Системное проектирование транспортных космических аппаратов. Учебное пособие - Никольский В.В.

Автор: Никольский В.В.

Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника космические аппараты учебное пособие

Год: 2001

Текст

Санкт-Петербург
2001

Министерство образования Российской Федерации
Балтийский государственный технический университет "Военмех"
В.В. Никольский
СИСТЕМНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ
ТРАНСПОРТНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Учебное пособие
Санкт-Петербург
2001
УДК 629.7.01
Н 64
Системное проектирование транспортных космических аппаратов. Учеб-
ное пособие / В.В. Никольский; Балт. гос. техн. ун-т. СПб., 2001. 101 с.
Соответствует курсу "Проектирование транспортных космических аппаратов".
Излагаются вопросы ранней стадии проектирования транспортных космических ап-
паратов с двигателями больших тяг в системной постановке. Проектирование пред-
ставлено в виде поэтапного процесса, который содержит первое проектное решение,
анализ и синтез. Результат оценивается по комплексному критерию качества. Рас-
сматривается формирование концепции проектирования. Приводятся основные мо-
дели: состава, структуры, функционирования, облика и качества объекта. Показана
роль частных оптимальных решений. Сравнение альтернативных вариантов прово-
дится по критериям оптимальности. Комплексный критерий содержит показатели
технико-эксплуатационных характеристик, стоимости и оперативности разработки.
Предназначено для студентов специальностей "Космические аппараты и раз-
гонные блоки" и "Испытания и эксплуатация аппаратов".
Ил. 49. Табл. 17. Библиогр.: 31 назв.
Рецензенты: кафедра «Космические аппараты» Военного космического
университета им. А.Ф. Можайского (нач-к каф. канд. техн, наук, доц. В. Езерский):
доц. начальник сектора КБ «Арсенал» М.И. Кислицкий
Утверждено
редакционно-издательским
советом университета
© БГГУ. Спб 2001
ВВЕДЕНИЕ
В настоящее время существуют различные определения проектирования.
Общий недостаток некоторых из них состоит в нечетких определениях этапов проек-
тирования. Отчасти эти недостатки объясняются обширной областью проектных за-
дач. Но предметная область становится понятной только из их содержания.
В данном учебном пособии за исходное взято следующее определение [2].
Проектирование - процесс создания прообраза предполагаемого объекта.
Сложный процесс проектирования ТКА имеет несколько этапов. Вначале про-
водится предварительное, а затем основное проектирование. Предварительное
проектирование заканчивается оформлением технического предложения на раз-
работку объекта.
На основе системной методологии предлагается ввести в предварительное
проектирование группу задач под названием «Первое проектное решение», позво-
ляющую получить опорное решение, которое на последующих этапах используется
для сравнения рассчитываемых вариантов. В процессе первого проектного решения
выполняются частные оптимизации. Контроль результатов проводится при помощи
методов выбора и расчета контрольных точек. Полученные результаты оцениваются
по критерию пригодности.
Предварительное и основное проектирование предлагается проводить в два
этапа. Один из них назван анализом, другой синтезом. Анализ и синтез предвари-
тельного и основного проектирования отличаются глубиной и широтой проработки.
Основная цель анализа заключается в оценивании влияния проектных пара-
метров, вариантов конструктивно-компоновочных схем и различных факторов сре-
ды на показатели качества объекта.
Основная задача синтеза состоит в поиске наилучшего проектного решения.
Для этого используются комплексные критерии оптимальности, содержащие пока-
затели технико-эксплуатационных характеристик, стоимостные показатели и показа-
тели оперативности разработки. Поиск предлагается вести методами перебора аль-
тернатив, случайного и случайно-направленного поиска.
Характеристики летательных аппаратов и их элементов взяты из различных
открытых источников. При этом использовались данные журнала «Новости космо-
навтики», Internet и др. Некоторые данные имеют приближенные значения и могут
использоваться только в учебных целях.
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ПРОЕКТИРОВАНИИ ТРАНСПОРТНЫХ КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ
В данном разделе, являющимся связующим звеном с ранее изученными дис-
циплинами: «Устройство КА» и «Основы проектирования сложных технических сис-
тем» и др., излагается системная постановка проектирования ТКА.
1.1. Определения транспортных космических аппаратов и их классификация
Транспортные космические аппараты (ТКА) - это подкласс космических ап-
Рис. 1.1. Классификация транспортных космических
аппаратов по назначению
паратов (КА), предназначенных для
выполнения транспортных задач в
космическом пространстве и атмо-
сфере планет.
Космическим считается про-
странство, расположенное выше
100 км от поверхности Земли.
К транспортным космическим
аппаратам (рис. 1.1) относят- раз-
3
гонные блоки (РБ), транспортные космические корабли (ТКК) и транспортные грузо-
_ вые космические аппараты (ТГКА), много-
Рис. 1.2. Компоновочная схема ракетных
блоков верхней части ракеты-носителя
«Молния»: 1 - КА «Луна-Е»; 2 - головной
обтекатель; 3 - блок «Л»: 4 - блок «И»
разовые транспортные космические кораб-
ли (МТКК) и межорбитальные буксиры
(МБ).
Разгонный блок - это техническое
устройство, предназначенное для решения
некоторых транспортных задач в космиче-
ском пространстве, например довыведение
космических аппаратов на рабочие орбиты
после отделения их от ракеты-носителя
(PH), увод в зону захоронения или океан с
целью очистки космического пространства
и др. Разгонные блоки имеют маршевую
двигательную установку на основе жидко-
стного ракетного двигателя (ЖРД) неодно-
кратного включения или ракетного двигате-
ля на твердом топливе (РДТТ). Дополни-
тельная двигательная система обеспечи-
вает ориентацию и стабилизацию движе-
ния РБ. Управление движением РБ может
осуществляться его автономной системой
управления или системой управления вы-
водимого КА.
Первый в мире РБ был назван бло-
ком «Е». Его некоторые характеристики, как
и характеристики других РБ приведены
в табл. 1.1. Блок «Е» был разработан в
ОКБ-1 под руководством С.П. Королева и
предназначался для довыведения КА «Лу-
на-1 », стартовавшего 2 января 1959 года. В
дальнейшем этот блок стал использовать-
ся как третья ступень PH «Восток».
Второй отечественный РБ был на-
зван блоком «Л» и использовался в составе
PH «Молния» (рис. 1.2) для обеспечения
полетов межпланетных КА типа «Луна»,
«Венера» и «Марс», а также для запуска
солнечных обсерваторий «Прогноз» и спут-
ников связи «Молния».
В конце 60-х годов для лунной экс-
педиции был разработан блок «Д». После
прекращения работ по этой программе по
предложению С.П. Королева блок «Д» был
совмещен с PH «Протон-К» и активно ис-
пользовался для обеспечения полетов ав-
томатических станций к Луне, Венере и
Марсу. Затем блок «Д» прошел летные ис-
пытания по довыведению КА на геостацио-
нарную орбиту. Его модификация - блок
«ДМ» - получила автономный приборный
отсек с собственной системой управления.
Разгонные блоки
§11 1 8 1 ОТ СП 11 1 § 1 i 1 £ i с
w. m g. с? £ £ о S S S 1
s 3 &£ ° m £ о о СО g ° ° S ° 1 § см
Давление в камере, МПа О 3 « со 3 3 ° 1Л
1? «• 10 s g ® 8 Ю “5 £ Я 2 0> со' со. со"
Удельный импульс, км/с ОТ и со В 3,19 3,193
Двигатель о •? о РД-58М РД-58М Д-25 С5.92+12Д СОиС С5.98М +16Д МТ С5.98М *16Д МТ £ i
1L о л А су ’ |§
£ 2.4 2,45 =. см. со'
£ Кислород* керосин То же То же Кислород* синтин НДМ1 +АТ НДМГ+АТ НДМГ+АТ 1 НДМГ+АТ НДМГ+АТ Водород* кислород Водород* Кислород S о Н
0й SC 1 со 6 о м ’° см
8 “ 5 о. 8 8 8 г
я с ф t Н S 1 1 s | Протон-К Протон-К циклон-з Союз-У ПротонМ Рокот Ангара Протон К Ангара Протон, Ангара Универ- сальная > от 0
I : 1 о о с из Ш Блок «Д» Блок «ДМ» "Фрегат" "Бриз КМ" "Бриз М" 2 ступени КВРБ "Таймыр" ш S от
5
С 1974 г. блок «ДМ» (рис. 1.3) используется для довыведения КА на геостационар-
ную орбиту
Последние модификации
le is м 13
Рис. 1.3. Разгонный блок «ДМ»: 1 - межба-
ковый отсек: 2 - ферма приборного отсека;
3 - приборный отсек; 4 - внутрибаковая пе-
регородка; 5-патрубокдренажа; 6-дат-
чик уровня топлива; 7 - гелиевый баллон;
8 - переходный отсек: 9 - бак окислителя;
10- двухъярусная ферма; 11 • бак горюче-
го; 12 - блок запуска двигателя; 13 - кар-
данный подвес двигателя; 14 - двигатель;
15 - донная тепловая защита: 16 - кони-
ческий переходный отсек
блоков «Д» и «ДМ» комплектуются двигателем
РД-58М, работающим на синтине (взамен ке-
росина), что привело к увеличению удельного
импульса.
2000 год отмечен значительными дос-
тижениями Начались летно-конструкторские
испытания РБ «Фрегат», который может ис-
пользоваться совместно с PH «Союз», «Про-
тон», а также’другими носителями подобного
класса РБ «Фрегат» служит для перевода
одного или нескольких КА с опорной орбиты
на рабочую или отлетную траекторию, разве-
дения КА по рабочим орбитам в случае груп-
пового запуска (до 20 КА), перевода КА с не-
замкнутой траектории на опорную орбиту, по-
строения необходимой ориентации перед от-
делением КА. самостоятельного ухода с ра-
бочей орбиты.
Проведены летные испытания PH «Po-
кот» с РБ «Бриз КМ», предназначенным для
довыведения низкоорбитальных и среднеор-
битальных КА.
Осуществлен запуск геостационарного
спутника связи «Горизонт» при помощи PH
«Протон-К» и нового РБ «Бриз М»
В ГКНПИ им. М.В. Хруничева ведется
разработка кислород-водородного разгонного
блока (КВРБ). Этот разгонный блок состоит из
бакового и двигательного отсеков, верхнего и
нижнего переходников. Верхний переходник
имеет стыковочный элемент для установки КА
различных типов. КВРБ имеет автономную систему управления и бортовой измери-
тельный комплекс. Баки несущие с совмещенным днищем Сверху расположен бак
жидкого водорода, снизу - бак жидкого кислорода. Маршевый двигатель размещен в
кардановом подвесе, который обеспечивает угловую стабилизацию по тангажу и
рысканью. Вращение создают два блока рулевых микродвигателей. Весь разгонный
блок размещается под головным обтекателем PH.
Транспортный космический корабль - это техническое устройство, служащее
для перевозки людей и грузов в космическом пространстве, например транспортные
космические корабли (ТКК) «Союз».
Транспортным грузовым назван космический аппарат «Прогресс» (рис. 1.4),
обеспечивающий снабжение долговременной орбитальной космической станции
(ДОС) «Мир». Его начальная масса около 7 т; максимальная длина -7 м; макси-
мальный диаметр - 2,72 м.
К многоразовым транспортным космическим кораблям относят «Спейс шаттл»
и «Буран».
Межорбитальный буксир - это техническое устройство, предназначенное для
многократных перевозок грузов между орбитами в космосе МБ предполагалось соз-
дать с маршевыми двигателями малой тяги для обеспечения больших грузопотоков
Более подробные сведения о МБ приведены в разд. 14
6
3 4
Рис. 1.4. Транспортный грузовой космический
аппарат «Прогресс»: 1 - стыковочный агрегат;
2 - грузовой отсек; 3 - топливный отсек; 4 - при-
борный отсек; 5 - агрегатный отсек
Приведем еще несколько примеров разгонных блоков. Разгонный блок
Gentaur-G (США) (рис. 1.5), предназначен для довыведения на геостационарную ор-
биту КА массой до 6000 кг. Его стартовая масса - 24000 кг. Компоненты топли-
ва - жидкие водород и кислород.
Снизить стоимость транспортных операций предполагается за счет перехода
от РБ к МБ. Межорбитальные буксиры обеспечат доставку объектов на высокие ор-
биты и возвращение полезных нагрузок с высоких орбит на околоземные. Примером
МБ может служить TOS/AMS (рис. 1.6). Его стартовая масса - 15200 кг. Полезная на-
грузка на геостационарной орбите - 4540 кг, а на переходной - 6400 кг.
