УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ

Автор: 27.09.2010

УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ. Космич. комплекс, состоящий из РН и выводимого ею на орбиту объекта, имеет разл. характер движения в зависимости от того, на каком участке траектории он находится и какую задачу выполняет. Типы движения можно разделить на 2 класса: 1) при отсутствии больших внешних сил и моментов (включая силы всемирного тяготения) и, кроме того, с выключенными РД;

2) при работающих РД, при наличии больших внешних сил и моментов или того и др. одновременно.

Движение 1-го класса характерно для большей части времени полета, 2-го — связано со стартом и выведением КЛА на орбиту, его посадкой или кратковрем. режимами включения РД для изменения траектории полета. Гл. особенность движения 1-го класса, отличающая его практически от всех типов движения, — независимость движения центра масс и угловых поворотов вокруг центра масс. Единств.  значит. силы, действующие на КЛА, — силы всемирного тяготения, к-рые не зависят от его углового положения в пространстве. Поэтому траектория движения КЛА будет одной и той же в случае его беспорядочного вращения вокруг центра масс и в случае, когда его угловое положение относительно Солнца и звезд остается неизменным или изменяется к. -л. закономерным образом. Независимость движения КЛА по траектории от его поворотов вокруг центра масс вовсе не означает, что он не нуждается в управлении угловым положением. Система управления, приводящая положение КЛА к заданному,  наз.   системой  ориентации,   а  само  управление — ориентацией.

Напр., перед включением РД для изменения траектории полета необходимо повернуть КЛА заданным образом так, чтобы тяга РД оказалась направленной в нужную сторону; следовательно, запуску РД предшествует ориентация. Если КЛА должен передать на Землю большое количество информации (напр., телевиз. изображение) с большого расстояния, то такую передачу рационально осуществлять при помощи параболических антенн, установленных на борту КЛА. Эти антенны, отличающиеся направл. излучением, нужно ориентировать на Землю. Когда такие антенны жестко установлены на борту КЛА, необходима ориентация всего КЛА на Землю. Ориентация на Солнце осуществляется для получения энергии от солнечных батарей, если они установлены на КЛА. При навигац. измерениях с использованием небесных ориентиров также необходимы повороты КК для наблюдения экипажем нужных светил. Многие науч. эксперименты невозможны без соответств. ориентации КЛА.

Движение 2-го класса также требует управления угловым положением КЛА, т. к. от этого зависит направление тяги РД или аэродинамич. сил (при движении в атмосфере), т. е. сил, определяющих траекторию движения центра масс. При поворотах вокруг центра масс изменяется движение самого центра масс, т. е. траектории полета. Управление угловым положением КЛА наз. в этом случае стабилизацией, а система управления — системой стабилизации. При ориентации, в отличие от стабилизации, повороты вокруг центра масс не сказываются на его движении. Т. о., в первом случае это самостоят.  задача, во втором — вспомогат. управление угловым положением, необходимое дли У.Д. центра масс. Системы ориентации и стабилизации нередко тесно взаимодействуют, иногда используют один и те же датчики. При сближении двух КЛА с большого расстояния путем многократных и кратковрем. включений РД с достаточно длит.  перерывами между ними весь процесс состоит из чередующихся режимов ориентация и стабилизации.

При  управлении полетом КЛА, наряду со стабилизацией, необходимо и прямое регулирование его движения по траектории. В простейших случаях, при кратковрем. включениях РД, бывает достаточно выключить его к моменту достижения заданной скорости. Для этого на борту КЛА должны быть устройства, способные установить момент достижения нужного приращения скорости и дать команду на выключение РД. В более сложных случаях, когда надо не только получить требуемую скорость, но и достичь ее в заданной точке пространства, тягу РД надо регулировать непрерывно, чтобы как сама траектория движения, так и моменты прохождения КЛА характерных точек траектории совпадали с расчетными. РД и в этом случае должен быть выключен при достижении заданной величины скорости.

