Комментарии 101
Ведь как я понял, основная проблема была в недостаче 28 м/с, а снизив тягу, получим меньшую скорость в итоге.
Я могу что-то путать, но вроде бы у мощных двигателей, которые ставятся на носителях, возможности дросселирования тяги довольно ограничены.
Или у меня в голове устаревшие данные?
Если отключаем два — то на 50%/2 = 25% дольше
Каждая лишняя секунда полёта — потеря 9.8 м/с скорости, из-за притяжения земли.
Потомок фау 1 Republic-Ford_JB-2 — не нашел точного описания, но сказано, что: радиокоманды + радар. В те года почти 100% это были аналоговые решения. Т.е. смотрим как летит по РЛС и отправляем команды лево-право-прилетели. Это уже абсолютно полноценная терминальная СУ (хоть и с внешним наблюдателем, т.к. GPS не было).
ну и я уверен много кто так целился в те времена аналоговым способом. накладываем на ЭЛТ карту местности, назначаем двумя вращ.ручками (одна за направление, другая за дальность) цель. А потом в полете смотрим по РЛС (или транспондер) и отправляем необходимые отклонения рулей по радио.
Дело не в замены аналога цифрой, а в расширении номенклатуры предусмотренных разработчиками нештатных ситуаций.
Есть две классификации:
1. Как мы понимаем, что сейчас происходит с ракетой?
GPS — это примерно то же самое, что наблюдение за траекторией посредством РЛС. То есть внешний по отношению к ракете источник информации о текущем положении и скорости ракеты. Использование гироскопов, акселерометров и интеграторов — это инерциальная система, которая в таких внешних источниках информации не нуждается.
2. Как мы вырабатываем управляющее воздействие?
Вот тут как раз и бывает наведение по жесткой траекториии и «терминальное управление». В первом случае, как это и было довольно длительное время, перед стартом ракеты считается траектория, в СУ заводятся азимут, программа угла тангажа (для баллистической ракеты) и дальность. Тут уже не принципиально, будет ли это интеграл воздушной скорости измеренный «по набегающему воздуху», или кажущаяся скорость наинтегрированная гироскопом.
Так вот, система наведения «по жесткой траектории» измеряет текущие параметра движения, сравнивает их с программными и пытается управляющими воздействиями минимизировать отклонения реальных параметров от программных.
Система наведения с «терминальным управлением» определяет параметры движения ракеты и строит из вычисленной точки траекторию, которая оптимальным образом приводит к цели.
При этом не принципиально, каким образом получена информация о текущих параметрах движения ракеты. Это может быть GPS, а могут быть гироскопы и акселерометры (чисто инерциальная система). Главное — это то, что держит «в голове» система управления, когда вырабатывает управляющие воздействия.
Понимаете в чем разница? Если на ФАУ-1 налетит ураганный порыв ветра и мгновенно отнесет ее ровно на километр в сторону, то система управления «по жесткой траектории» поймет, что какое-то время ракету колбасило, но все равно полетит по заданному гироскопами азимуту по параллельной траектории и упадет ровно в километре сбоку от цели. Система с «терминальным управлением» поймет (по тем же гироскопам и акселерометрам), что ракету отнесло на километр в сторону и изменит «программный» азимут так, чтобы конец траектории пришелся в ту же точку, что и было изначально задумано. Для этого, конечно, придется чуточку увеличить дальность.
Если система управления «по жесткой траектории» сможет детектировать такой боковой снос и умеет с ним бороться, то она не станет корректировать исходно заданный азимут, а вместо этого будет пытаться вернуться на программную траекторию. То есть, грубо говоря, повернется под прямым углом к прежнему направлению полета и полетит в ту точку, откуда ее унесло.
Когда мы по РЛС смотрим куда летит ракета и по радио шлем ей команды, то это, конечно, терминальная система управления, но в виде оператора за пультом. То есть система управления не аналоговая, а «биологическая». Биологические системы управления (оператор или пилот) всегда терминальные. В этом их сила.
Что подавать на вход ПИД регулятора, чтобы он приводил в заданную точку? Какое значение?
Я, собственно, сомневаюсь лишь в том, что на ФАУ была именно терминальная система наведения. Это слишком сложно для тогдашнего уровня развития техники. Даже через 20 лет после ФАУ ракеты все еще летали по жесткой траектории.
координаты x_цели y_цели изветсны, а у меня xcur,ycur (или в системе координат R,phi, не важно). беру прямо разницу, dx=x_цели — x_cur,dy= y_цели-ycur. Придумаю хитрющую схему, как сравнить dx и dy так, чтобы получить dx/dy. Вот мне уже известно отноешине Vx,Vy. И отправляю эти Vx,Vy в ПИД, их и поддерижваю.
ну не ахти прям как сложно, честно слово.