Рис. 1.5. Centaur-G. 1 - приборный
отсек; 2 - топливные баки; 3 - ЖРД
р II II пне,
Рис. 1.6. TOS/AMS: 1 - вторая ступень
МБ; 2 - двигатели управления; 3 пер-
вый ракетный блок; 4 - РДТТ; 5 - двига-
тели управления
Простыми, дешевыми и надежными являются РБ с ракетными двигателями на
твердом топливе (РДТТ), например двухступенчатый РБ IUS (рис. 1.7). Его стартовая
масса составляет 14600 кг, габариты 5*2,9 м. Масса полезной нагрузки на геоста-
ционарной орбите - 2300 кг. Тяга двигателей первой и второй ступеней - 189,5 кг и
77,8 кг соответственно при удельных импульсах 2900 и 2840 м/с. Одноступенчатый
РБ TOS с РДТТ (рис. 1.8) предназначен для доставки объектов на переходную к гео-
стационарной орбиту. Его стартовая масса составляет 10900 кг, габариты-
3,28*3,4 м, полезная масса на переходной орбите - 5900 кг.
Рис. 1.7. IUS: 1 - приборный отсек; 2 - дви-
гатели ориентации; 3 - переходник: 4 - РДТТ
второй ступени; 5-РДТТ первой ступени;
6 - юбка
Рис. 1.8. TOS: 1 - приборный отсек;
2 - двигатели ориентации; 3 - РДТТ;
4 - устройство поворота сопла
Заметим, что транспортные операции может выполнять и информационный
космический аппарат, имеющий агрегатный отсек (АО) с маршевым двигателем
Указанный отсек называют также ракетным блоком, а систему КА, выполняющую
транспортные операции - транспортной системой космического аппарата. Агрегат-
ный отсек КА в ряде случаев выполняет роль последней ступени его довыведения
на рабочую орбиту.
Приведем другие определения, используемые в учебном пособии.
Космический аппарат (КА) - это техническое устройство, выполняющее раз-
личные задачи в космическом пространстве.
Из последнего определения следует, что КА - это обобщенное понятие всех
технических устройств, совершающих полет в космическом пространстве и выпол-
няющих поставленные задачи.
Ракетный блок (РаБ) - часть PH или РБ, состоящая из ракетных двигателей,
топливных и других необходимых обеспечивающих систем.
На базе ракетного блока КА можно создать разгонный блок, придав ему
функции самостоятельного летательного аппарата.
1.2. Понятие проектирования
Слово проектирование произошло от латинского слова projectus, что означает
«брошенный вперед». Обратимся к определению проектирования.
Под проектированием понимают разработку проекта, т.е документации,
необходимой для создания в располагаемых условиях еще не существующего об'
екта, и алгоритма его функционирования.
8
Проект представляет собою информационную модель, содержащую техниче-
ские решения, расчеты характеристик и параметров, схемы компоновок, чертежи,
алгоритмы и другие документы
При разработке ТКА выполняют несколько проектов. Первый - предваритель-
ный проект Его называют аванпроектом. Работа над ним заканчивается техниче-
ским предложением на разработку нового объекта. На основе технического предло-
жения выполняется основной проект, называемый эскизным. На основании эскизно-
го проекта создается рабочая документация на опытные изделия и макеты. Проект
становится техническим С доработками по результатам испытаний технический
проект называют рабочим проектом Документация проекта содержит расчетные,
технологические и эксплуатационные документы
В учебном пособии излагаются вопросы, связанные с разработкой техниче-
ских предложений и эскизных проектов. Их относят к ранней стадии проектирования
Заметим, что в англоязычных источниках используются два слова, означаю-
щие проектирование: 1) design и 2) projection. Первое используется в тех случаях,
когда проектирование заканчивается изображением объекта в виде схем или черте-
жей. Второе употребляется в более широком смысле, когда техническая документа-
ция дополняется другими компонентами, включая экономические расчеты
В отечественной литературе под дизайном понимают художественное проек-
тирование. которым занимаются художники
Отметим одно важное обстоятельство, связанное с проектированием. Затраты
на проектирование ТКА составляют 3 . 5% его полной стоимости. Но велика цена
ошибки проектировщиков, которая примерно в десять раз превышает цену ошибки
при наземном испытании и в сто и более раз ошибки при летных испытаниях. Ответ-
ственность проектировщика за разработку заключается в том, что он закладывает
основы объекта.
1.3. Системность и системный подход
Всякая деятельность человека более или менее системна. Освоение учебной
дисциплины, выполнение домашнего задания, игра в футбол и прочее происходят
при выполнении некоторых действий, сведенных в систему. Наши успехи во многом
зависят от системности действия.
Системность - это всеобщее свойство материи и сознания, проявляющееся
в объединении частей ради решения возникших проблем, достижения поставленных
целей
Свойство - философская категория, выражающая такую сторону предмета,
которая обуславливает его различие или общность с другими предметами и обнару-
живается в его отношении к ним.
Всякое свойство относительно, оно не существует вне отношений к другим
свойствам и вещам. Свойства вещей внутренне присущи им и существуют объек-
тивно.
Осмысленная системность деятельности начинается с системного подхода
Системный подход - направление методологии познания, в основе которого
лежит исследование объектов как систем. Система рассматривается с разных сто-
рон, комплексно.
Транспортные космические аппараты являются сложными техническими сис-
темами
Рассмотрим определение системы. В различных источниках приводится бо-
лее 30 определений. Такое положение объясняют большим многообразием систем.
Системы различны по составу, структуре, назначению, целям и т.д. Приведем лишь
два определения, которые дадут достаточное понимание системы
Первое определение: система есть средство достижения цели.
9
Второе определение: система - это упорядоченная совокупность взаимо-
связанных и взаимодействующих элементов, образующих единое функциональное
целое, предназначенное для решения определенных задач и достижения конкрет-
ных целей.
Во 2-е определение системы входит слово «элемент».
Элемент - это неделимая часть системы. Неделимость понимается в кон-
кретном смысле, т.е. при конкретном делении системы ее неразделенные части на-
зываются элементами.
Например, информационный космический аппарат (КА) состоит из целевых
систем (ЦС), обеспечивающих систем (ОС) и несущего комплекса (НКом). Если каж-
дая приведенная группа систем рассматривается как неделимое целое, то их назы-
вают элементами. Но в другой задаче КА будет разделен на детали. Тогда элемен-
том станет деталь. Таково поэлементное представление системы.
Приведенные выше определения распространяются на технические системы.
Развитие системы приводит к тому, что она становится сложной. Понятие
«сложная система» появилось тогда, когда потребовались особые методы исследо-
вания и проектирования техники.
В технической литературе приводятся различные определения сложной тех-
нической системы, например, сложная техническая система - это многоуровневая
система, состоящая из подсистем, имеющая разнообразное управление и цен-
тральный орган управления.
Определение сложной системы дополняется следующими признаками:
1) большим числом разнородных подсистем и элементов, связей между ними,
сложностью структуры, состояний, поведения, большая размерность;
2) иерархичностью структуры;
3) наличием неопределенности в описании системы;
4) длинным алгоритмом воссоздания системы;
5) сложностью вычислений при исследовании и разработке;
6) большим объемом информации о системе;
7) сложностью развития системы и др.
Примером сложной технической системы (СТС) является информационный
космический аппарат (рис. 1.9, где КА изображен как трехуровневая иерархическая
система, ее можно членить далее).
Рис. 1.9. Структура космического аппарата
10
Иерархия - порядок подчинения низших элементов высшим элементам.
Иерархическая структура - это структура подчиненности. В ней низший уро-
вень подчинен высшему уровню.
Для СТС иерархия означает, что часть создается в интересах целого
Структуры ТКА и КА во многом совпадают. Главное отличие структуры ТКА
состоит в том, что вместо целевых систем он содержит полезную нагрузку (ПН), ко-
торую он транспортирует. Служебные системы и несущий комплекс являются со-
ставными системами ТКА (рис. 1.10).
Рис. 1.10. Структура транспортного космического аппарата
Опираясь на рис. 1.10, запишем выражение для начальной (стартовой) массы
ТКА в виде
= тПН +тс +тд +тПГС +тс +тт 01)
где тт, тс,тп, winrc> та^ тт ' массы полезной нагрузки, систем и аппаратуры,
двигателя, пневмогидравлической системы, несущей конструкции и топлива ТКА со-
ответственно.
Уравнение массы (1.1) определяет состав элементов ТКА. Не взирая на про-
стое уравнение массы, сохраним изначально отношение к ТКА как к сложной техни-
ческой системе.
1.4. Сущность системного проектирования
Системное проектирование - это проектирование сложных технических сис-
тем со специфическими подходами и методологией.
Рассматривая специфические подходы, прежде всего, выделяют общий под-
ход, который называется системным. Его определение приведено выше. К другим
подходам системного проектирования отнесем следующие:
1) концепция проектируемого объекта исходит из концепции суперсистемы,
т е. концепция КА должна исходить из концепции космической системы (КС);
2) используются общие понятия и свойства сложной системы;
3) применяются принципы системного проектирования.
Одна из первых проектных моделей - модель структуры
Космические аппараты функционируют в составе космической системы, кото-
рая состоит из космического комплекса (КК) (может быть несколько) и наземного
специального комплекса (НСК), предназначенного для обработки информации, по-
ступающей с целевых систем КА на Землю.
В состав КК (рис. 1.11) входят космические аппараты орбитальной группировки
и наземные технические средства, которые включают ракетно-космический комплекс
(РКК), наземный комплекс управления (НКУ) и поисково-спасательный комплекс
(ПСК).
Рис. 1.11. Структура космического комплекса
Наземный комплекс управления предназначен для управления полетом КА.
Его средства принимают телеметрическую информацию о состоянии бортовых сис-
тем КА
Поисково-спасательный комплекс принимает возвращающиеся на Землю ле-
тательные аппараты и их части.
Ракетно-космический комплекс (рис. 1.12) состоит из ракет космического на-
значения, технического, стартового комплексов и полигонного измерительного ком-
плекса (ПИК). На техническом комплексе проводится подготовка ракет космического
Рис. 1.12. Структура ракетно-космического комплекса
12
назначения к запуску, со стартового комплекса осуществляется их запуск, а на ПИК
поступает информация о траектории полета и состоянии бортовых систем летатель-
ных аппаратов.
КА и разгонный блок (РБ) вместе со сборочно-защитным блоком составляют
космическую головную часть (КГЧ). Сборочно-защитный блок состоит из обтекателя
и конструкций, связывающих РБ и КА с PH и обтекателем. Разгонный блок использу-
ется при необходимости и не всегда входит в состав КГЧ.
Таков состав космического комплекса и краткое назначение его основных час-
тей. На рис. 1.12 транспортный космический аппарат (ТКА) представлен разгонным
блоком, который в процессе эксплуатации взаимодействует со всеми частями кос-
мической системы. Поэтому при проектировании проводится согласование его ха-
рактеристик с характеристиками частей и элементов РКК, КК и КС.
1.5. Принципы системного проектирования
Приведем основные принципы системного проектирования, которые будут ис-
пользованы в проектировании ТКА:
1) качество и эффективность. Главенствующая роль отводится эффектив-
ности ТКА при обеспечении заданного качества;
2) комплексность. Учитываются все значимые факторы и характеристики;
3) анализ всех этапов жизненного цикла объекта: этапа проектирования,
опытной отработки, производства, наземной эксплуатации, выведения и летной экс-
плуатации. включая снятие с эксплуатации;
4) отрицание главенства прототипа. Прототип важен на этапе изучения
аналогов, развития системы. Проектирование принципиально нового объекта по
аналогу не проводится. Этот принцип не исключает использования хорошо зареко-
мендовавших частных идей и унифицированных элементов;
5) подчиненность суперсистеме: часть создается в интересах целого. РБ
создается для КА и космического комплекса;
6) декомпозиция Сложная система разделяется на подсистемы, проектная
задача - на подзадачи без потерь существенных влияний и взаимодействий. Это по-
зволяет обеспечить глубину анализа и синтеза;
7) итерация. Проектные расчеты многократно повторяются, но на более вы-
соких уровнях.
8) автоматизация проектирования. Без нее невозможно добиться высоких
качественных результатов;
9) развитие. Закладывается возможность развития и совершенствования сис-
темы;
10) информационное единство объекта и суперсистемы;
11) персональная ответственность каждого исполнителя и др.
Содержание принципов системного проектирования будет раскрыто ниже по
тексту по мере их использования.
1.6. Концепция проектирования
Побудительной причиной проектирования является появление проблемы На-
пример, располагаемые ракеты-носители способны вывести КА в космическое про-
странство, но не могут доставить его на рабочую орбиту. Появляется проблема до-
выведения КА.