Др. важная задача У.Д. центра масс — определение траектории полета и ее исправление (коррекция) в необходимых случаях. Траектория движения КЛА может быть определена путем наземных измерений с применением радиотехнич. аппаратуры. Эта наземная служба траекторных измерений позволяет при использовании быстродействующих электронных счетных машин следить за траекторией полета. Такая совокупность измерит.  и вычислит.  средств является примером неавтономной системы навигации, если навигацией называть сравнительно узкую задачу определения координат КЛА, прогноза его движения и вычисления, необходимых для коррекции движения силовых воздействий на КЛА. Наряду с неавтономными системами навигации существуют и автономные, к-рые для своей работы не требуют связи с Землей, а ограничиваются аппаратурой на борту КЛА. Т. о., управление и навигация сводятся к трем задачам: У.Д. центра масс (включая и стабилизацию), ориентация и навнгац. измерения и вычисления.

Старт РН и выведение ею космич. объекта на заданную траекторию — одна из самых сложных задач, связанных с У.Д. центра масс. Разгон до космич. скоростей легче всего осуществить, двигаясь горизонтально, чтобы не совершать работы против силы тяжести. Поскольку траектория выведения может быть достаточно протяженной, следует учитывать кривизну Земли и тот факт, что горизонтальным будет движение по окружности, на  равных расстояниях от центра Земли. Т. о., в процессе разгона РН должна будет поворачиваться в плоскости орбиты  по тангажу, чтобы двигаться по описываемой окружности. Такое движение возможно лишь на достаточно больших высотах, где практически отсутствует атмосфера. С др. стороны, старт РН возможен лишь из вертик. положения, т. к. при ее огромных размерах наклонное положение при старте потребовало бы неоправданного упрочнения (а, следовательно, и утяжеления) корпуса РН и более мощной двигат. установки. Наклонный старт нерационален и потому, что при подъеме надо возможно более кратким путем и с относительно небольшими скоростями выйти из плотных слоев атмосферы, чтобы затратить миним. количество энергии на преодоление сил воздушного сопротивления. Траектория движения космич. ракеты, на нач. участке вертикальная,  должна постепенно наклоняться и на достаточно больших высотах приблизиться к движению по окружности, концентричной Земле. Это требует начала поворота по тангажу почти сразу после старта, причем этот поворот продольной оси ракеты должен быть строго согласован с требуемой траекторией подъема и последующего разгона. Форма траектории выведения КО с помощью РН рассчитывается так, чтобы она была наивыгоднейшей дли каждого конкретного пуска, т. е. она заранее известна, а поэтому известна и программа изменения угла тангажа. Следовательно, одна из осн. задач системы стабилизации — осуществление программы поворота по тангажу при таком управлении по др. осям, чтобы углы крена и рысканья все время были близкими к нулю. Идеальное выдерживание заданных углов тангажа, крена, рысканья невозможно — эти значения всегда колеблются, кроме того, центр масс РП не может лежать абсолютно точно на линии действия силы тяги РД, что тоже вызывает повороты оси РН. Эти повороты и колебания, даже если они малы, приводят к тому, что сила тяги РД действует не только в заданном направлении, но дает малые проекции в плоскости, перпендикулярной заданному направлению. Так возникает незначит. снос РН в боковом направлении. При больших точностях, к-рые требуются при выведении КЛА, он недопустим, и поэтому в системе стабилизации устанавливаются спец. датчики, способные регистрировать этот снос и вырабатывать нужные сигналы для системы управления.

В качестве чувствит. элементов, по к-рым определяются углы поворота осей РН, обычно используются свободные гироскопы или гиростабилизированные платформы. Для осуществления программы по тангажу эти приборы оборудованы программными устройствами. Снос РН регистрируется индикаторами боковых скоростей, в основе к-рых лежит тот или иной метод измерения боковых ускорений.

По сигналам угловых отклонений осей РН можно определить и ее угловые скорости; иногда для этого служат гироскопич. датчики угловых скоростей. Сигналы поступают в усилительно-преобразующие устройства, вырабатывающие сигналы на отклонение исполнит, органов (напр., в РД с карданным подвесом).

