замкнутої системі об'єкт — регулятор, використовуючи (по обста-новке) грубі чи уточнені моделі як об'єкта, і ре-гулятора.

Цей принцип і основу комплексу процедур, рег-ламентирующих порядок використання моделей СА, методів аналізу цих моделей, які забезпечують вирішення завдання устой-чивости СА в целом.

1. «Проектування спущені автоматичних космічних апаратів» під редакцією члена-кореспондента АН СРСР В. М. Ковтуненко. М.:

Машинобудування, 1985.

2. Баженов В.І., Осик М. С. Посадка космічних апаратів на планети. М.:

Машинобудування, 1978.