Другие примеры: средства довыведения КА не отвечают желаемым требова-
ниям по качеству, так как низка масса полезной нагрузки, завышены габариты, слиш-
ком высока стоимость транспортных услуг и др. Возникают проблемы качества, сни-
жения стоимости.
13
На результаты проектирования заметно влияют цели, ради которых создается
система. Оказывает влияние и глубина проработки целей.
Рассмотрим, как формулируются цели проектирования. Цели являются анти-
подами проблем. Иными словами, если возникла проблема, то цель состоит в том.
чтобы решить проблему. Более глубокая проработка целей зависит от видения пер-
спективы. Например, цель не только в повышении качества системы, но и в расши-
рении рынка, достижении превосходства.
При формулировке целей следует исходить и из следующего определения:
цель - желаемый исход действия.
Проблемы, решаемые в процессе проектирования, должны быть актуальны
Под актуальным понимают важное для рассматриваемого момента времени.
Важным для проектирования аспектом является новизна. Под новым в проек-
тировании понимают не сделанное ранее. Новой может быть проблема, метод ре-
шения, результат ит. д.
Следует обратить особое внимание на то обстоятельство, что проектировщик
должен сам уметь находить новые проблемы, решение которых приводит к повыше-
нию эффективности и качества. Проектировщику необходимо помнить известный те-
зис о том, что любой товар вытесняется новым.
Проблемы, цели, актуальность и новизна проекта являются составляющими
его концепции.
Слово «концепция» означает «взгляд на...». Концепция проекта содержит
формулировку проблемы или проблем, которые решаются созданием проектируемо-
го объекта, целей, которые достигаются при применении или продаже объектов, ак-
туальности темы проектирования и новизны решений. Без осознания перечисленных
выше вопросов проектирование и создание нового изделия, как правило, нецелесо-
образны. Исключение составляют ситуации дефицита, т.е. случаи, когда некоторое
изделие очень необходимо и его можно создать на базе ранее реализованных ре-
шений.
Практика показывает, что довольно часто разработка концепции проходит до-
вольно трудно. Проблемы не четки, цели расплывчаты, новизна и актуальность со-
мнительны. Но такое положение дел не должно останавливать исполнителей проек-
та. Разработка концепции - процесс итерационный, творческий, зависящий от знания
состояния дел во многих сферах деятельности: проектировании, производстве, на
рынке и т.д. Работа в указанных направлениях, а иногда и дополнительные исследо-
вания. а также маркетинг, приводят к хорошо разработанной концепции.
Отметим проблемы, приводящие к необходимости проектирования: расшире-
ние рынка за счет качественных и дешевых изделий, повышение прибыли, достиже-
ние превосходства в вооруженной борьбе, получение новых научных результатов, и
т.д. Постоянной проблемой являются достижение более высокого качества, сниже-
ние стоимости систем, повышение эффективности их применения.
С разработки концепции начинается проектирование системы. В начале кон-
цепции целесообразно изложить назначение системы.
1.7. Главные вопросы проектирования
Как отмечалось выше, проектирование направлено на решение возникающих
проблем и достижение поставленных целей. В процессе проектирования отыскива-
ется наилучшее решение с заранее заданным качеством. Его необходимо найти за
короткие сроки. Поэтому главными вопросами проектирования можно назвать-
1) решение существующих и (или) перспективных проблем при обеспечении
заданного качества;
2) поиск наилучшего решения при обеспечении заданного качества;
3) снижение полной стоимости системы при повышении ее качества:
14
4) быструю разработку системы.
Решения указанных и других вопросов проектирования изложены в следую-
щих разделах.
Приведем пример краткой записи концепции проектирования по теме: «Высо-
коорбитальный разгонный блок».
Высокоорбитальный разгонный блок представляет собою самостоятельно
функционирующую систему и предназначен для довыведения КА различного назна-
чения на высокие орбиты до геостационарных включительно.
Предполагается, что создание нового высокоорбитального разгонного блока с
использованием новых технических решений и системного проектирования позволит
улучшить показатели качества по сравнению с существующими объектами. Следует
указать конкретные показатели качества (масса полезной нагрузки, стоимость, габа-
риты и пр.). Новизну определяют новые технические решения в системной постанов-
ке (указать какие именно), а также более прогрессивные методы проектирования,
применение систем, построенных на новых физических принципах, и пр. Далее не-
обходимо отметить актуальна или нет предлагаемая разработка или она проводится
в учебных целях для формирования навыков проектирования.
Контрольные вопросы и задания
1. Приведите примеры ТКА и назовите проблемы, связанные с проектирова-
нием новых аппаратов.
2. Дайте определение системности и системного подхода в проектировании.
3. Почему ТКА относят к сложным техническим системам?
4. Какова роль модели структуры в системном проектировании?
5. Как раскрывается концепция проектирования?
6. Зачем нужна структура ТКА?
7. Зачем нужна структура космической системы при проектировании ТКА?
8. Сколько уровней может содержать иерархическая структура ТКА?
9. Изложите концепцию любого вновь создаваемого ТКА.
2. КАЧЕСТВО И ЭФФЕКТИВНОСТЬ В ПРОЕКТИРОВАНИИ
Транспортный космический аппарат, как и любой другой объект, должен иметь
высокое качество и быть эффективным в применении. Рассмотрим, по каким показа-
телям качества и эффективности оценивается проектируемый ТКА, какие критерии
при этом используются.
2.1. Качество транспортного космического аппарата и его показатели
В самом общем смысле под качеством понимают то или иное свойство, дос-
тоинство, степень пригодности кого - чего - нибудь [19]. Заметим, что качество как
свойство используется для определения пригодности как изделий и систем, так и
процессов (операций). Приведем наиболее часто встречающиеся определения ка-
чества технических устройств.
Качество - это свойство или совокупность существенных свойств объекта,
обуславливающих его соответствие назначению [1, 26].
Другое определение: качество продукции есть совокупность основных ее по-
требительских свойств [17].
Во всех случаях качество рассматривается как свойство пригодности
Понятие качества применяется к объектам любой природы.
ТКА как сложная техническая система имеет большое количество частных по-
казателей качества. Каждое качество может быть описано количественно с помощью
15
некоторой переменной, значение которой определяет меру качества. Эту меру бу-
дем называть частным показателем качества
Показатель - это числовая мера характеристики. Показатель выражается
числом.
Примерами частных показателей качества ТКА могут быть его массы, габари-
ты, точности выведения полезной нагрузки, надежность и т.д.
Всю совокупность частных показателей качества проектирования будем сво-
дить в три группы: ^результатов (эффектов) £; 2) стоимости (ресурсоемко-
сти) С; 3) оперативности (временных затрат на проектирование) Т.
Всю совокупность частных качеств объекта можно выразить комплексным по-
казателем
^<п> (2'1)
где =<e1,e2,...,e„1> - вектор-строка результатов размерности п/,
ЦЛ2) = (с15с2,...,сЛ2) - вектор-строка стоимостей размерности и2;
’ вектор-строка времен размерности п3\ n = n}+n2+n3\
ех,...,е„х, сх,...,сП1, 11г.,.,1„3 - частные показатели качества, т.е. результаты, стои-
мости и времена.
Геометрическое изображение векторов качества представлено на рис. 2.1, где
по осям отложены допустимые значения векторов результатов, стоимости и опера-
тивности: ЕД,('Л,ТД. Вектор Q опреде-
ляет комплексное качество ТКА. Оче-
видно, что при проектировании стоимость
должна быть меньше допустимой, затра-
ты времени на проектировании - меньше
допустимого значения, а значение векто-
ра результата необходимо привести в со-
ответствие с техническими требованиями
на разработку. Если итоговым вектором
результатов выбрана полезная нагрузка
ТКА, то она не должна быть меньше до-
пустимой. Когда за итоговый вектор ре-
зультатов выбран объем ТКА, то он дол-
жен быть не более заданного значения.
Обычно вектор результатов представляет собою сумму векторов, например, масс,
объемов и др. Допустимые значения каждого качества определяются критерием.
Преимущество векторного изображения качества состоит в том, что единая
математическая модель изображает множество характеристик любой физической
природы и между характеристиками не нужно устанавливать весовые и прочие ко-
эффициенты.
Отметим, что время разработки ТКА характеризует процесс разработки, но не
качество самого ТКА. Поэтому в анализе качества ТКА будем опускать время его
разработки. Однако это время необходимо для анализа качества процесса проекти-
рования.
В групповой показатель результатов проектирования входят частные пока-
затели технико-эксплуатационных характеристик. Подгруппа технических характери-
стик включает показатели масс, объемов, габаритов, моментов инерции, центров
масс и т.д. В подгруппу эксплуатационных характеристик входит восемь основных
наименований: надежность, безопасность, живучесть, экологичность, транспорта-
бельность, эргономичность, совместимость и автономность. В конкретной задаче
число показателей эксплуатационных характеристик может быть более восьми, так
как эксплуатационные характеристики являются составными. Например, надежность
определяется в общем случае безопасностью, ремонтопригодностью, долговечно-
стью и сохраняемостью. Живучесть также можно представить несколькими состав-
ляющими: недосягаемостью, стойкостью и восстанавливаемостью и т. д.
2.2. Эффективность и ее показатели
По общему определению эффективность — это результативность дейст-
вия [19]. Под эффективной работой понимают результативные действия, приводя-
щие к нужным результатам. Эффект - это результат действия.
Общее определение эффективности обычно не вызывает вопросов. Но появ-
ляются сложности при решении конкретных задач, когда необходимо определить и
рассчитать показатели эффективности. Например, как оценивать эффективность
применения ТКА.
Для ответа на поставленный выше вопрос рассмотрим другие определения
эффективности.
Эффективность -это свойство действия давать эффект (результат) [26].
Подчеркивается, что это операционное свойство, эффективность проявляется в
процессе действия, операции.
Операция отличается от всех других процессов наличием цели, то ее мера
(показатель) должна характеризовать степень достижения цели операции, что фор-
мально означает выполнение условия.
Для определения эффективности применения целесообразно в начале опре-
делить цели. Общие цели применения системы сформулируем следующим образом:
1) достижение высокой вероятности выполнения задач применения;
2) получение высокой экономической эффективности;
3) обеспечение высокого качества применения.
Рассмотрим первый показатель эффективности. Для ТКА этот показатель оп-
ределяет вероятность выполнения типовой задачи - выведение полезной нагрузки.
Он зависит от надежности РИ и живучести Рж , эргономичности Рэрг и функцио-
нальной способности P^c транспортной космической системы:
Лф = ггРфс (2.2)
Показатель эффективности (2.2) является вероятностной величиной, равной
произведению вероятностей, которые определяют надежность, живучесть, эргоно-
мичность и функциональную способность транспортной космической системы.
Функциональная способность указанной системы равна ее эффективности при
значениях показателей надежности, живучести и эргономичности равных единице.
Показатель надежности можно представить как произведение вероятности го-
товности системы к выполнению задания РТ на вероятность безотказной работы
системы за время выполнения задания Р6, тогда (2.2) примет вид
(2.3)
Из (2.2) и (2.3) следует, что показатели эффективности применения системы
зависят от вероятностных значений безотказности, готовности, живучести, эргоно-
мичности и функциональной способности системы. Расчет этих излага-
ется в отдельных дисциплинах. Поэтому в настоящем посоа4щЯё'будем 'кабаТься
вопросов эффективности, а оценивать результаты проекть^гования-будемг на-осно-
вании критериев качества. Однако, следует иметь в виду,$то в/критерии качества
необходимо вводить показатели надежности и живучести, нискольку они подчинены
16
17
соответствующим показателям космической системы и должны быть обеспечены
при проектировании ТКА, иначе не будет уверенности в обеспечении требуемой
эффективности работы космической системы.
Можно пойти и по другому пути решения задачи эффективности, если под
эффективностью изделия понимать его потенциальную возможность давать резуль-
тат (эффект) [1]. Но этот путь принципиально не отличается от обеспечения требуе-
мого качества объекта.
2.3. Критерии качества
За оценочные функции качества ТКА можно принять следующие зависимости:
Нгш=Н(^). =mnu(-r/). Cz=C(x,), (2.4)
"’пн
где ЦПн=/ипн/^о - относительная масса полезной нагрузки; C’v - полная стои-
мость ТКА; Xj - проектные параметры.
Пояснения полной стоимости ТКА и проектных параметров приводятся ниже.
Показателями качества могут стать значения оценочных функций
тпн, Нпн, Cz/mnil, а также показатели габаритных характеристик, потреб-
ных скоростей, масс и габаритов элементов и пр
Рассмотрим примеры формирования критериев пригодности и оптимальности
ТКА. Но прежде приведем определения критерия.
В общем смысле под критерием понимают «мерило» оценивания, суждения
[19].