Стабилизация РН часто сильно усложняется тем, что ее корпус совершает изгибные и продольные колебания, а находящееся в баках топливо тоже колеблется. Нередко от РН требуется не только разогнать КО до заданной скорости, но достичь этой скорости в заданной точке пространства, что необходимо, когда траектория движения КО после завершения его разгона РН должна располагаться совершенно определ. образом относительно Земли. Достижение заданной скорости в заданной точке пространства предполагает регулирование скорости полета РН в процессе выведения. Изменение скорости полета связано с увеличением или уменьшением тяги РД, т. е. с их регулированием. Его можно осуществить, если иметь программу изменения скорости полета и сравнивать ее с фактич. изменением этой скорости. Такую задачу выполняет регулятор кажущейся скорости, в к-ром скорость полета все время вычисляется по измеряемым акселерометрами ускорениям. Но они измеряют не только ускорение движения РН, но неизбежно регистрируют и земное притяжение, так что в результате вычислений получается не истинная, а кажущаяся скорость. Это не приводит к к. -л. ошибкам, т. к. доля земного ускорения в каждой точке траектории заранее известна и сравнение вычислений ведется с заранее составленной программой изменения кажущейся скорости. Т. о., при отклонении фактич. значения кажущейся скорости от ее программного знамения регулятор должным образом изменяет режим работы РД. С работой регулятора кажущейся скорости тесно связана и работа системы, выключающей РД после достижения РН заданной скорости. Значительно проще управление РД и стабилизация РН при кратковрем. включениях РД для совершения простых маневров — коррекции траектории движения при дальних полетах, коррекции орбиты при полетах около Земли, перевода ИСЗ на орбиту снижения для спуска и т. п. Обычно в этих случаях не требуется ни осуществления программы тангажа, ни регулирования кажущейся скорости.

Близка но сложности к взлету обратная задача — посадка КЛА на поверхность планеты, лишенной атмосферы, напр. Луны. При этом,  особенно если посадка производится с орбиты ИСЛ, необходимо и точное выдерживание траектории спуска (первоначально горизонтальной и лишь вблизи поверхности Луны — вертикальной) и точное выдерживание заданной программы изменения скорости но траектории, к-рая должна стать равной нулю у самой поверхности. При таком спуске целесообразно использовать также радиолокац. высотомер, сигналы к-рого дают расстояние до фактич. поверхности (она в зависимости от рельефа может быть и выше и ниже ср. уровня). При регулировании работы посадочного РД необходима не только стабилизация, но и управление, регулирующее кажущуюся скорость.

В отличие от стабилизации и регулирования тяги РД при У.Д. центра масс, к-рые осуществляются довольно однотипно, методы ориентации весьма разнообразны. Это связано с большим числом разных задач (ориентация на Солнце, Землю, звезды и т. п.), разл. степенью точности ориентации (от угловых минут и даже секунд при астроориентации пли науч. наблюдениях до 10°—20° при ориентации солнечных батарей) и разл. продолжительностью режимов ориентации (от минут или часов до мн. месяцев и даже лет). Поэтому методы и средства ориентации весьма многотипны. По степени полноты осуществления ориентации все системы разбиваются на 2 типа — полные (трехосные) и неполные (одноосные). 1-й тин охватывает те системы ориентации, к-рые приводят к заданному положению и удерживают вблизи него все три взаимно-перпендикулярные оси КЛА. Задача систем 2-го типа — приведение одной заранее избранной оси к заданному направлению, в то время как 2 др. оси
могут занимать произвольное положение; этот тип применяется, напр., при ориентации солнечных батарей. Др. классификац. признаком могут быть свойства самих осой ориентации, к которым должны приводиться оси КЛА. Предполагается, что эти оси тоже взаимно перпендикулярны и, как и оси КЛА, имеют начало в его центре масс, но закон их углового движения никак не связан с движением КЛА.
При этом можно различать  3 случая:  1-й характеризуется поступат. движением осей, при к-ром они всегда остаются параллельными себе; если КЛА будет приводиться к ним, то он сохранит неизменным свое угловое положение относительно далеких звезд; такие оси удобны при ориентации на Солнце и звезды. Ко 2-му типу относятся
орбитальные оси ориентации, к-рые при полете по замкнутой орбите вокруг Земли или др. небесного тела вращаются тоже, причем так, чтобы одна ИЗ них проходила через центр небесного тела, вторая лежала в плоскости орбиты, а третья была перпендикулярна к этой плоскости. Такими осями пользуются для систем ориентации ИСЗ, если они должны, напр., летать «естественным» образом — одной стороной всегда вперед по направлению движения, а другой — всегда вниз; тогда приведение трех осей ИСЗ к трем орбитам и осям и даст требуемую ориентацию. Оси ориентации 3-го типа наз. следящими, они соответствуют, напр., сближению одного КЛА с другим. Эти оси совершают не упорядоченное движение (поступат. или вращат.), а произвольное, связанное с взаимными перемещениями КЛА.