Давайте прекратим этот бессмысленный спор.
Так или иначе, но очень долго, даже когда уже были технические возможности для терминального управления, ракеты управлялись по жестко заданной программе. Это просто исторический факт. Частично это, было обусловлено принципом «работает — не трогай», частично необходимостью заново делать все алгоритмы (тратить время и деньги на разработку, доводку и испытания).
Как передавать управляющий сигнал — это тоже не проблема. А биологическая система потому, что кто-то должен по сигналам РЛС решить, какие управляющие воздействия передать ракете. Если это оператор, то проблем нет. Если же аналоговый вычислитель, то попробуйте прикинуть, как он должен работать? Нарисуйте его блок-схему из интеграторов, дифференцирующих цепочек, сумматоров и т.п.
Однако же в ПВО задача встречи ракеты с целью успешно решалась и решается в аналоговым счётно-решающим прибором.
>А биологическая система потому, что кто-то должен по сигналам РЛС решить, какие управляющие воздействия передать ракете. Если это оператор, то проблем нет. Если же аналоговый вычислитель, то попробуйте прикинуть, как он должен работать?
Вы всерьёз полагаете, что оператор умнее аналогового вычислителя?
>Нарисуйте его блок-схему из интеграторов, дифференцирующих цепочек, сумматоров и т.п.
Это не аргумент. С тем же успехом я могу предложить Вам написать программу решения этой задачи на любом удобном Вам языке.
Я не то что всерьез полагаю, я совершенно точно знаю, что аналоговые, да и цифровые вычислители значительно менее эффективны, чем опытный летчик. Когда-то очень давно, я имел некоторое касательство к отработке алгоритмов автоматической посадки одного летательного аппарата. Непосредственно этим не занимался, но коллеги рассказывали. Берется полетный симулятор, берется набор начальных условий типа высота, дальность, вектор скорости, ветер и т.п. Потом управление отдается автомату или живому пилоту. Так вот, пилот мог посадить аппарат в гораздо большем диапазоне начальных условий. В разы более широком.
Я не говорю, что надо делать готовую систему управления. Как надо писать такую программу «на любом языке», я по крайней мере представляю себе. И, наверное, с какими-то допущениями и упрощениями модели движения смогу написать даже в одиночку. А вот как то же самое сделать на аналоговом вычислителе, я даже в общих чертах себе не представляю. К тому же, не стоит забывать, что во времена разработки Протонов вычислительная техника была чуть менее развитой, чем сейчас. Тогда компьютер не дотягивающий по производительности до Ардуины занимал десятки кв. метров площади и требовал десятков киловатт электрической мощности.
Алгоритм бывает разный. Но он всегда задан уравнением, которое преобразует измеренные параметры ошибки в управляющий сигнал. А при переходе параметров цели или ракеты через определённые условия, переключает алгоритм.
>Как надо писать такую программу «на любом языке», я по крайней мере представляю себе
Я Вам верю. А вот сам — не представляю. Ибо не писал никогда подобных программ. Просветите, меня, изложите схему алгоритма.
Если мы все еще говорим про наведение на цель крылатой ракеты типа ФАУ-1, то схема простая.
Есть координаты цели, есть измеренные или вычисленные текущие координаты ракеты. Считаем азимут на цель и загружаем его в курсовой ПИД регулятор, который задает направление полета по внутреннему гироскопу. При этом держим заданную высоту полета.
Если расстояние до цели меньше чего-то, то включаем режим, в котором ракета летит прямо на цель.
Есть координаты цели, есть координаты, скорость и курс ракеты, рассчитывается азимут на цель, сравнивается с курсом ракеты, на ракету передаётся поправка, которую автопилот выполняет.
А если то же самое сделать по двум координатам, получится классическое радиокомандное наведение 1-го рода.
Не очень представляю, как там считать углы по теореме пифагора, да еще и на сфере.
Мои представления остались на уровне интергаторов. Если вы в курсе, как там можно посчитать азимут и какие устройства для этого используются, было бы интересно узнать.
Я, например, помню, что на древней ракете 8К84 программа угла тангажа была задана в виде формы кулачка, который часовым механизмом вращался и толкал шток, который в свою очередь крутил переменный резистор. А сопротивление этого резистора сравнивалось с сопротивлением другого переменного резистора, который стоял на одной из осей ГСП (кажется там был просто обычный мост), а напряжение из за рассогласования их сопротивлений было как раз тем сигналом, который система управления должна была держать равным нулю, поворачивая ракету по тангажу.
Если есть уравнение, то возможен и аналоговый прибор, который его реализует. А кулачки это, коноиды, ЭЛТ с неоднородно продырявленным экраном или что-то другое — вариантов тьма.