В теории систем критерий рассматривают как определяющее правило. Его об-
щее определение; критерий - это определяющее правило оценивания чего-либо.
Критерий и показатель - разные понятия. Следует четко их знать. Еще раз на-
помним. что критерий - определяющее правило, а показатель - числовая мера, чис-
ло Показатель определяет значение характеристики. Например, стартовая масса
ТКА составляет 20 тонн; высота круговой орбиты - 1000 км Критерий записывается
в виде нескольких условий или условия.
По критериям будем оценивать результаты проектирования, сравнивать раз-
личные варианты проектных решений.
Пусть показателями качества проектирования будут /ипн,С2 - масса полез-
ной нагрузки ТКА и его полная стоимость, тогда критерий пригодности запишется как
тгш S'”!»: <25>
где " предельно допустимые значения массы полезной нагрузки и суммар-
ной стоимости ТКА.
Критерий (2.5) определяет условия или правило, при выполнении которого
проектируемый аппарат пригоден. Запись критерия здесь упрощена, но выражает
его суть.
Кроме критерия пригодности в проектировании используется критерий опти-
мальности. Назначим показатель оптимальности в виде отношения полной стоимо-
сти ТКА к его массе полезной нагрузки:
(2.6)
Таким образом, качество проектной работы будем оценивать величиной стои-
мости выведения одного килограмма массы полезной нагрузки на рабочую орбиту
18
при обязательном обеспечении заданных допустимых значений других показателей,
например, массы полезной нагрузки и полной стоимости. Тогда критерий оптималь-
ности примет вид
minJF=C£/OTnil: (2.7)
тпн>^н; (2.8)
Следовательно, критерий оптимальности определен зависимостями (2.7) и
(2.8).
(2.5), (2.7), (2.8) - простые примеры критериев оптимальности и пригодности. В
проектных задачах они имеют более сложные записи, которые приводятся ниже по
тексту учебного пособия
Контрольные вопросы и задания
1. Дайте определение качества ТКА.
2. Назовите показатели качества ТКА.
3. Дайте определение критерия.
4. В чем различие между показателем и критерием?
5. Какие показатели составляют комплексный критерий качества ТКА?
6. Какие критерии вам известны? Запишите критерии качества ТКА.
7. Каким образом реализуется принцип эффективности и качества при проек-
тировании ТКА?
8. Запишите групповой показатель качества технико-эксплуатационных харак-
теристик ТКА.
3. ТРАНСПОРТНЫЕ ЗАДАЧИ
В разделе приводится краткий обзор транспортных задач, решаемых разра-
ботчиками ТКА. а также перечень космических транспортных средств и их компоно-
вочные схемы. Основная цель раздела состоит в изучении альтернатив в решении
указанных задач.
3.1. Содержание транспортных задач
В транспортных задачах решаются вопросы, связанные с изменениями орбит
КА. Первая задача заключается в выведении КА на его рабочую орбиту. Рассмотрим
типовые рабочие орбиты информационных КА.
Общая картина рабочих орбит приведена на рис. 3.1 в полярной системе ко-
ординат, где величина осей определяет высоты h орбит над поверхностью Земли, а
угол поворота оси от горизонтального исходного положения соответствует наклоне-
нию орбиты. Высоты орбит на графике отложены в километрах, наклонения орбит / в
градусах.
На низких круговых орбитах (высоты 200... 1000 км) работают КА разведки.
Дистанционного зондирования Земли и долговременные орбитальные станции. Их
наклонения лежат в пределах (51...83)°. КА разведки кратковременно опускаются до
50 км, совершая «нырок» по эллиптической орбите. После нырка, в процессе кото-
рого выполняется целевая задача, аппарат возвращается на исходную круговую ор-
иту. Возвращение необходимо, иначе КА начнет быстро терять высоту из-за тор-
можения в атмосфере Земли.
19
Рис. 3.1. Распределение космических аппаратов по орбитам: С-связи, Н-навигации, Р-раз-
ведки, М - метеорологии, ДОС - долговременные орбитальные станции, ПРМ - предупреждения
о ракетном нападении, ДЗЗ - дистанционного зондирования Земли
На средних круговых орбитах высотою (1000...4000) км совершают полет ме-
теорологические. навигационные и связные КА. Наклонения их орбит находятся в
районе 90°. Орбиты с наклонением 90° называются полярными. Если наклонение
орбиты имеет значение около 90°, то такая орбита называется приполярной. КА на
полярных и приполярных орбитах имеют возможность хорошего обзора полярных и
приполярных областей Земли, чего лишены КА при орбитах меньших наклонений
(65° и ниже).
На высоких круговых орбитах, от 20000 км и выше, летают КА навигации и
связи. Связные КА выводят на геостационарные орбиты высотою 35870 км и накло-
нением 0°.
Некоторые КА совершают полет по эллиптическим орбитам. Так КА связи
«Молния» имеют эллиптические орбиты с высотой апогея около 40000 км и высотой
• апогея около 500 км. Эти орбиты на рис. 3.1 выглядит в виде отрезка прямой линии с
наклонением 63°. Близки к ним по высотам и при том же наклонении орбиты КА пре-
дупреждения о ракетном нападении «Око».
КА выводятся на круговые и эллиптические рабочие орбиты (табл. 3.1). При
необходимости орбиты корректируются, т.е. их параметры изменяются в нужную
сторону. Кроме того, возникают и другие задачи: размещения нескольких КА на од-
ной орбите с заданными угловыми расстояниями друг от друга, маневра, причалива-
ния и стыковки одного КА к другому, спуск на Землю, полеты к планетам Солнечной
системы, к звездам и др.
Параметры планетных орбит приведены в табл. 3.2.
20
Характеристики косми*
га
! 6 j й к га | 5 § о IZ Протон + РБ «Д» Протон + РБ «Д» Протон + РБ «Д» Протон + РБ «Д» Протон 2 2 Циклон-3, По 6 КА s_ s. Is Циклон-3, 6 КА 2 i 5 ш а с 1 О X Hoiodu Протон К, Союз I 2 £ 2 Протон с РБ «Д» Союз-У Циклон 2
Точность 1 выведения на орбиту, °, км %. S™. -кО СП +1 ? о ни S£‘o т 1
н Т га э* * * IB со ° ; [ ! * и - До 9 мод I
Ориента- ция, ° В ®” о о •Н +1 о н (OU S)T ю § о' 35
® g о mg" ш см см СО 45 сут | 2 2 30 сут
Мощ- ность. СЭС, кВт см “ V-' 04 а» см 2 8s ° й см о Я 2 - U1 ;о •"
5 | х i О О О О со СО СО см со : о>" со. S о см со 3 о со со <о. Ji см’ со =
Высоты орбиты, км Геостац Г еостац. 1 еостац Геостац ©S со см II хГ ю ° II с I? 8 53 ?? с< S £ s ? S3 1г5 с < 1 со СО О) ц « Геостац S 1 й 03
Габариты на орбите, м ? Я М- СП 'З с$ £ со со' 6,8x6,2x26,9 6,28x3,8x26,6 4,7x5,9x19,5 * СО со см_ г~" 3 2,72x6,86 1 х 13,538 о N СП см X см" СП со' ю X Ч см' ? !О
I S 2 S М а g S 3 3 ° Л см'
11 8 8 о о 1! “ о К О О О ! л 5'3 Связь, навигац. | Навигац. , i I 5 2 6 § 5-tl £ g 0. О о ДОС I X С X £ Материа- ловед. Эксп.
1$ V X Г оризонт Аркос 2 о; X с о 2 haHoj х | О | Надежда | I см 2 2 | Янтарь | Космос, 11Ф644 2 О 8х is 1 i е с
я
Продолжение табл. 3.1
22
3.2. Способы и пути решения транспортных задач в космосе
Рассмотрим, каким образом выводятся КА на рабочие орбиты.
Выведение с земной поверхности осуществляется сегодня при помощи ракет-
носителей (PH). Энергетические возможности PH сравниваются по выведению с их
помощью полезных нагрузок (ПН) на круговую орбиту высотою 200 км и наклонением
90°. Но на высоты в 200 км PH выводят КА с наклонением, определенным зонами
падения ступеней PH, которые называют также зонами отчуждения.
Характерные наклонения выведения КА на орбиту в 200 км составляют 63, 66,
69, 73, 74, 82, 83, 86,4е для космодрома «Плесецк», 51 и 65° для космодрома «Бай-
конур» и около 90° для космодрома «Свободный» (под Благовещенском).
На орбиты высотою до 4000 км выведение КА проводится при помощи ра-
кет-носителей или PH с довыведением ракетными блоками самих КА. При этом PH
обычно выводит КА на эллиптическую орбиту с высотой апогея, равной высоте кру-
говой рабочей орбиты.
Характеристики отечественных PH представлены в табл. 3.3. ..3.6.
С космодрома «Плесецк» проводят пуски PH Космос, Циклон-3, Союз-У, Мол-
ния-М и Старт. На космодроме «Байконур» запуски КА выполняют при помощи PH
Циклон-2, Союз-У, Молния-М и Протон. Космодром «Свободный» провел пуски PH
Старт-1.
Разгонные блоки и КА после завершения работ, как правило, остаются на ор-
битах. В результате происходит постоянное засорение космического пространства
До тех пор. пока пусков было немного, засорение не угрожало работе КА. С выведе-
нием большого количества аппаратов на некоторые орбиты ситуация стала опасной
для существования работающих КА. Поэтому встал вопрос о том, чтобы уводить от-
работанные КА в так называемую зону захоронения.
Другой способ избавления от космического мусора состоит в уводе отрабо-
танных КА в плотные слои атмосферы. КА переводят на орбиту высотою 90-100 км.
При малых углах входа в атмосферу КА переходит на баллистическую траекторию
спуска. В результате торможения в атмосфере образуется плазменное облако, в ко-
тором горит конструкция КА. Не сгоревшие остатки падают в океан, в его безлюдную
часть.
Рассмотрим задачу: предложить альтернативные способы выведения КА на
рабочую геостационарную орбиту.
Согласно табл. 3.5 Протон-К выводит 20,6 т полезной нагрузки на круговую
орбиту высотою 200 км с наклонением 51°. Эта точка указана на рис. 3.1.
В полезную нагрузку PH входит разгонный блок моноблочной схемы (рис. 1.3)
и КА связи. Последний является полезной нагрузкой РБ. Разгонный блок увеличива-
ет высоту круговой орбиты до 35870 км и изменяет ее наклонение до 0°. РБ осуще-
ствляет перелет по полуэллипсу Гомана (двухимпульсный перелет) и остается на
около стационарной орбите. Так выглядит один способ выведения КА. Схемы пере-
летов рассмотрены в разд. 4.
В транспортной задаче рассматриваются альтернативные способы выведе-
иия. Их несколько. Программа перелета может быть трехимпульсной. Возможен
Двухступенчатый РБ с уводом на орбиту захоронения и т.д. Кроме того, анализируют
преимущества и недостатки различных топлив. Можно разработать несколько ком-
новок моноблочного РБ и т.д. Некоторые варианты компоновок ТКА приведены в
под разд. 3.4.
Спрашивается, какой из перечисленных выше вариантов наилучший. Для от-
= та на этот вопрос необходимо провести расчеты вариантов и сравнить по их вы-
ранному критерию. Задача решается методом проб и находок.
23
Ракеты-носители легкого класса (масса полезной нагрузки менее 5 т)
Таблица 3.3
Название Год первого пуска Стартовая масса, т Топливо Ступени Масса ПН, т, на орбите //=200км Масса ПН, т, на орбите (Н км) Наклонение конечной орбиты,° D*L обтекателя, м
Космос-ЗМ (8К65) 1967 109 АТ+НДМГ 1,2 1.5 0,9(1000) 51;66;69;74; 83 2,4x5,72

Циклон-3 (8К68) 1977 188 АТ+НДМГ 1;2;3 3.6 2.5 (1000) 2,6*5,2
Старт-1 (Тополь) 1993 47 Т вердое 1 -4 0,45 0,18 (800) 90 1,0x2,5
Старт 1995 60 Твердое 1 -5 0.7 0,11(1000) 90 1.0
Рокот 2000 107 АТ+НДМГ 1;2 1.85 (63°) 7,883(153) 63;73;82;86; 98 2,5x7,9
Днепр (РС-20) 2000 211 АТ+НДМГ 1;2;3 4,0-5,0 51;65;87;98 3
Старт: объем для полезной нагрузки-1.3 м3; на высоту 500 км выводит 300 кг
Таблица 3.4
Ракеты-носители среднего класса (масса полезной нагрузки от 5 до 15 т)
Название Г од пер- вого пуска Стартовая масса, т Топливо Ступе- ни Масса ПН, т. на низкой ор- бите (Н. км) Масса ПН, т, на орбите (И, км) Наклонение конечной орбиты.° D*L обтекателя, м
Восток-2М 1962 282 Кислород+керосин -1;2;3 5,6 51 _ 2,66
Восход 305 Кислород+керосин 1;2;3 6,4 51 2,66
Молния-М 1960 305 Кислород+керосин 1 -4 7,0 (переходная) 1,9 (высоко- эллиптич.) 63 2,66
Союз-У 1973 305 Кислород+керосин 1;2;3 7,1 51 3,0
Союз-У2 1982 310 Кислород+керосин 1;2;3 7.3 51 3,0
Русь (Союз-2) 310 Кислород+керосин АТ+НДМГ 1;2;3 +РБ 8.2 0,5 (ГСО) 5,5 (450) 4,6 (1400) 51 0 4x10 3,7x5,9 3.3х6,1
Протон 1965 450 АТ+НДМГ 1:2 12,0 51 4,1
Зенит-2 1985 459 Кислород+керосин 1;2 РБ 13,7 1,0 51 0 3,9
ГСО - геостационарная орбита с высотой /?=35870км и с наклонением г-0°.