По способу получения управляющих моментов для ориентации все системы можно разбить па активные, пассивные и комбинированные. Активные системы для создания управляющих моментов должны затратить энергию из бортовых источников пли использовать реактивную силу (напр., путем запуска реактивных двигателей ориентации), что связано с затратой бортовых запасов рабочего тела. В пассивных системах ориентация получается с помощью моментов, возникающих от взаимодействия КЛА с внешней средой — магнитным полем, полем тяготения и т. п., без к. -л. затрат бортовой энергии или расхода бортовых запасов рабочего тела (напр., гравитационная система ориентации). Комбинированные системы, как и пассивные, используют внешние моменты, но содержат элементы, создающие управляющие моменты за счет расхода бортовых запасов энергии или рабочего тела. Преимущество активных систем — их гибкость; с их помощью можно заставить КЛА совершать в нужном темпе практически любые повороты и удерживать с нужной точностью требуемую ориентацию при любых внешних возмущениях, именно поэтому они наиболее широко применяются. Гл. достоинство пассивных систем — высокая экономичность. Пассивные и комбинированные системы используются значительно реже активных. В зависимости от степени участия космонавта системы ориентации можно разбить на автоматич. и ручные. При ручной системе космонавт может вызывать поворот КК отклонением ручки управления. Непосредств. участие космонавта в управлении КК позволяет проще решать многие вопросы, т. к. человек нередко способен быстрее и лучше оценить обстановку и принять нужное решение, чем сложная автоматич. аппаратура.

Ниже описана схема построения активных систем ориентации. Информацию о положении КЛА относительно осей ориентации и о характере его углового движения система ориентации получает от чувствит. элементов (датчиков). Большую группу датчиков составляют электронноптич. приборы, к-рые позволяют использовать в качестве опорных ориентиров небесные светила — Солнце, Землю, Луну, звезды. Оптич. датчики вырабатывают под действием видимого света или ИК лучей электрич. сигналы, изменяющиеся (иногда постепенно, а иногда скачкообразно) при отклонении оси датчика от направления на опорный ориентир. При использовании в качестве опорного ориентира Земли нередко удобнее регистрировать ее ИК (тепловое) излучение, т. к. в этом случае и светлая, и темная (ночная) стороны Земли «светятся» почти одинаково. Чаще применяются датчики, реагирующие на видимый свет Солнца, звезд и планет. Иногда в качестве датчика углового положения может быть использован ионный датчик ориентации. Возможно применение магнитных чувствит. элементов, позволяющих определить положение КЛА относительно магнитного поля Земли. Все эти датчики вырабатывают сигналы об угловом положении КЛА, непосредственно опираясь на внешние по отношению к нему ориентиры.

К др. группе относятся гироскопич. датчики (свободный гироскоп, гиростабилизированная платформа, гироскопич. орбита и т. п.), основанные на свойствах быстро вращающегося волчка — гироскопа. Эти датчики, однако, не могут работать без использования в той или иной мере информации с датчиков предыдущего типа. А в др. отношениях они имеют преимущества перед оптич., ионными и т. п. датчиками. Так, гироскопич. датчики практически нечувствительны к помехам, безотказны в работе (оптич. датчик может быть, напр., «ослеплен» факелом работающего двигателя). На КЛА нередко устанавливается целая группа чувствит. элементов разл. принципа действия. Действие датчиков угловых скоростей, используемых в космич. полетах, основано на свойствах двухстепенного гироскопа. Каждый датчик регистрирует составляющую угловой скорости, параллельную его оси чувствительности. Поэтому если нужно знать составляющие угловых скоростей вращения КЛА около трех осей, устанавливают три таких датчика.

