Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.
Процесс посадки космического аппарата с момента начала его контакта с поверхностью и до полной остановки является одним из наиболее критичных этапов его функционирования. Из-за погрешностей системы управления движением в момент контакта с поверхностью космический аппарат (КА) обладает существенной остаточной кинетической энергией, которую необходимо погасить. Для этой цели используются специальные опорные посадочные устройства, поглощающие остаточную энергию и исключающие удар КА о поверхность [1].
Посадка считается успешной при выполнении ряда критериев: непревышение перегрузкой некоторых предельных значений; устойчивость КА при движении по посадочной поверхности (отсутствие опрокидывания); минимально необходимый клиренс.
Космический аппарат и элементы посадочного устройства рассматриваются как сложная механическая система с внутренними связями, вид которых отражает конструктивные ограничения, накладываемые связями на относительное движение тел системы [2]. В зависимости от конкретной конструкции опор посадочного устройства это могут быть шарниры, оси вращения, телескопические соединения и т. д.
Предлагаемый подход сводится к записи уравнений пространственного поступательного и вращательного движения тел (корпуса КА, элементов посадочного устройства), а также составлению специальных уравнений связей для определения динамических реакций в точках контакта тел. Уравнения связей могут быть сведены к системе линейных уравнений относительно неизвестных компонент сил и моментов реакций связей с переменными по времени коэффициентами.
Подход представляется достаточно универсальным, поскольку, комбинируя различные типы связей, можно охватить самый широкий круг практических реализаций конструкции посадочных опор. Наиболее трудоемкой процедурой является составление и решение уравнений связей. Трудности реализации подхода также связаны с существенной разницей массово-инерционных свойств тел системы: корпус КА может иметь массу в несколько тонн, а элементы посадочного устройства — килограммы или десятки килограммов. Однако современные проблемно-ориентированные пакеты программ позволяют преодолеть возникающие вычислительные трудности.
Представляет существенный интерес посадка на другие планеты [3, 4]. Поэтому возможности подхода проиллюстрированы расчетом динамики мягкой посадки лунного модуля. Построена модель системы, на основании ее реализации получены характерные зависимости от времени скорости центра масс корабля, его угловой скорости, перегрузок, клиренса. Анализ этих зависимостей позволил сделать вывод о выполнении критериев успешности процесса посадки.
Модель может служить инструментом проектного анализа различных типов механических посадочных устройств. Она позволяет решать оптимизационные задачи по выбору типа и энергетики демпфирующих элементов опор посадочного устройства.