Длина обтекателя составляет до трех величин его диаметра.
Ракеты-носители тяжелого класса (масса полезной нагрузки от 15 до 35 т)
Название Год первого пуска Стартовая масса, т Топливо Ступени Масса ПН, т на низкой орбите Масса ПН, т, на ГСО Наклонение низкой орбиты, ° Диаметр обтекателя,м
Ангара-1.1 Ангара-1.2 Ангара-3 Ангара- 5 Ангара- 4В 146,7 178 466 752 737 Кислород+керосин Кислород+водород Кислород+водород АТ+НДМГ 1 2 РБ РБ 2,2-1,7 3,6-3,4 14,1-12,6 24,5-22,7 28,0-24.8 2,8(Бриз-М) 5,4(Бриз-М) 6,6(Бриз-М) 63-90 4,35 - 5 4,35 - 5 4,35 - 5
Протон-К 1967 700 АТ+НДМГ 1;2;3 20,6 51
Протон-К с РБ 1976 700 АТ+НДМГ Кислород+керосин 1;2;3 РБ 20,6 2.3 51
Протон-М 705 АТ+НДМГ Кислород+водород 1;2;3 РБ 22 3.0 51
Энергия-М Проект 1050 Кислород+керосин Кислород+водород Кислород+водород 1 2 РБ 34 7,0 51 4
ГСО - с высотой 6=35870 км и с наклонением /=0°.
Длина обтекателя составляет до трех величин его диаметра.
Таблица 3.6
Ракеты-носители сверхтяжелого класса (масса полезной нагрузки свыше 35 т)
Название Год первого пуска Стартовая масса, г Топливо Ступени Масса ПН, т на низкой орбите Масса ПН, т, на траекто- рии к Луне Наклонение низкой орбиты, ° Диаметр обтекателя, м
Энергия 1987 2400 Кислород+керосин Кислород+водород Кислород+керосин 1 2 3 100 32 51 4,2
Энергия - Буран 1988 2400 Кислород+керосин Кислород+водород Кислород+керосин 1 2 ТКА 30+ТКА 51 4,2
Н1-ЛЗ 1969 2750 Кислород+керосин 1;2;3 95 29 51 3,0
Длина обтекателя составляет до трех величин его диаметра.
Существуют иные пути решения транспортных задач. Один из них состоит в
использовании хорошо зарекомендовавших себя в процессе эксплуатации блоков и
модулей. Например, ракетный блок КА «Плазма» с частью аппаратуры бортовых
систем этого аппарата при небольшой доработке можно использовать для создания
разгонного блока. Другой путь состоит в разработке универсального ряда РБ, при
помощи которого решались бы все задачи довыведения на длительном интервале
времени Третий путь определяет создание дешевых многоразовых транспортных
средств. Существуют и другие известные и неизвестные пути.
Более короткие пути решения проектных задач достигаются при использова-
нии процедур и методов синтеза (см. разд. 12). Для решения проектных задач нужны
математические модели, которые строятся для конкретных проектных схем.
3.3. Проектные схемы
При проектировании облик ТКА изображается различными схемами, которые
усложняются в процессе разработки проекта. В начале проектирования выбирается
компоновочная схема объекта.
Компоновочная схема (КСх) ТКА - это графическое изображение взаимного
расположения его основных частей и связей между ними.
После расчета массовых и объемных показателей ТКА компоновочная схема
преобразуется в конструктивно-компоновочную схему.
Конструктивно-компоновочная схема (ККСх) КА - это графическое изобра-
жение его основных частей, несущих конструкций и связей между ними.
Завершается разработка проектных схем аппарата построением конструктив-
но-силовой схемы.
Конструктивно-силовая схема (КССх) ТКА - это графическое изображение
связанных между собою его основных частей и несущих элементов, доведенное до
упрощенных чертежей несущих конструкций.
Несущие конструкции ТКА - это конструктивные элементы, восприни-
мающие основные нагрузки и обеспечивающие работоспособность его конструк-
тивно-силовой схемы.
Разработка проектных схем ТКА, как и проектирование, представляет собою
итерационный процесс, в котором после выполнения некоторых этапов возвращают-
ся к более ранним этапам для уточнения характеристик.
Формирование компоновочной схемы начинается с простейшего изображения
Простейшая компоновка РБ (рис. 3.2) включает: а) моноблочный разгонный блок
б) многоблочный разгонный блок с последовательным расположением ракетных
блоков (соединение РаБ типа тандем); в) ТКА пакетной схемы, г) ТКА пакетной схе-
мы с центральным топливным баком; д) ТКА смешанной схемы соединения блоков
(последовательно-параллельная схема); е) «непрерывный» ТКА (с большим числом
часто отстреливаемых ракетных блоков).
На рисунках двигательные установки изображены в виде малых треугольни-
ков. Полезные нагрузки ТКА имеют разные формы и расположение. У «непрерыв-
ный» ТКА, строго говоря, должно быть бесконечное число РаБ. В этом смысле он
имеет только теоретическое значение. При ограниченном числе РаБ аппарат такой
схемы может дать выигрыш в полезной нагрузке по сравнению с ТКА других схем
Поскольку многие КА способны выполнять транспортные задачи, приведены и
их упрощенные компоновочные схемы. В состав КА с ракетными блоками (рис. 3.3)
входят: а) КА с одним ракетным блоком: последний обычно называют агрегатным
отсеком; б) КА с двумя ракетными блоками, расположенными по продольной оси КА.
в) КА с двумя РаБ, расположенными по бокам его корпуса; г) КА с блоком РаБ, д) КА
в виде большой платформы ферменного типа. На платформе показаны дви-
гательные установки и не изображены модули целевых и служебных систем.
Д)
Рис. 3.3. Компоновки КА
nur о ИнФ°РмаЦионные КА имеют намного
РИС. 3.3 ИЗОбпаигоми. п...... . ......
больше вариантов компоновок. На
Одна из главных рекомендаций при выборе компоновки соответствует реко-
мендации первого шага инженерного решения: «Если нет оснований для выбора
сложных вариантов, то начинай с простого!». Поэтому, если нет предварительных
соображений, то следует начинать первое проектное решение со схемы рис. 3.2.а
ПРИ перелетах на высокие орбиты и с компоновки рис. З.З.а. но с одним двигателем
Для небольших перелетов (на низкие и средние орбиты, для выполнения маневров,
коррекций и пр.).
Поиск наилучшего варианта приводит к анализу схем на рис. 3.2,6 -ей
Рис. 3.3,6 - д, а также иных рациональных вариантов компоновок
26
27
Контрольные вопросы и задания
1. Что следует понимать под содержанием космических транспортных задач?
2. Какие транспортные задачи выполняют ТКА?
3. Перечислите известные ТКА.
4. Каковы способы выведения КА на низкие, средние и высокие орбиты?
5. Как выводятся на одну орбиту четыре КА с равными расстояниями между
ними?
6. Перечислите альтернативы компоновочных решений ТКА при выводе КА на
высокие, средние и низкие орбиты.
7. Перечислите альтернативы компоновочных решений ТКА при выводе КА на
средние и низкие орбиты.
4. БАЛЛИСТИЧЕСКОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ
Рассматриваются основные задачи баллистического проектирования ТКА. При-
ведены основные схемы перелетов и зависимости для расчетов характеристик по им-
пульсной теории. Более подробно баллистические расчеты изложены в [6, 11. 15].
4.1. Законы механики космического полета
Теория движения КА основана на законе всемирного тяготения Ньютона и за-
конах Кеплера.
Согласно закону всемирного тяготения Ньютона центральная сила тяготения
со стороны Земли, действующая на космический аппарат,
: 6
Рис. 4.1. Формы траекторий свободного
полета КА: 1 - Земля; 2- параболическая
траектория; 3,4.6- эллиптические траек-
тории; 5- круговая траектория
где /=6,672-1011 м3/(кгс2) - гравитационная постоянная, т3,тКА - массы Земли и
космического аппарата, г - расстояние между центрами масс Земли и КА. Для удоб-
ства баллистических расчетов введен гравитационный параметр Земли
ц3 = /тз = 8г2 - Ко^з ~ 398600 км3/с2, где g, g0 - ускорения свободного падения
тела на заданной высоте и на уровне моря; R3 = 6378 км - значение радиуса Земли,
принятое для баллистических расчетов
При определении центральных сил тяго-
тения других планет необходимо вво-
дить значения гравитационных парамет-
ров соответствующих планет.
Баллистическое проектирование
по импульсной теории основано на зако-
нах Кеплера. Эти законы установлены
для невозмущенного движения матери-
альной точки движущейся под действи-
ем силы тяготения Ньютона. Рассмотрим
эти законы.
1-й закон Кеплера: невозмущен-
ная траектория материальной точки,
движущейся в центральном поле тяготе-
ния, является плоской кривой коническо-
го сечения, в одном из фокусов которой находится притягивающий центр. Указанная
траектория есть плоская кривая вида окружности, эллипса, параболы, или гипербо-
лы. Вид кривой определяется скоростью движения материальной точки, КА (рис 4.1).
28
Скорость КА на круговой траектории (орбите) - круговая скорость
''«р=-/ЙзЛ (4.1)
Где г = R3 + h - расстояние между центрами масс Земли и КА; h - высота полета КА
(расстояние от поверхности Земли до КА).
Круговая скорость у поверхности планеты (при нулевой высоте) называется
первой космической скоростью. Для Земли первая космическая скорость, вычислен-
ная по (4.1), равна 7905 м/с. Однако при нулевой высоте полет КА невыполним из-за
большого сопротивления атмосферы и множества препятствий в виде гор и искусст-
венных сооружений.
Для околоземных космических полетов характерна круговая орбита высотой
200 км, стандартная при оценивании энергетических возможностей ракет-носителей
(PH) по выведению полезных нагрузок. На высоте 200 км КА может существовать не-
которое время Круговая скорость КА на высоте 200 км составляет 7784 м/с.
Значение скорости в произвольной точке с радиусом г на эллиптической ор-
бите определяется по формуле
v2 = ц3(2/г-1/а), (4.2)
где а = 0,5(га + гп) - большая полуось эллипса; ги, га - расстояния от центра Зем-
ли до перигея и апогея (радиусы перигея и апогея).
Параболическая скорость (скорость освобождения от притяжения Земли)
''пар = 72Из/г (43)
Скорость освобождения от притяжения планеты называется второй космиче-
ской скоростью. На высоте 200 км скорость параболическая для Земли составляет
11009 м/с.
2-й закон Кеплера: при движении тела в центральном поле тяготения по ор-
бите радиус-вектор за равные промежутки времени ометает равные площади.
Из этого закона следует, что произведение скорости КА в перигее и радиуса
перигея равно произведению скорости КА в апогее и радиуса апогея vnrn = vara.
Следовательно, скорость в перигее максимальна, а в апогее минимальна. За
одинаковые промежутки времени КА в перигее проходит больший путь, нежели в
апогее.
Из (4.2) можно получить зависимость скорости КА в перигее и апогее эллипти-
ческой орбиты соответственно:
V" = дМт"--------' <4-4)
У Vп гп + гл J у Vа *0 + га /
3-й закон Кеплера: период обращения материальной точки вокруг притяги-
вающего центра зависит от формы и параметров орбиты.
При движении по эллиптической орбите период обращения
(4.5)
у Из
Период обращения, рассчитанный по формуле (4.5), называется сидериче-
ским. Сидерические периоды определены относительно звезд и равны времени ме-
жду двумя последовательными прохождениями КА перицентра (или перигея) орби-
29
Для определения сидерического периода обращения КА по круговой орбите
принимают а = R3 + h.