Угу, только каждый дополнительный параметр — это отдельный кусок схемы для его обработки. Как быстро вся схема превратится в мешанину проводов, в которой даже её авторы не смогут разобраться? А в цифровой системе всё вешается на центральный контроллер и обрабатывается софтово. Если мощности контроллера стало не хватать, ставим микросхему побольше, а основная часть софта осталась такая же.
Возможно, проблема в весе и размерах такого вычислителя или в надежности его работы. А может быть просто не было смысла его делать, так как точность имеющихся датчиков была недостаточна, чтобы получить преимущество по сравнению с неведением по жесткой траектории.
Или другой вариант — решать надо было не какое-то одно уравнение, а итерационно подбирать решение, учитывая по ходу решения какие-то ограничения. Тоже вполне возможный вариант.
Влоб. Скажем, функция двух переменных на коноиде делается тривиально.
Представим уравнение в виде x^2+px+q =0;
Потом коноида реализует зависимость d = p^2-4q; кулачёк — реализует зависимость y = 0.5sqrt(abs(d));
Если d — неотрицательное, то корни равны 0,5p ± y, если d — отрицательное — то 0.5p и y — действительная и мнимая часть комплексных корней.
Ну, это даже не электроника, это я описал уровень 30-х годов. В 60-х для этого наверняка существовали спецлампы или ещё какие-то способы задания функций.
>Или другой вариант — решать надо было не какое-то одно уравнение, а итерационно подбирать решение, учитывая по ходу решения какие-то ограничения. Тоже вполне возможный вариант.
Опишите задачу.
Далеко не любое уравнение можно аналитически развернуть наоборот и из желаемой конечной точки получить требуемые начальные условия. А нелинейность коэффициентов диффура, насколько я понимаю (могу ошибаться), вообще делает невозможными даже мечты об аналитическом решении.
Или корректировку делал разгонный блок по принципу «это его работа» (всякие там эффекты Оберта и прочее)?
Всё-таки, насколько я понимаю, при «начальных» ~26 тоннах, дополнительные 28 м/с для разгонного блока это не столько дополнительные 35 секунд работы двигателя (работает он там по несколько десятков минут) сколько «потеря» около двух дополнительных тонн топлива. По-моему, чтобы не допустить такого третья ступень тоже должна была работать до
Другими словами, тема подвига или предательства третьей ступени в детективе не раскрыта :)
Не надо так говорить про летс-плеи! Бла-бла-бла на любой чих мешает при их просмотре ничуть не меньше, чем в спорте.
В названии стрима "react" нигде не промелькнуло? А то в англоязычном сегменте довольно популярная категория, где главное это именно реакция комментирующих, а не само событие/трансляция. И именно ради этого их записывают и смотрят.
ЗЫ Понятное дело, что с дивана легко размышлять, но, кмк, может оказаться и правдой
А вот след тетраоксида азота — это штатный дренаж, он при каждом пуске появляется.
Вы забыли упомянуть, существенную деталь: это первый полёт Протона/Бриза так называемой четвёртой фазы модернизации, в которой разными локальными мероприятиями грузоподъемность на ГПО доведена аж до 7 тонн (масса Intelsat-31 — 6450 кг, планируемого к запуску следующим EchoStar-21 — 6900). Возможно модернизация системы управления в течение этих четырёх фаз, всех и спасла.
К счастью, на второй ступени все четыре двигателя находятся в карданных подвесах, и система управления стала бороться за жизнь ракеты, компенсируя разворачивающий момент поворотом двигателей. Это удавалось не вполне, углы отклонения росли…
По изучению в свое время на кафедре изделия 8к84/15а20 — оси ЖРД были не параллельны, а сводились в одну точку. Таким образом разворачивающего момента не было, а был увод, который легко компенсировать
Тут данная технология утеряна?
… оси ЖРД были не параллельны, а сводились в одну точкуПод точкой надо полагать центр тяжести всей движущейся конструкции? Другую точку, при выборе которой нескомпенсированные друг другом векторы тяги двигателей не будут создавать вращающего момента, представить сложно.
Раз сказано, что оси двигателей изначально устанавливались, то значит эти двигатели не имели возможности поворота своих «осей», другими словами, не могли изменять вектор тяги, а значит и «отслеживать» изменяющийся центр тяжести тоже не могли.
Скорее всего уважаемый teecat говорил про технологии каких-то изделий, которые (опять-таки скорее всего) управлялись не изменением векторов тяги двигателей, что делает их сравнение с Протоном несколько некорректным. Все четыре маршевых двигателя второй ступени Протона могут независимо поворачивать свои оси (векторы тяги) в очень широком диапазоне и следовательно сводить их в очень широком диапазоне точек, а могут и вовсе
Не знаю с чем это связано, но, походу, ЖРД если качаются то, либо в двух плоскостях, либо лишь в тангенциальной плоскости. Возможно это как-то связано с взаимодействием газовых струй или ещё чего-либо в том же духе. Мне почему-то казалось логичным «качать» двигатель в радиальной плоскости, т.е. в одной плоскости с осью ракеты.