Сигналы датчиков должны быть сопоставлены между собой и лишь после соответств. преобразования поступают к исполнит. органам. Эту работу выполняет блок логики, к-рый иногда наз. логич. преобразоват. блоком или преобразующим устройством. Блок логики (конструктивно это может быть неск. приборов) выполняет 2 осн. задачи: усиление, сопоставление и преобразование сигналов датчиков в управляющие сигналы для включения и выключения исполнит, органов; логич. операции, необходимые для правильного функционирования системы ориентации. Пример сопоставления сигналов датчиков: если поступил сигнал об отклонении КЛА по крену, это еще не значит, что надо немедленно включить реактивный двигатель ориентации, управляющий движением , и пытаться вернуть КЛА к правильному положению. Следует сопоставить сигнал отклонения по крену с сигналом, идущим с соответств. датчика угловой скорости. Если окажется, что угловая скорость направлена в сторону увеличения угла крена, то реактивный двигатель ориентации действительно надо включать; если же угловая скорость направлена в сторону уменьшения угла крена, то КЛА и без того вернется к правильному положению. Более того, если включить РД, то он подойдет к правильному положению с большой угловой скоростью, «проскочит» его по инерции, и угловую скорость придется гасить включением противоположных реактивных двигателей ориентации, и все это приведет к ухудшению точности ориентации и неоправданному расходу энергии или рабочего тела.

Пример выполнения логич. операций: на трассе Земля — Луна необходимо осуществить полную ориентацию, опираясь на 2 ориентира — Солнце и Луну. Для этого на борту КЛА должны быть оптич. датчики Солнца и Луны, установленные под нужным углом друг к другу. Такие датчики во время ориентации неподвижны, и поэтому поиск опорных ориентиров производится путем поворотов всего КЛА. Очевидно, что искать их следует по очереди, возможна, напр., такая методика: начинается упорядоченное вращению КЛА для поиска Солнца, солнечный датчик «просматривает» за время поворота всю небесную сферу и находит Солнце, после этого производится торможение вращения. Солнце удерживается в поле зрения датчика и соответствующая ось КЛА, путем его поворота, направляется на Солнце (происходит уточнение ориентации); затем КЛА вращается вокруг оси, направленной на Солнце (без его потери датчиком), при этом оптик. ось лунного датчика, установленная под нужным углом к оси вращения КЛА, описывает конич. поверхность и в какой-то момент оказывается направленной на Луну. За этим следует торможение вращения, уточнение ориентации на Луну и на этом весь процесс заканчивается. Т. о., ориентация складывается из операций: вращение — захват ориентира — торможение — уточнение ориентации — второе вращение — захват второго ориентира — торможение — уточнение ориентации по второму ориентиру. Очевидно, что начать какую-то очередную операцию до того, как кончилась предыдущая, нельзя. Поэтому блок логики, наряду с управляющими сигналами, поступающими па исполнит, органы, должен вырабатывать сигналы об окончании одного этапа режима ориентации и после этого запускать программу след. этапа. Обычно система ориентации должна иметь возможность выполнять не одну, а неск. разнотипных ориентации.