Невозмущенное движение КА в космическом пространстве определяется ше-
стью параметрами, называемыми элементами орбиты, к которым относят: а - боль-
шую полуось эллипса; е - эксцентриситет; i - наклонение орбиты; Q - долготу вос-
ходящего узла; го - аргумент
перицентра; т - время про-
хождения КА через пери-
центр. Большая полуось и
эксцентриситет определяют
размеры и форму орбиты
Другие параметры приведе-
ны на рис. 4.2, где OXYZ -
инерциальная геоцентриче-
ская система координат. Ось
ОХ направлена в точку ве-
сеннего равноденствия. Ось
OZ совпадает с осью враще-
ния Земли и направлена на
Полярную звезду. Ось OY
дополняет систему до пра-
вой. Плоскость экватора (ЭАТ
пересекается с плоскостью
Рис. 4.2. Элементы орбиты
орбиты по линии узлов В-Н. Буквой «В» обозначен восходящий узел - точка в кото-
рой КА, двигаясь по орбите, переходит плоскость экватора из южного полушария в
северное. Буква «Н» означает нисходящий узел, т.е. точку, в которой КА переходит
из северного полушария в южное. Наклонение орбиты i - это угол между плоскостью
орбиты и плоскостью экватора. Долгота восходящего узла Q - угол в экваториаль-
ной плоскости между осью ОХ и линией узлов; со - угловое расстояние от восходя-
щего узла до перицентра; т - время прохождения КА через перицентр.
Элементы орбиты определяют: а , е - размеры и форму орбиты; /, Q - поло-
жение плоскости орбиты в пространстве; со - положение орбиты в ее плоскости:
т-положение КА на орбите. Иногда как основной параметр используют аргумент
широты U- угловое расстояние от восходящего узла до КА.
Точка весеннего равноденствия (точка весны) определяется пересечением
небесного экватора и эклиптики, в которой Солнце при его годовом движении по не-
бесной сфере бывает весной около 21 марта, в момент перехода из южного полуша-
рия в северное.
В настоящее время точка весны сместилась в созвездие Рыб.
Плоскость эклиптики - это плоскость годового движения Солнца относительно
Звездного неба, видимая с Земли наблюдателем.
Эксцентриситет е = (га - гп )/2 = (Ла - Ап )/2.
4.2. Задачи баллистического проектирования транспортного
космического аппарата
Движение ТКА определяется вектором скорости и характеризуется траекторией
В безатмосферном пространстве ТКА движутся по баллистическим траекто-
риям. Поэтому задачи на движение КА, связанные с его проектными параметрами,
называют баллистическим проектированием. К ним относят: 1) выбор и расчет тра-
екторий движения; 2) расчет потребной импульсной скорости; 3) выбор и оптимиза-
цию закона управления вектором тяги двигателя; 4) расчет потерь и потребной ха-
рактеристической скорости; 5) выбор времени старта; 6) формирование программы
облета группы космических объектов и др.
При баллистическом проектировании движение ТКА разделяют на пассивное
и активное.
Пассивное движение проходит под действием гравитационных сил. Иные си-
лы (аэродинамические, солнечного давления и пр.) в зависимости от их значимости
учитываются особыми способами
Активное движение - это движение с включенными маршевыми двигателями
или двигателями коррекции орбит.
Баллистическое проектирование широко опирается на механику космического
полета.
В зависимости от характера движения ТКА в баллистическом проектировании
выделяют три класса задач:
1. Движение ТКА с двигателями большой тяги. Это движение происходит при
начальных перегрузках летательных аппаратов п0 > 0,1. Такие перегрузки считают-
ся большими.
2. Движение ТКА с двигателем малой тяги. Оно определяется диапазоном на-
чальных перегрузок 0,00005 < п0 <0,01. Такие перегрузки считаются малыми.
3. Движение с двигателем средней тяги при начальных перегрузках
0,01 £ п0 <> 0,1. Такие перегрузки считаются средними.
Заметим, что при перегрузках л £ 1 ТКА не может стартовать с поверхности
Земли.
4.3. Выбор траекторий перелета транспортного космического аппарата в
гравитационном поле Земли при больших перегрузках (По > 0,1)
Невозмущенное движение КА под действием притягивающего центра планеты
выражается первым законом Кеплера, согласно которому траектория движения КА
относительно планеты может быть окружностью, эллипсом, параболой или гипербо-
лой. Вид траектории зависит от вектора скорости ТКА и расстояния от притягиваю-
щего центра. При изменении траектории или орбиты ТКА движется по переходной
траектории (траектории перелета).
В расчете перехода используется импульсная аппроксимация активных участ-
ков полета. Предполагается, что импульс тяги выдается двигателем мгновенно и ап-
рат под действием импульса тяги также мгновенно изменяет свою скорость. В ре-
можТаТе орбита' по КОТ°Р°Й движется аппарат, становится иной. Тогда переходной
конйцТ С.ать касательная траектория. У нее должны быть точки касания с исходной и
наек Н°И траект°Риями- Переходной может быть полуэллиптическая траектория или
сколько последовательных полуэллипсов.
Приведенные допущения возможны по следующим причинам:
актив время работы двигателя значительно меньше времени движения ТКА по
ным участкам, и существенных изменений траекторий не происходит;
ся пг> Л потери «орости на активном участке полета достаточно точно определяют-
специальным несложным зависимостям.
ночным^ оптимального п0 скорости перелета между любыми начальными и ко-
ПвРелетИ ор°итами не Решена в общем виде. Поэтому рассмотрим частные случаи
30
31
4.3.1. Компланарные перелеты
Перелеты называются компланарными, если начальная, конечная и пере-
ходные орбиты лежат в одной плоскости.
При выборе траекторий перелета стремятся к минимизации скорости, необхо-
димой для изменения орбиты.
Механика космического полета рекомендует следующее. Перелет с низкой
круговой на более высокую круговую орбиту следует проводить по полуэллипсам
Гомана. Такой перелет будет оптимален по затратам скорости. Причем, если
гк/гИ <11,94, где гк, гИ - радиусы конечной и начальной круговых орбит, то опти-
мален двухимпульсный перелет, осуществляемый за два включения маршевого дви-
гателя по полуэллипсу (рис. 4.3,а).
Рис. 4.3. Двухимпульсный (а) и трехимпульсный (б) компланарный перелет по полуэллипсу
Гомана
Двухимпульсный компланарный перелет имеет следующую последователь-
ность. Вначале необходимо перевести ТКА с нижней круговой орбиты на эллиптиче-
скую, у которой радиус перигея равен радиусу нижней круговой орбиты, а радиус
апогея равен радиусу высшей круговой орбиты. Для перехода с нижней круговой ор-
биты на переходную эллиптическую необходимо увеличить скорость на величину
“''„-Пф.н <4'6)
где vn, */кр н - скорость в перигее эллиптической орбиты и скорость на низшей кру-
говой орбите.
С изменением скорости, согласно (4.6), ТКА станет двигаться по эллиптиче-
ской орбите (рис. 4.3,а). В точке апогея эллиптической орбиты ТКА достигает выс-
шей круговой орбиты. В этот момент необходимо увеличить скорость ТКА на вели-
чину
Д1,> =v«p..-|'a' (47)
где икрв, иа - скорость ТКА на верхней круговой орбите и скорость в апогее эллип-
тической переходной орбиты. ___
Если в апогее переходной орбиты не изменить скорость согласно (4.7), то I КА
будет продолжать движение по эллиптической орбите. Движение ТКА при перелете
показано на рис. 4.3 черными треугольниками.
При гк/гн >15,56 оптимален трехимпульсный перелет по двум полуэллипсам
(рис. 4.3,6). Причем большие полуоси переходных эллипсов бесконечны. Но реаль-
ный полет всегда ограничен по времени. Поэтому при трехимпульсной схеме пере-
лета вводится ограничение по времени перелета, которое согласуется с периодом
обращения КА по эллиптической орбите.
В случае, когда соотношения конечного и начального радиусов не укладыва-
ются в приведенные выше значения, отыскание наилучшего по скорости перелета
следует находить путем сравнения перелетов по двух- и трехимпульсной схемам
или воспользоваться дополнительными правилами [15].
Перелет между эллиптическими орбитами, а также между круговыми и эллип-
тическими орбитами также оптимален по полуэллипсам Гомана.
4.3.2. Некомпланарные перелеты
Некомпланарными называются перелеты, при которых начальная и конеч-
ная орбиты имеют разные наклонения.
При некомпланарном перелете изменяется не только высота орбиты, но и ее
наклонение. В таком случае потребный на перелет минимум скорости зависит от
схемы перелета и перераспределения наклонений в перигее и апогее. Поэтому за-
дача отыскания наиболее экономичной схемы перелета проводится в два этапа. На
первом сравниваются по скорости двух- и трехимпульсные перелеты. На втором
проводится параметрическая оптимизация импульсной скорости при изменении на-
клонений в моменты выдачи импульсов двигательной установкой.
В проводимых расчетах потребных импульсных скоростей используются из-
вестные схемы перелета КА и формулы механики космического полета [15]. Двухим-
пульсный некомпланарный перелет с круговой на высокую круговую орбиту осуще-
ствляется по полуэллипсу Гомана. Перелет требует увеличения скорости в перигее
и апогее этого полуэллипса. Необходимое увеличение скорости в перигее:
где Д/п - угол поворота орбиты в перигее. Увеличение скорости в апогее
Рис. 4.4. Двухимпульсный неком-
планарный перелет
где Д/ - изменение наклонения орбиты при
некомпланарном перелете КА.
Задача 4.1. Рассмотрим влияние
угла поворота орбиты в перигее при двух-
импульсном некомпланарном перелете
(рис. 4.4). Предположим, что ТКА соверша-
ет перелет с круговой орбиты высотой
200 км и наклонением 66° на геостационар-
ную орбиту. Определим значения суммар-
ной импульсной скорости Ду2 при сле-
дующих значениях угла поворота орбиты в
перигее Д/п = 0; 1; 2; 3; 4; 6; 10; 30; 66°
Расчеты проведем по (4.8) и (4.9).
Результаты расчетов сведем в табл. 4.1.
32
33
Таблица 4.1
Импульсные скорости, км/с
ч,- ° 1 2 3 4 6 10 30 66
2,456 2,461 2.476 2,500 2,534 2,628 2.908 5,234 10.031
Av, 2,827 2,800 2,772 2,744 2,716 2,661 2.549 2,013 1.477
5,283 5,261 5,248 5,244 5,25 5.289 5.457 7,247 11,508
Из таблицы следует, что минимальная суммарная скорость получена при по-
вороте орбиты в перигее, равном 3°, и составляет 5,244 км/с. При меньших и боль-
ших значениях угла суммарная скорость увеличивается. Выигрыш в суммарной ско-
рости по сравнению с нулевым поворотом составляет 39 м/с или 140.4 км/ч. Ско-
рость в перигее возрастает, а в апогее уменьшается с ростом угла. Такие законо-
мерности физически объяснимы. Следовательно, определение минимальной скоро-
сти при двухимпульсном перелете требует оптимизации.
По данным табл. 4.1 построен график (рис. 4.5) зависимости дополнительного
расхода импульсной скорости по отношению к минимальному значению. Аргументом
выбран угол поворота орбиты в перигее.
50
0 12 3 4
Рис. 4.5. Угол перигея, град
Для определения суммарной скорости, необходимой при некомпланарном
трехимпульсном перелете с круговой на высокую круговую орбиту, используется за-
висимость
Диг = Р + ЗГа -2 J-^-cosA/, +
' У I + га У l + ra
cosA/2
i - Д/, - Д/2),
(4.10)
где Дут = АУхДкр.н - отношение суммарной потребной импульсной скорости к круго-
вой скорости на низшей круговой орбите; г = гп/гц\ гя = г.л/гн ; ги,гв,га - радиусы
низшей круговой орбиты, высшей круговой орбиты и апогея переходных эллиптиче-
ских орбит; Д/|, Д/, - углы поворота переходных орбит при первом и втором импульсе.
Из (4.8) - (4.10) следует, что затраты импульсной скорости при некомпланар-
ном перелете зависят от углов поворота векторов скорости. Отыскание значений уг-
лов поворота векторов скорости, соответствующих минимальным затратам скорости,
является частной проектной задачей оптимизации. Ее решение и использование пе-
ригейных поворотов векторов скоростей позволяет в ряде случаев сэкономить рас-
ход топлива на перелет. Поскольку выигрыш от перигейных поворотов в ряде случа-
ев мал, то необходимо его оценивать по выигрышу в массе топлива. Расчет потреб-
ной для перелета массы топлива излагается в следующем разделе.
Контрольные вопросы и задания
1. В чем заключается идеализация баллистических расчетов по законам Кеп-
лера?
