Diese Antwort auf eine verwandte Frage legt nahe, dass die Reihenfolge, in der Drehungen um drei Hauptachsen angewendet werden (um die Umwandlung einer Fluglage in einen Satz von Roll-, Nick- und Gierfiguren abzuschätzen), wichtig ist.
Dies führt zu einer weiteren Frage: Wie genau wurden CSM-Manöver zum Zweck der Einstellungsänderung durchgeführt ?
Gab es drei separate aufeinanderfolgende Sätze von Zündungen der RCS-Triebwerke (dh eine Zündung, um sich um eine Achse zu drehen, dann eine Zündung, um zum Stillstand zu kommen, dann eine weitere Zündung um die zweite Achse, kam zum Stillstand, dann eine dritte Zündung um die dritte Achse, kam zum Stillstand ) oder gab es ein mehrfaches gleichzeitiges Zünden verschiedener RCS-Triebwerke auf einmal (dh um sozusagen auf einmal die neue erforderliche Fluglage zu erreichen)?
Wenn es ersteres ist, gab es eine Regel für eine bestimmte Reihenfolge, die befolgt werden muss, zum Beispiel zuerst Rollen, dann Nicken, danach Gieren, oder vielleicht zuerst Nicken, dann Gieren nach diesem Rollen?
Betrachten wir ein bestimmtes Beispiel aus dem Apollo 11 Flight Journal . Capcom Bruce McCandless um 025:49:20 in den Flug gibt PAD für Midcourse Correction Burn Nummer 2. Die Herausgeber des Journal geben die folgende Interpretation für die Raumfahrzeuglage:
Fluglage des Raumfahrzeugs: Rollen, 277°; Neigung, 355°; Gieren, 15°. Dies bezieht sich auf die Einstellung der Führungsplattform, die selbst auf den PTC REFSMMAT ausgerichtet ist.
Wenn ich das Zitat richtig verstehe, muss das Raumfahrzeug am Ende des Manövers unabhängig von der aktuellen CSM-Einstellung bei Roll 277 ° positioniert werden. Nicken 355° und Gieren 15° in Bezug auf die entsprechenden Achsen der aktuellen Ausrichtung der Führungsplattform.
Ich nehme an, die Astronauten geben einfach die Zahlen in DSKY ein, und der Computer führt die Berechnung durch, um sie von ihrer aktuellen Einstellung zu der erforderlichen zu bekommen.
Eine einachsige Rotation (SAR) wurde von der anfänglichen bis zur endgültigen Haltung durchgeführt, es sei denn, sie wollten eine kardanische Verriegelung vermeiden, in diesem Fall wurde sie in zwei Rotationen aufgeteilt.
Im MIT/IL-Bericht E-1832 wurde gezeigt, dass es zweckmäßig ist, Lagemanöver durch gleichzeitige Manöver in drei Achsen durchzuführen. Dies führt jedoch unter Umständen zu Manövern durch den Bereich der Gimbal-Lock-Warnung an der Inertial Measurement Unit. In diesem Fall wird das Manöver in zwei Teile aufgeteilt, sodass der Gimbal-Lock-Bereich umgangen wird.
Die Eingaben für die Lagemanöverberechnung sind die drei Kardanwinkel, die als endgültige Ausrichtung des Raumfahrzeugs in Bezug auf das stabile Element der IMU erwünscht sind. Um von Raumfahrzeugachsen in Steuerachsen umzuwandeln, werden alle äußeren Gimbal-Winkel um den Reaktionsstrahlversatz von 7,25 Grad modifiziert. Die vom Manöver zu verwendende Rotationsgeschwindigkeit ist ebenfalls erforderlich.
Aus den aktuellen Gimbal-Winkeln und den erforderlichen End-Gimbal-Winkeln wird eine Rotationsmatrix berechnet, die die Transformation von der Anfangs- zur Endlage beschreibt. Aus dieser Matrix wird der Eigenvektor, der die Richtung der erforderlichen Drehung angibt, abgeleitet, indem die Matrix in ihre symmetrischen und antisymmetrischen Komponenten aufgeteilt wird. Der äquivalente Manöverwinkel wird erhalten und unter Verwendung der Größe der Manöverrate wird die Manöverzeit berechnet. Außerdem wird der Rotationsvektor der Manöverrate in die drei Steuerachsen des Raumfahrzeugs aufgelöst.
Die Eingaben von dem Manöverberechnungsprogramm in das beschriebene Reaktionssteuersystem sind diese drei Raumfahrzeuggeschwindigkeiten und die Manöverzeit. Wenn eine kardanische Verriegelung vermieden werden soll, werden die beiden Komponentenmanöver getrennt an das Steuersystem gesendet.
Apollo GNC Absatz 3.6
Uwe
Sergij Lenzion
Benutzer21103
Benutzer36480
Organischer Marmor
Benutzer36480
Benutzer36480
Benutzer36480