P.S. Вообще сложность поисков информации о подобных деталях поражает. Такое впечатление, что это до сих пор «страшная военная тайна, касающаяся межконтинентальной баллистической ракеты с ядерной боеголовкой». Ситуация похожа на:
— Гордитесь достижениями нашей космической промышленности! Гордитесь отечественной космической техникой — самой техничной техникой в мире.
— ОК, гордимся. А расскажите поподробнее об этих достижениях и об этой технике.
— А вот хрен вам. Верьте на слово и вообще гордитесь как есть. :)
1) ничего не поделать с вращением ракеты
2) нужно большее расстояние между движками
Ну а для двух плоскостей — нужен более сложный и дорогой подвес.
Ну и трубы подвода компонентов очень хитро гнуть приходится
Если качать в радиальной плоскости, то:Да уж. Как-то я
1) ничего не поделать с вращением ракеты
Блин, тут физика подкладывает разработчикам системы управления немаленькую свинью, так как при качании камер в заранее установленной тангенциальной плоскости однозначно возникают вращающие моменты, которые к тому же очень сильно увеличиваются при отклонении от «нуля». И если существует разница в величине тяги двух противоположных «уравновешивающих» друг друга двигателей, то разница создаваемых ими разнознаковых моментов (действующих ещё и в динамически меняющихся плоскостях) может быть очень существенна. А когда разница величин тяги ещё и динамически меняется во времени? Это ж совсем разрыв мозга для системы управления, хоть «терминальной», хоть «нетерминальной».
Как эти чудо-люди делали так чтобы система управления корректно парировала весь этот бардак с моментами и не «расшатывала» ракету до её разрушения, да ещё и на аналоговых вычислительных устройствах — уму не постижимо.
В корпусе первой супени 8С816 размещались: четыре маршевых ЖРД 15Д2 (РД-0217) с поворотными соплами
Посмотреть внешний вид можно здесь и здесь
Вот технического описания изделия в сети не вижу увы. Поэтому к сожалению ссылкой про сведение осей подтвердит не могу
Сводить в точку внутри баков — очень большие потери тяги получатся, да и боковая составляющая нехилая в случае отказа
Как нам объясняли, что если оси параллельны, то момент создает вся мощь ЖРД, а если сводится, то момент вменяемый и легко парируется — больше проблем составляет уже увод. Но тут конечно лучше представителей 6го факультета МАИ заслушать.Не надо МАИ, хватит и строительного университета :) Это же элементарная механика: момент силы — это сила умноженная на плечо. В данном случае, сила — это тяга ЖРД, а плечо — это наименьшее расстояние от оси вектора этой тяги (оси двигателя) до центра тяжести ракеты.
Сводить в точку внутри баков — очень большие потери тяги получатся, да и боковая составляющая нехилая в случае отказа.Другими словами, не убирали вращающие моменты совсем, а лишь минимизировали. Искали этакий компромисс между потерей тяги и величиной вращающего момента.
А известны неудачные попытки терминального управления, где программа поняла что была ошибка и пыталась исправить, но в итоге не получилось? Понятно, что перевернутый датчик система управления Протона тоже хотела компенсировать, но тут уже начальные данные были не верны.
Интересно моменты, где были приняты решения на основе измененной оценки ситуации по ходу действия.
Подходящий пример, та же посадка миссии CRS-6 — система не смогла справиться с ракетой из-за нерасчётной реакции клапана управления тягой на её команды. На реддите была продолжительная и конструктивная дискуссия, смогла ли бы более продвинутая, нежели PID, система управления приспособиться к новым условиям и осилить посадку.
в случае непрерывной цепочки ЖРД устойчивой (статически устойчивой) является, как выяснилось, конфигурация системы струй с винтовой симметрией (подобная Шуховской башне на Шаболовке), тогда как регулярно-симметричная конфигурация неустойчива. С другой стороны, в случае цепочки ЖРД с симметричными разрывами, связанными с не работающими ЖРД, картина оказалась противоположной:
регулярно симметричная структура устойчива, а винтовая — неустойчива. Таким образом, исчерпание запаса управляемости на Н-1 № 6л следует интерпретировать как следствие потери устойчивости в этом канале, но не самой ракеты, а системы струй ЖРД.
Источник — pdf по устойчивости ракет. Очень много интересного, но откуда взял — уже не помню
Апдейт. Нашел источник — http://www.iki.rssi.ru/books/2006rabinovich.pdf
Почему вы неудачные пуски называете катастрофами? Насколько я знаю, люди там не гибли — а значит, это были просто аварии.
Детектив с «Протоном» или как компьютеры спасают ракеты