2. От каких параметров зависит траектория движения КА?
3. Как влияет удаление КА от Земли на его скорость движения по круговой ор-
бите?
4. Как и почему изменяется скорость движения КА по эллиптической орбите?
5. В какой точке эллиптической орбиты КА имеет минимальную скорость, мак-
симальную скорость?
6. Почему при перегрузках п s 1 ТКА не может стартовать с поверхности Земли?
7. Каковы оптимальные схемы перелетов ТКА?
8. В каких случаях перехода на другую орбиту следует увеличивать скорость,
а в каких уменьшать?
9. Запишите целевую функцию оптимизации импульсной скорости при ком-
планарном перелете ТКА с круговой орбиты высотою 200 км на круговую орбиту в
35870 км.
10. Запишите целевые функции оптимизации импульсной скорости при неком-
планарном перелете ТКА.
11. Как изменяются импульсные скорости при двухимпульсном некомпланар-
ном перелете ТКА в зависимости от угла поворота в перигее вектора тяги двигате-
ля? Чем объяснить характер их изменения?
12. На основании каких расчетов принимается решение о выборе углов пово-
рота вектора тяги при некомпланарных перелетах?
5. ДВИЖЕНИЕ ЦЕНТРА МАСС КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
В разделе собраны основные уравнения, которые определяют движение цен-
тра масс ТКА с большими ускорениями на высотах с малой плотностью атмосферы
при существенном изменении массы. Учет этой и других изложенных ниже особен-
ностей влияет на результаты проектирования уже на раннем этапе. Приведенные
Уравнения позволяют определить расход топлива на перелет ТКА моноблочной схе-
мы и создают предпосылку для более глубокого проектного исследования.
5.1. Уравнения движения космического аппарата
Запишем уравнения движения КА в полярной системе координат при
ледующих допущениях:
1) КА движется в поле тяготения Земли:
2) не учитывается вращение Земли;
тог. 3) УЧИТЬ|ваются только гравитационные и центробежные силы, а также сила
гяги двигателя.
34
35
Полярная система координат с положением центра масс КА на ней (точка О)
Рис. 5.1. Расчетная схема движения
представлена на рис. 5.1, где OXoY0 - орби-
тальная подвижная система координат; 0 - угол
местного горизонта: а - угол атаки: v - угол
тангажа; т] - истинная аномалия.
Уравнения движения:
dv Р
1) v = 9 + a : 2) — = —cosa-gsin0:
dt т
3) — = — sina-—cos0 + -cos0: (5.1)
dt mv v r
4) — = — cos©; 5) — = vsinO; 6) m = — mrt
dt r dt
где v - линейная скорость центра масс КА;
Р - тяга ракетного двигателя; т - текущая, за-
висящая от времени, масса КА; g = ц3/г2 - ус-
корение свободного падения в гравитационном поле Земли; г - радиус, опреде-
ляющий расстояние между центрами масс Земли и КА; Л/п - начальная масса КА:
/йт - секундный расход топлива; t - время; гл- время работы двигателя.
Система уравнений (5.1) учитывает основные силы, действующие на ТКА в ак-
тивном полете при больших перегрузках: силу тяги маршевого ракетного двигателя,
гравитационную и центробежную силы.
Из уравнений (5.1) следует:
1) ббльшие скорости возможны при малых углах атаки (2-е уравнение (5.1));
2) гравитационные потери скорости определены интегралом гравитационных
потерь (см. уравнение 2 из системы (5.1)) и записываются в виде
Vpp = JgsmOttf/. (5.2)
о
Расчеты по (5.1) и (5.2) представляют собою оптимизацию функционалов и
поэтому неудобны в начальных проектных решениях.
Ниже рассмотрим иные проектные модели. Но прежде дополним приведенные
выше уравнения.
5.2. Движение космического аппарата переменной массы под действием
реактивной силы
Уравнение движения тела переменной массы под действием реактивной силы
впервые получено Иваном Всеволодовичем Мещерским. Рассмотрим его вывод в
простой форме.
Обратимся к рис. 5.2, где изображено движение ТКА массой т со скоростью
Рис. 5.2. Схема движения ТКА переменной массы
у и его движение при отброшенной малой массе Д т. Отброшенная малая масса
движется относительно ТКА со скоростью м. При отбрасывании малой массы ТКА
приобретает скорость v + Дv.
Согласно закону сохранения количества движения можно записать
mv = (м - &т\у + Ду)+ Д/и(1/ - w) =mv + m&v - Miw - l±mbv.
Пренебрегая членом высшего порядка малости, после несложных преобразо-
ваний получаем уравнение движения тела переменной массы, которое называют
уравнением И.В. Мещерского:
dv dm
т— = w—. (5.3)
dt dt
Уравнение (5.3) можно записать в другом виде
dv
т — = mTw, (5.4)
dt
где правая часть выражает реактивную силу.
5.3. Формула тяги ракетного двигателя
Тяга ракетного двигателя
P = mTwe+So(p>-pt), (5.5)
где wa - скорость истечения газов на срезе сопла; Sa - площадь среза сопла; ра -
давление газов на срезе сопла; ph - атмосферное давление на высоте полета. В
правой части формулы (5.5) первое слагаемое определяет реактивную силу, а вто-
рое статическую тягу.
В пустоте тяга
/> = mTw0+Sapo=mT^o+^2.j = intw^, (5.6)
где %ф = ’ эффективная скорость истечения продуктов сгорания
из сопла в пустоте. В проектировании используют формулу, аналогичную (5.6):
Р = тг1уД1 (5.7)
где ' удельный импульс тяги ракетного двигателя, имеющий размерность ли-
нейной скорости.
Формулу (5.7) удобно использовать при проектировании ТКА, поскольку в ней
тяга двигателя определяется только двумя параметрами. Второй из параметров -
Удельный импульс - в первом приближении зависит от вида топлива, что имеет зна-
чение в тех случаях, когда двигатель еще не спроектирован. Для каждого спроекти-
рованного двигателя удельный импульс известен. У изготовленных на заводе двига-
телей значение удельного двигателя устанавливается в процессе огневых испытаний.
5.4. Формула К.Э. Циолковского
Запишем формулу И.В. Мещерского в виде: т — -тх1уа. Подставим в эту
Формулу 6-е равенство из (5.1) и после несложных преобразований получим
\T~~~—‘ dt. Интегрируя это уравнение при постоянном расходе топлива
36
37
(mr= const) получим v = -Iya ln(M0 - mrta) + С, где С - постоянная величина, оп-
ределяемая при следующих начальных условиях: /д= 0; v0 =0. Тогда последнее
уравнение примет вид 0 = — /удlnAY0 +С. Совместное решение двух последних
уравнений позволяет записать зависимость конечной скорости ТКА:
В (5.8) масса ТКА в конце работы двигателя (конечная масса)
Л/к =Л/О-ЛТ/Д. (5.9)
Выразим относительную конечную массу ТКА как
цк=Мк/М„. (510)
Совместное решение (5.8) - (5.10) позволяет записать формулу конечной ско-
рости ТКА в виде
vK =-/уд1пц„. (5.11)
Зависимости (5.8) и (5.11) являются разновидностями формулы
К.Э. Циолковского. Они дают возможность определять конечную скорость, добав-
ленную космическому аппарату в идеальных условиях, т.е. при отсутствии других
сил, кроме силы тяги ракетного двигателя, при ориентации вектора тяги двигателя в
одном и том же направлении и движении ТКА по прямой.
5.5. Характеристическая скорость
Выше отмечалось, что конечную скорость, рассчитанную по формуле Циол-
ковского, приобретает ТКА в идеальных условиях. Для ее понимания вводится опре-
деление характеристической скорости.
Характеристическая скорость КА - это скорость, которую он приобрел бы
под действием тяги ракетного двигателя в идеальных условиях, т.е. при отсут-
ствии других сил, ориентации вектора тяги двигателя в одном и том же направ-
лении и движении по прямой.
Заметим, что под другими силами имеют в виду силы тяготения, сопротивле-
ния атмосферы, солнечного давления и прочие, возможные при полете.
Выведение КА ракетой-носителем с поверхности Земли на стандартную кру-
говую орбиту (высота 200 км) составляет 9.2...10 км/с характеристической скорости,
а круговая скорость на этой орбите равна 7,788 км/с. Разность между указанными
скоростями в 1,412...2,212 км/с - потери при движении в неидеальных условиях.
Для выведения КА ракетой-носителем с поверхности Земли на геостационар-
ную орбиту требуется запас характеристической скорости 13,7... 14,6 км/с. Скорость
ракеты-носителя в конце выведения КА составляет 75...85% потребной характери-
стической скорости. Потери скорости составляют значимые части и для некоторых
межорбитальных ТКА. Поэтому их минимизация является одной из задач проектиро-
вания.
5.6. Расчет массы топлива на перелет по импульсной скорости для
одноступенчатого транспортного космического аппарата
Формула Циолковского (5.11) позволяет записать
v,=-/yaln1lK, (5.12)
где уи - импульсная скорость.
Используя (5.12), получаем
ц, =ехр(-у,//>д) (5.13)
Запишем равенства рк = Мк/М0 =(М0 -т^/М^ =(MQ-mr')lMQ =
-1 -(wT/M0). ГД® ‘ Расх°Д топлива, с помощью которых уравнение (5.13) лег-
ко приводится к виду
тт = М0[1-ехр(-уи/7уд)] (5.14)
Уравнение (5.14) позволяет рассчитывать потребную на перелет массу топли-
ва при известных значениях импульсной скорости и удельном импульсе двигателя.
Приведенные выше уравнения представляют собою параметрическую модель дви-
жения КА с ракетным двигателем.
Удельный импульс является показателем характеристик конкретного двигате-
ля. Однако для каждого топлива получают значения удельных импульсов в относи-
тельно узких пределах (табл. 5.1). Эти значения используют при проектировании
ТКА на ранних этапах, когда двигатель еще не выбран или его характеристики не
рассчитаны.
Таблица 5.1
Характеристики жидких топлив
Топливо Плотность, т/м3 Удельный импульс, м/с Массовое соотношение компонентов топлива
О2+керосин 1 3200-3500 2,5-2,6
О2+Н2 0,35 4400-4600 5,5-6,5
f2+h2 0,7 4650-4800 13-17
АТ+НДМГ 1,14 3000-3300 2.6-2,7
Выбор топлива при проектировании имеет большое значение. От него зависят
показатели характеристик ТКА и их эксплуатация. Топливо жидкий кислород + керо-
син нашло широкое применение из-за хороших энергетических показателей, опре-
деляемых удельным импульсом двигателя, экологичности, относительно невысокой
стоимости и несложной эксплуатации при малом времени хранения.
Жидкие кислород и водород - имеют высокий энергетический показатель, ком-
поненты ракетного топлива (КРТ) - экологичны. Жидкий водород дорог, взрывоопа-
сен при проливах, сложен при хранении.
Фтороводородное топливо очень токсично. По этой причине оно практически
не используется несмотря на высокий энергетический показатель
б Ат+ НДМГ (азотный тетроксид + несимметричный диметилгидразин) способны
экс СПечить Удовлетворительный удельный импульс, но токсичны, что усложняет их
эксплуатацию. Оказывают вредное воздействие на экологию. Требуют повышенных
мер безопасности.
Рассмотрим решение двух задач.
адача 5.1. Определить расход топлива на перелет моноблочного РБ, имею-
з го начальную массу Мо = 7 т. Параметры начальной и конечной орбит взять из
задачи 4 1 v™
Д/ _ q0 УГОЛ пов°Р°та вектора тяги двигателя в перигее траектории перелета
табл 4^ ш е н и е- Воспользуемся импульсной теорией, формулой (5.14), данными
гг,асно к ТЭбЛ' 5’1‘ ПотРе®ная минимальная суммарная импульсная скорость со-
экологич3 Л 41 = 5,283 км/с' Вь|беРем топливо из табл. 5.1. Пусть это будет
СлоРода &КИ чистое топливо, состоящее из жидких компонентов - водорода и ки-
УДем считать, что работающий на этих компонентах двигатель способен
38
39
обеспечить удельный импульс /уд = 4,5 км/с. Тогда для заданного перелета потре,
буется топливо массой тх = 4836 кг.
Задача 5.2. При исходных данных задачи 5.1 определить экономию топлива
при угле поворота вектора тяги двигателя Д/п = 3°.
Решение. При заданном угле поворота вектора тяги двигателя согласно
табл. 4.1 потребная суммарная импульсная скорость = 5,244 км/с. Потребная
масса топлива, вычисленная по (5.14), тх =4817 кг. По сравнению с затратами топ-
лива, полученными в задаче 5.1, экономия составит 19 кг.