Сигналы датчиков, преобразованные в блоке логики, поступают на исполнит, органы. Исполнит, органы системы ориентации могут быть разбиты на 2 класса — создающие управляющие моменты путем взаимодействия с внешней средой и реактивные. К 1-му классу относятся электромагнитные исполнит, органы (пост.  или перем. магниты либо токонесущие  контуры, взаимодействующие с магнитным полем Земли или иной планеты, обладающей магнитным полем). Имея, напр., токонесущие  кольца, расположенные в трех взаимно-перпендикулярных плоскостях, можно путем пропускания тока по нужному кольцу производить поворот около соответствующей осн. Осн. недостатком этого вида исполнит, органов является то, что они нуждаются во внешнем магнитном поле достаточной интенсивности (а оно зарегистрировано пока лишь вблизи Земли), и их эффективность зависит от свойств этого поля. Возможны и др. исполнит, органы этого класса, напр. использующие солнечное давление или аэродииамич. моменты, но пока они практически не применяются. Ко 2-му классу относятся более распространенные реактивные исполнит, органы, действующие независимо от свойств окружающей среды, что является их осн. преимуществом. К ним относятся реактивные двигатели ориентации, гиросиловые стабилизаторы и реактивные маховики. Если изменять число оборотов маховика, установленного на КЛА, напр. увеличивать их при вращении но часовой стрелке, то КЛА начнет поворачиваться против часовой стрелки. Достаточно поэтому расположить во взаимно-перпендикулярных плоскостях 3 маховика и нужным образом изменять число оборотов и направление вращения этих маховиков, чтобы управлять поворотами КЛА по всем трем осям. РД устанавливаются так, чтобы линия действия их тяги проходила достаточно далеко от центра масс, создавая управляющие моменты. РД отбрасывают с большой скоростью массы запасенного на борту КЛА рабочего тела. Отбрасываемый газ может (в простейших случаях) храниться на борту в баллонах в сжатом виде и выпускаться через пневматические РД путем открытия па нужное время соответств. клапанов. В более совершенных системах на борту хранится жидкое ракетное топливо, к-рое в камере сгорания ЖРД ориентации образует продукты горения высокой темп-ры, истекающие из сопла. Гл. недостаток РД ориентации — то, что они расходуют рабочее тело, а запасы его в полете невосполнимы. Для вращения же маховиков нужна лишь электроэнергия, бортовые запасы к-рой могут пополняться, напр., при помощи солнечных батарей. Однако маховики не способны противодействовать внешнему возмущающему моменту в течение длит, времени. Если на КЛА но к. -л. оси действует пост, внешний возмущающий момент (напр., аэродинамический), то соответств. маховик, противодействуя ему, постепенно раскручивается и к некоторому времени (это время может исчисляться часами или днями) достигнет макс, числа оборотов. Дальнейшее увеличение числа оборотов невозможно, и внешний момент станет беспрепятственно изменять заданную ориентацию КЛА. Поэтому реактивные маховики комбинируют с др. типами исполнит, органов — реактивными двигателями ориентации или электромагнитными исполнит, органами.

При ориентации большое значение имеет экономичность всей системы, она должна потреблять минимум электроэнергии и, что еще важнее, минимум рабочего тела. На слабые возмущения следует отвечать малыми моментами. Однако тяга РД, как правило, не регулируется, поэтому при включении реактивных двигателей ориентации развивается один и тот же управляющий момент независимо от характера возмущения движения. Вследствие этого при больших возмущениях двигатели работают в непрерывном режиме, а при малых — включаются периодически, на доли секунды, с достаточно большими паузами (порядка единиц секунд), так что в среднем это может быть эквивалентно десятикратному (или более) уменьшению тяги, а следовательно, и расхода рабочего тела. Блок логики должен формировать непрерывные или импульсные сигналы на включение реактивных двигателей ориентации в зависимости от сигналов, поступающих от датчиков ориентации.

У. д. центра масс и ориентацией в известной мере объединяется при маневре, производимом для встречи КЛА на орбите. Различают

