Таким образом, основное назначение системы управления полетом СА — компенсация возмущений, возникающих в полете или являющихся результатом неточности выведения СА на орбиту ожидания. СА стартует обычно с орбиты ожидания, поэтому задачи управления естественно разделить на следующие группы:
1.управление на участке предварительного торможения;
2.управление на пассивном участке;
3.управление на участке основного торможения;
4.управление на «верньерном» участке;
Более удобна классификация задач по функциональному назначению. Основной навигационной задачей является измерение 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 управляющих воздействий, которые обеспечивают приведение СА в заданную точку пространсва с заданной скоростью и в требуемый момент времени, с учетом текущих кинематическихпараметров движения, определенных с помощью решения навигационной задачи, заданных ограничений и характеристик объекта управления.
Задачу управления можно проиллюстрировать примером алгоритмом управления мягкой посадкой СА на Луну. Радиодальномер измеряет расстояние r до лунной поверхностивдоль определенного направления, обычно совпадающего с направлением продольной оси СА. Доплеровский локатор дает информацию о текущем векторе скорости снижения V, инерциальные датчики измеряют вектор Q углового положения СА, а также вектор кажущегося ускорения V. Результаты измерений поступают на выход управляющего устройства, в котором составляются оценки координат, характеризующих процесс спуска (в частности, высоты СА над поверхностью 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, следовательно, тяги двигателя) и используюся как уставки для работы системы стабилизации, а управляющий сигнал U задает текущее 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 терминальных условий мягкой посадки. Конечная точность посадки считается удовлетворительной, если величина вертикальной составляющей скорости в момент контакта с поверхностью планеты не вызывает допустимой деформации конструкции СА, а горизонтальная составляющая скорости не приводит к опрокидыванию аппарата.
Задачи ориентации и стабилизации как задачи управления СА относительно центра масс формулируется следующим образом:
1.совмещение осей спускаемого аппарата (или одной оси) с осями (или осью) некоторой системы координат, называемой базовой системой отсчета, движение которой в пространстве известно (задача ориентации);
2.устранение неизбежно возникающих в полете малых угловых отклонений осей космического аппарата от соответствующих 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 медленностью и большой дискретностью приложения управляющих воздействий. Совершенно иным является процесс управления полетом на активном участке, например, при посадке на Луну. Непрерывно, 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 необходимые 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 полетом СА последовательно (или параллельно) работает в режимах ориентации, стабилизации, навигации и наведения. Приборы и устройства, обеспечивающие выполнение того или иного режима управления и составляющие часть всего аппаратурного комплекса системы управления, обычно называют системами навигакции, наведения, ориентации и стабилизации. Наиболее часто на практике системы, управляющие движением центра масс космического корабля, называют системами навигации и наведения, а системы, управляющие движением космического корабля относительно центра масс,- системами ориентации и стабилизации.
