Простейшие автопилоты с исполнительными органами по типу, предложенному К. Э. Циолковским для дирижабля, стали использовать только в 30-е годы нашего века. На следующем этапе — создания скоростных и сверхскоростных самолетов — разрабатываются автопилоты, которые обеспечивают не только автоматическое движение по заданной траектории, но и автоматический взлет, и так называемую «слепую» посадку. Электромеханические системы этих аппаратов уже имеют чувствительные приборы (датчики), которые регистрируют и передают в систему автоматического управления (с автопилотом) все основные данные, характеризующие реальное движение летательного аппарата.
На борту современных летательных аппаратов имеется группа датчиков, измеряющих ускорение, скорости в направлении всех трех собственных строительных осей аппарата. Эти датчики представляют собой электромеханические приборы — ньютонометры (акселерометры). Другую группу электромеханических датчиков составляют астродатчики, т. е. приборы, определяющие положение аппарата относительно звезд. Среди информационных чувствительных элементов (датчиков) имеются также приборы, измеряющие угловые ускорения движения по углам тангажа, рыскания и крена. Эти приборы основаны на принципе электромеханических гироскопов, о которых речь пойдет дальше. И наконец, на борту современных летательных аппаратов устанавливается электронная вычислительная машина (ЭВМ), которая, получая информацию от всех датчиков, вычисляет фактическую траекторию аппарата и сравнивает ее с идеальной траекторией, записанной в памяти ЭВМ. Определяя отклонения фактической траектории от расчетной, ЭВМ в результате логических операций вырабатывает соответствующие сигналы, которые подаются в исполнительные органы аппарата — рулевые механизмы, электрические реле и автоматы, регулирующие работу авиадвигателей и обеспечивающие тем самым минимальное отклонение параметров реальной траектории от идеальной.
В ракете-носителе автоматизированы взлет, выход на орбиту по заданной траектории, отделение спутника. Автоматизированы также процессы ориентации и стабилизации при движении космического летательного аппарата по заданной траектории и, наконец, посадка на планету и взлет с нее. Можно сказать, что ракета-носитель, как и любой космический летательный аппарат, является своеобразным мощным «силовым роботом». И не случайно в 1974 г. на VI симпозиуме Международной федерации по автоматическому управлению в космическом пространстве, кроме докладов, посвященных ракетам-носителям, спутникам, телескопам для внеатмосферной астрономии, было представлено большое количество докладов по роботам и манипуляторам.
Анализ систем управления роботами и манипуляторами как объектами, произвольно двигающимися в пространстве, показал, что эти системы имеют много общего с аналогичными системами космических летательных аппаратов. Особенно это касается приборов и систем наблюдения и информации, электрических схем управления ориентацией и стабилизацией, следящих исполнительных механизмов. Для того чтобы ракета-носитель двигалась автоматически по определенной трассе, а в момент отделения от нее искусственного спутника Земли имела заданную по величине и направлению скорость, на ней устанавливается прибор, в котором заложена программа движения. Прибор, сохраняя свое положение в пространстве, определяет фактическое положение ракеты-носителя, регистрирует любое отклонение ее движения от заданного с помощью электрических сигналов, по которым осуществляется рулевое управление космического летательного аппарата. Такой сложный прибор называется электромеханической стабилизированной платформой (или инерциальной платформой). На рис. 2 представлена схема такой (платформы. На ней установлены: ньютонометры для измерения ускорений (по трем осям координат); приборы, определяющие скорости, приобретенные с момента взлета, а также траекторию, определенную по этим скоростям (при наличии точных часов); и, наконец, приборы, которые сравнивают эту фактическую траекторию с программной, заложенной в памяти автомата. Автомат может быть электромеханическим и в виде управляющей ЭВМ. Сигналы отклонения привадят в действие соответствующие автоматы стабилизации и ориентации, которые воздействуют как на ракетные основные, так и на рулевые двигатели таким образом, чтобы как можно быстрее ликвидировать эти отклонения.