2 участка — участок дальнего сближения и причаливания. Информацию о взаимном положении обоих КЛА сближающийся КЛА может получать с Земли, если расстояние между КЛА очень велико. В этом случае КЛА (если на нем есть космонавт) вынужден совершить маневр, чтобы подойти на расстояние, с к-рого можно наблюдать др. КЛА визуально или при помощи бортовой аппаратуры — бортового радиолокатора и др. аналогичных средств. Этот, самый первый, этан сближения ничем не отличается от коррекции орбиты. Произведя вычисления (на борту или на Земле), находят величину необходимого для изменения орбиты импульса, его направление и время включения РД. Затем осуществляется нужная ориентация и в заданное время производится включение двигателя, сопровождаемое стабилизацией; эта операция может повторяться неск. раз. К моменту, когда сближающийся КЛА подойдет к другому настолько близко, что сможет измерять расстояние до него и скорость сближения при помощи бортовой аппаратуры, наступает второй этап дальнего сближения. Получая непрерывную информацию о взаимном положении КЛА и об их взаимных скоростях, сближающийся КЛА производит ряд включений сближающего РД — на разгон, торможение, ликвидацию боковой скорости — в зависимости от сигналов, поступающих с локатора и др. датчиков. Этот режим, как и предыдущий, можно рассматривать как цепь чередующихся ориентации и стабилизации при работе РД.

Ближний участок (участок причаливания) требует неск. иной методики управления. Сближающийся КЛА должен иметь возможность подойти вплотную к др. КЛА, «зависать» около него, если надо, облететь его, по возможности не совершая разворотов. Для этого на нем устанавливают 6 малых РД, линии действия тяги к-рых проходят через его центр масс, и каждый из к-рых при включении дает медленное движение по одной из трех координат (без поворотов): вверх — вниз, влево — вправо, вперед — назад. Такие поступат. перемещения КЛА на участке причаливания, позволяющие, если это необходимо, точно подвести его для стыковки с др. КЛА, могут оказаться нужными при подвозе топлива и продуктов питания к обитаемой орбитальной станции и т. п.

Самостоят.  задачей является навигация КЛА. В широком смысле навигация — определение своих координат, прогноз движения в выдача сигналов в систему управления, если прогноз показывает, что движение приведет к недопустимому отклонению от цели полета. Все это может в принципе осуществляться автоматически, и тогда навигац. приборы, бортовая вычислит, машина и др. устройства войдут в контур автоматич. системы У. д. центра масс КЛА. В более узком смысле навигация — лишь определение своих координат, прогноз движения и вычисление необходимых маневров, к-рые должны исправить траекторные ошибки. Это можно сделать неавтономными методами путем определения фактич. траектории наземными радиотехнич. средствами и последующего расчета траектории в соответств. вычистит, центрах, но можно провести и на борту. Такая задача становится особенно актуальной при полетах человека к Луне и др. планетам, поскольку космонавт должен иметь возможность самостоятельно определить свою траекторию и вычислить все необходимые данные для коррекции Траектории. Вследствие очень высокой точности выведения КЛА на орбиту ошибки в начале траектории малы; однако при дальних полетах, в частности к Луне, эти малые ошибки по мере движения постепенно увеличиваются, расчетная и фактич. траектории все более и более расходятся и это расхождение может оказаться недопустимым в районе цели. Одна из причин увеличения ошибок — возмущающее воздействие планет. Если, напр., даже очень точно исправленная траектория проходит вблизи планеты, то под действием силы притяжения она не только искривится, но резко увеличатся ошибки. Поэтому даже при самом простом космич. путешествии — пролете мимо планеты — траекторию придется исправлять не менее 2 раз: при движении к цели исправить ошибки выведения, при возвращении — остаточные ошибки, усиленные возмущающим действием планеты. Для решения навигац. задачи космонавт должен иметь навигац. секстант достаточной точности, с помощью к-рого можно измерять углы между определ. звездами и краем планеты (Земли или планеты назначения). По мере движения но траектории эти углы все время меняются. Получив достаточное число измерений углов и зная точные моменты времени, в к-рые они измерялись, космонавт вводит все эти данные в бортовую вычислит, машину. В результате вычислений машина должна дать всю траекторию и особенно ту ее часть, к-рая лежит вблизи цели и по к-рой можно судить о необходимости исправления траектории. Помимо расчета траектории, космонавт должен решить на машине задачу о величине и направлении корректирующего импульса и определить время коррекции. Расчет должен дать возможность выбрать наивыгоднейший момент времени для проведения коррекции, после чего производится трехосная ориентация КК с высокой точностью, причем в качестве опорных ориентиров могут использоваться звезды, и в заданное время включается РД, сообщающий КК импульс величины в нужном направлении. По окончании коррекции вновь проводятся навигац. измерения, чтобы убедиться, что коррекция прошла успешно или чтобы через нек-рое время повторить коррекцию траектории.

Особая задача — спуск в атмосфере. Наличие атмосферы существенно облегчает задачу спуска, позволяет отказаться от спуска с торможением с помощью РД и, следовательно, резко сокращает запасы топлива, потребные для спуска. При использовании атмосферы для торможения первонач. импульс, к-рый РД должен сообщить КЛА, весьма невелик. Скорость КЛА, равную 8 км/сек, достаточно понизить до 7,8 км/сек, т. е. всего на 200 м/сек, чтобы его траектория отклонилась вниз, он вошел в верхние слои плотной атмосферы (на высоте 80—100 км от поверхности Земли) и опустился на поверхность Земли, не совершив полного оборота вокруг нее. Если при таком спуске не возникает заметных боковых сил, действующих на спускаемый аппарат, то спуск наз. баллистическим. В нек-рых случаях спускаемому аппарату придают спец. форму и так располагают в нем центр масс, чтобы спуск происходил с большим углом атаки, и вследствие этого появлялась заметная боковая сила. Наличие такой силы позволяет управлять спуском и резко сократить размеры площади земной поверхности, где следует организовать встречу спускаемого аппарата; особенно важно это при амер. схеме посадки в океан. Для управляемого спуска на борту спускаемого аппарата следует расположить аппаратуру, близкую той, к-рую применяют при стабилизации, — комплекс гироскопич. приборов, акселерометры, преобразующие блоки. Сигналы управления должны передаваться на реактивные двигатели ориентации, с помощью к-рых совершаются повороты, управление происходит по крену. Если крен отсутствует, боковая сила действует вверх и замедляет снижение аппарата; если крен равен 180° (космонавт летит вниз головой), то боковая сила направлена вниз и ускоряет снижение; если же крен равен 90°, то боковая сила никак не влияет на скорость снижения (хотя и вызывает боковой снос). Очевидно, что регулируя угол крена, можно регулировать и скорость снижения. Судить о том, насколько скорость снижения близка к расчетной, можно, напр., след. образом. Для расчетной траектории спуска известно торможение (а значит и вызываемая им перегрузка) для каждого момента времени; это позволяет составить программу спуска — изменение перегрузки во времени. Если в реальном полете спускаемый аппарат будет двигаться по др. траектории, то зависимость перегрузки от времени будет иной. Пусть в нек-рый момент времени фактич. перегрузка больше программной; это означает, что траектория идет ниже, чем надо, т. е. в более плотных слоях атмосферы, и поэтому торможение слишком велико. В этом случае угол крена надо уменьшить, напр. сделать равным нулю, и тогда направленная вверх боковая сила исправит траекторию. Т. о., сигналы на изменение угла крена поступают из преобразующего блока в результате сравнения в нем в каждое мгновение фактич. и программной перегрузки. Задача управляемого спуска особенно актуальна для спускаемых аппаратов, входящих в атмосферу со 2-й космич. скоростью (напр., после возвращении с Луны или Марса). При недостаточно крутом входе и отсутствии управления спускаемый аппарат может снова выскочить из атмосферы (окружающая Землю атмосфера тоже шарообразна, и близкая к касательной траектория довольно быстро выходит из пределов атмосферы), что делает почти неизбежной его гибель из-за отсутствия энергетич. ресурсов для возвращения к Земле. С др. стороны, слишком крутой вход в атмосферу вызовет столь большие перегрузки, что экипаж их не выдержит. Управление спуском в обоих случаях может помочь выйти из такой ситуации. Если отклонение угла входа от расчетного было но слишком велико, положение можно исправить, двигаясь в первом случае с креном 180°, а во втором — с креном 0°; очевидно, что при движении по ракетной траектории в рассматриваемом примере крен должен быть 90°. Это вызовет боковой снос, но его всегда можно заранее учесть.