Рис. 2. Схема стабилизированной платформы:
1 — корпус; ABC — датчики с моментными электродвигателями; XYZ — приборы-датчики стабилизации по трем осям
Рулевые органы ракеты-носителя снабжены электромеханическими и электрогидравлическими приводами и соответствующими электромагнитными механизмами, обеспечивающими передачу электрических сигналов от датчиков.
Перейдем теперь к основным динамическим процессам, сопровождающим отделение космического летательного аппарата[1] от ракеты-носителя, а именно — к ориентации и стабилизации и дальнейшему функционированию аппарата как в свободном полете, так и при корректировании траектории орбиты, необходимом для дальнейшего движения в соответствии с программой полета.
После вывода на орбиту космического летательного аппарата и отключения двигателей последней ступени ракеты-носителя программное устройство (электромеханический часовой механизм или ЭВМ), находящееся в этой ступени, подает сигнал в электропиротехническое устройство, которое отталкивает космический аппарат от ракеты-носителя.
Следовательно, после отделения от последней ступени ракеты-носителя космический летательный аппарат представляет собой тело, центр масс которого движется вдоль круговой, эллиптической или другой траектории. Космический аппарат в целом может вращаться с определенной угловой скоростью относительно мгновенной оси, проходящей через его центр масс. Происходит это потому, что механические силы, отделяющие космический летательный аппарат от ракеты-носителя, в момент отделения не являются одинаковыми. Вследствие этого возникают вращательные моменты относительно центра масс, и под действием этих вращательных импульсных моментов аппарат приобретает мгновенную угловую скорость относительно некоторой оси.
Возможность аппарата занимать любое положение в пространстве при движении его центра масс по некоторой космической траектории и определяет законы управления автономными электромеханическими системами в зависимости от назначения космического аппарата.
Пусть, например, космический летательный аппарат предназначен для фотографирования поверхности облачного и ледового покровов Земли. Эта задача выполняется космической метеорологической системой, функциональная схема которой представлена на рис. 3. Всю фотоинформацию система должна закодировать в форме электрических сигналов, запомнить их и затем передать на Землю, где эту телефотоинформацию должна принять наземная радиостанция. Для расшифровки, а главное, для обеспечения географической привязки I получаемой информации к местности при дальнейшей обработке необходимы ориентация и стабилизация фотоаппаратуры относительно некоторой оси, проходящей все время через центр масс той или иной планеты (в частности, Земли). Это направление будет перпендикулярно к поверхности планеты и тем самым по периоду вращения можно будет привязать полученную фотографию изображения к местности.
Рис. 3. Функциональная схема космической метеорологической системы:
1 — пункт управления; 2 — наземная аппаратура командной радиолинии; 3 — пункт автоматической обработки телеметрической информации; 4 — командная радиолиния; 5 — телеметрическая информация; 6 — радиолиния метеорологической информации; 7— аппаратура преобразования метеорологической информации; 8 — пункты приема метеорологической информации; 9 — обработка телевизионной информации; 10 — обработка актинометрической информации; 11 — обработка инфракрасной информации; 12 — Гидрометеоцентр СССР. Выпуск прогнозов: 13 — для авиации; 14 — для сельского хозяйства; 15 — для кораблей морского флота; 16 — для населения об опасных явлениях погоды; 17 — о состоянии ледяного покрова
Из этого примера следует, что функции систем управления любого космического аппарата сводятся к тому, чтобы, во-первых, обеспечить начальное «успокоение» аппарата после его отделения от ракеты-носителя (т. е. чтобы свести к минимуму угловую скорость вращения, полученную им в момент отделения), и, во-вторых, обеспечить соответствующие программные повороты вокруг трех взаимно ортогональных строительных осей, жестко связанных с центром масс космического летательного аппарата. Система управления должна, кроме того, иметь возможность осуществлять поиск специальных ориентиров (Земли, Луны, Солнца, планет Солнечной системы, звезд) и обеспечивать стабилизацию космического аппарата относительно этих ориентиров с точностью, необходимой для работы бортовых аппаратов и научных приборов. В функцию системы управления также входит стабилизация космического летательного аппарата по заданному курсу и автоматическое управление реактивными двигателями для изменения траектории центра масс и маневрирования кораблем.