Решение приведенных выше задач показывает, что масса РБ в процессе по-
лета значительно изменяется. При достижении геостационарной орбиты РБ теряет
69% массы.
Контрольные вопросы и задания
1. Перечислите основные силы, действующие на ТКА в активном полете с
большими ускорениями. Как выражены эти силы в уравнениях (5.1)?
2. Что и как влияет на величину гравитационных потерь скорости при активном
движении ТКА?
3. В чем отличие уравнения Мещерского от уравнения второго закона Ньюто-
на?
4. Назовите составляющие силы тяги ракетного двигателя. От чего зависят
эти составляющие?
5. Каков физический смысл удельного импульса ракетного двигателя? Почему
показатель удельного импульса удобен в проектных расчетах ТКА?
6. Каковы допущения при использовании формулы Циолковского в расчетах
конечных скоростей ТКА?
7. Решите задачи 5.1 и 5.2 при топливе, состоящем из АТ+НДМГ, и сравните
результаты.
6. ГРАВИТАЦИОННЫЕ ПОТЕРИ СКОРОСТИ И ЗАКОНЫ УПРАВЛЕНИЯ
ВЕКТОРОМ ТЯГИ
В главе 4 рассмотрено идеальное движение, при котором скорость ТКА изме-
няется мгновенно в момент его перехода на другую орбиту. В главе 5 изложен ре-
альный процесс плавного изменения скорости во время работы маршевого двигате-
ля. При этом двигателю приходится преодолевать действие гравитационной силы
что сопровождается потерями скорости и топлива. Для расчетов записан интеграл
гравитационных потерь скорости, представляющий собою функционал. Однако дл"
проектных массовых расчетов этот функционал не удобен. В настоящей главе рас-
смотрен метод приближенного оперативного расчета гравитационных потерь скоро-
сти при движении ТКА с большой перегрузкой, п0 >0,1. Вводится определение ос-
новных проектных параметров и устанавливается их влияние на гравитационные по-
тери скорости.
6.1. Расход характеристической скорости
Характеристическая скорость ТКА - это скорость, которую он приобрел бы п°Л
действием тяги ракетного двигателя в идеальных условиях. Располагаемую хар
теристическую скорость можно определить по формулам (5.8) и (5.11). _
Перелеты ТКА сопровождаются расходами характеристической скорости. 1
следняя складывается из потребляемой на перелет импульсной скорости и поте^.
Когда потерями скорости, кроме гравитационных, можно пренебречь, характерис
ая скорость расходуется на покрытие необходимой импульсной скорости и гра-
витационных потерь. Тогда становится справедливым равенство
vxap =vh+V (6-1)
где vH’vrp ' импУльсная и гравитационная составляющие скорости. Формула (6.1)
поясняет, на что расходуется в конкретном расчете характеристическая скорость -
на обеспечение импульсной скорости и покрытие гравитационных потерь. Но здесь
нельзя говорить о том, что характеристическая скорость - это сумма импульсной
скорости и гравитационных потерь скорости, поскольку характеристическая является
идеальной скоростью, а учет гравитационных потерь означает отход от идеальной
импульсной теории.
Заметим, что в (6.1), кроме импульсной скорости, учтены только гравитацион-
ные потери скорости. Но в тех случаях, когда существенны и другие потери, напри-
мер, аэродинамические, необходимо учитывать и эти потери.
Аэродинамические потери скорости определяются вектором аэродинамиче-
ских сил
A-a=^^-Su,
где сх =2...2,5-аэродинамический коэффициент; р -плотность атмосферы; и-ско-
рость ТКА; SM - площадь миделя ТКА.
Рассмотрим расчет гравитационной составляющей, т.е. гравитационных по-
терь скорости.
Гравитационные потери возникают при включенном маршевом двигателе и
могут быть вычислены по формуле (5.2). Однако такой расчет сложен по следующим
обстоятельствам. Все параметры правой части этого уравнения являются функция-
ми расстояния между центрами масс Земли и ТКА, а также времени. Действительно
8 = Р-з А2 > 0 = v(/) - а(/). Кроме того, время работы двигателя /д может меняться
в широких пределах.
Очевидно, что (5.2) представляет собою функционал, оптимизация которого
довольно сложна в проектном решении. Для получения быстрых решений обратимся
х другим способам определения гравитационных потерь скорости.
6.2. Определение гравитационных потерь скорости при перелете ТКА с
круговой на эллиптическую орбиту
напо гРавитаЦионные потери скорости, как это было отмечено в разд. 5, влияет
Ряг^ВЛеНИе вект°Ра тяги двигателя, а точнее - закон управления вектором тяги.
Рассмотрим два таких закона.
6.2.1. Закон управления вектором тяги: v0 = 0, со = 0,Р = const
параметоаССМаТрИВа0МОМ случае закон управления вектором тяги определен тремя
Т0Ра тяги ЭМИ УГЛОМ ”[ангажа в момент включения двигателя, угловой скоростью век-
гателя v И ВеЛИЧИН°Й вект°Ра тяги- Значение угла тангажа в момент включения дви-
и vo ~ 6, угловая скорость вектора тяги во время активного полета и =0, а тяга
т постоянное значение.
тема ВИЖение КА ПРИ выбранном законе управление изображено на рис. 6.1. Сис-
ТКА ₽ДИнат O3XY - геоцентрическая. До включения двигательной установки
Движется по круговой траектории. В точке О включается двигатель при угле
41
40
тангажа, равном нулю. Вектор тяги Р направлен вдоль оси О3У. Приращение око.
Рис. 6.1. Движение ТКА при нулевом начальном значении
угла тангажа
це этой кривой двигатель выключается, и далее ТКА движется по эллиптической
траектории.
Установим зависимость гравитационных потерь скорости. Для этого запишем.
gx = gsin9, (62)
г ~х -ЦдХ - , Ц]Х <63>
‘ 8 г
х х Ах дх
С учетом (6.3)
з_ 2 2х
= ц—^21Л = !!1[1-з4'| = “>г«р(1-3™гв)=и2«р' (6S|
дх г6 гЧ r J
где и цр =7мз / г3 ’ Угловая скорость вращения КА по круговой орбите.
Выражение для определения гравитационных потерь скорости (5.2) с учетом
(6.2), (6.4) и (6.5) примет вид
Будем считать, что на активном участке ТКА движется с постоянным средним
ускорением аср, которое определит перемещение х = асрГ2/2. С учетом последи®
зависимости выражение (6.6) примет вид
Хп,= 0,5(0=^
о
1 2 ЗГ
Интегрируя (6.7), получаем: Уп,=-шч,аср1 , (6.8)
о I О
1 2 3
откуда следует, что = -coKpacptJl. С учетом равенства vx = а^л окончательно
получим ]
^=-(0^2. (6.9)
Из (6.9) следует, что гравитационные потери скорости зависят от времени ра-
боты двигателя в квадрате, приращения скорости и скорости вращения ТКА по орбите.
Далее рассмотрим активное движение ТКА при ином законе управления век-
тором тяги.
6.2.2. Закон управления вектором тяги v0 * 0, со = 0,Р = const
Этот закон отличается от предыдущего тем, что начальное значение угла тан-
гажа не равно нулю.
Рассмотрим определение начального значения угла тангажа при заданном за-
коне управления вектором тяги двигателя. Для этого обратимся к рис. 6.2, где в ге-
лиоцентрической системе координат изображен активный участок полета, отмечен-
ный буквами ОИК. Точка И на траектории соответствует по времени половине дли-
тельности активного участка. Это означает, что
Гд/2 = ,к-Ги=Ги-/0. (6.Ю)
же Т°гда точка И должна лежать на оси O^Y Вектор тяги в этой точке имеет то
т е направл®ние, что и мгновенной импульс скорости в импульсной теории перелета,
чени Р ЛЛелен оси @3% Согласно закону управления, вектор тяги и в точке вклю-
лежитДВИГаТеЛЯ должен иметь указанное направление, вдоль оси О}Х. Точка О
ЧитателяНаЧапЬН°й ор®ите- Для ее определения необходимо знать время работы
тяги. Рассмотрим гравитационные потери при втором законе управления вектором
42
43
С учетом (6.10) и (6.8) запишем = -©jq^cp - I , где tK - ta, тогда гра-
•1 ки
витационные потери скорости

(6.11)
Сравнение (6.11) и (6.9) показывает, что с изменением закона управления век-
тором тяги гравитационные потери снизились в четыре раза. Следовательно, вид
закона управления вектором тяги оказывает существенное влияние на величину
гравитационных потерь скорости. В уравнениях (6.9) и (6.11)
(6.12)
С учетом (6.12) преобразуем (6.11), получим
'"^24-^
При условии
(6 14)
с достаточной для проектной задачи точностью можно записать
Утверждается [29], что если выполняются условия (6.14), то точность опреде-
ления гравитационных потерь скорости по (6.15) составляет ~ 5% при п0 > 0,1.
6.3. Зависимость гравитационных потерь скорости от основных проектных
параметров
При постоянном секундном расходе топлива время работы двигателя
Гл=аит/?йт. Расход топлива выразим через формулу (5.14), а секундный рас-
ход - через уравнение тяги (5.7). Тогда время работы двигателя
В формуле (6.16) вместо импульсной скорости появилась скорость vx, учиты-
вающая кроме импульсной скорости и гравитационные потери.
В (6.16) подставим P = aoMo=(aJgo)goMo=nogoMo. где а0 - начальное
ускорение ТКА (его ускорение в момент приложения тяги); g0= 9,81 м/с2 - ускорение
свободного падения тела у поверхности Земли; n0=a0/g0 - начальная перегрузка
ТКА.
С учетом этой подстановки (6.16) примет вид
(в.17)
"oSo [ ( 7уаЛ
Введем (6.17) в (6.15) с учетом того, что скорость ТКА на круговой орбите
икр = 7нз/г В результате подстановки и несложных преобразований получим
формулу, удобную для расчета гравитационных потерь скорости:
(6.18)
Из (6.18) следует, что на величину гравитационных потерь можно влиять че-
рез величину начальной перегрузки и удельный импульс двигателя.
При помощи зависимости (6.18) определяются гравитационные потери скоро-
сти в первом приближении. Эту зависимость используют в быстрых алгоритмах рас-
чета показателей основных характеристик.
Теперь обратимся к основным проектным параметрам (ОПП).
Основными проектными параметрами называют такие, при помощи кото-
рых проектировщик существенно влияет на характеристики изделия.
К проектным относят параметры, которые может выбирать проектировщик.
Например, удельный импульс двигателя значимо влияет на расход топлива, время
работы двигателя, величину гравитационных потерь. Выбирает топливо проекти-
ровщик. По указанным причинам удельный импульс относят к ОПП.
На величину гравитационных потерь скорости влияет начальная перегрузка
ТКА. Она определяет величину тяги двигателя, время активного полета. В свою оче-
редь, величина тяги влияет на массу двигателя и массу ТКА. Начальную перегрузку
выбирает проектировщик ТКА. По указанным обстоятельствам начальное ускорение
относят к ОПП.
Контрольные вопросы и задания
1. Чем неудобен в расчетах интеграл гравитационных потерь скорости?
2. Является ли характеристическая скорость суммой импульсной скорости и
гравитационных потерь скорости или ее можно приравнять этой сумме в отдельных
расчетных случаях?
3. Запишите известные законы управления вектором тяги двигателя.
4. На какие показатели ТКА влияет закон управления вектором тяги?
5, Нарисуйте схемы перелета при первом и втором законах управления векто-
ром тяги.
6. Как определяется начальное значение угла тангажа при втором законе
управления вектором тяги?
7. Зачем вводится ограничение (6.14)?
8. Как учитывается время работы двигателя при определении гравитационных
потерь скорости в расчетах по приближенной зависимости (6.18)?
9. Назовите известные основные проектные параметры ТКА.
ско о Ю КаК°ВЬ1 пРеим^ества и недостатки определения гравитационных потерь
7. МАССОВО-ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ СООТНОШЕНИЯ ТРАНСПОРТНЫХ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
поново^ ткЗДеЛе РассмотРень| зависимости массовых характеристик некоторых ком-
тельнп* ТКА' Усвоение процедуры вывода этих зависимостей позволяет самостоя-
рассчитать аналогичные компоновки и системы.
7.1. Ступени транспортного космического аппарата
его соста* Составления массово-энергетических соотношений ТКА необходимо знать
8 и структуру, элементами которых являются ступени и блоки.
44
45
Рассмотрим, что называют ступенями ТКА в проектных организациях России.
Отметим, что их состав отличается от состава, принятого в США.
Двухступенчатый ТКА (рис. 7.1) состоит из разгонного блока (РБ) и полезной
нагрузки (ПН). В состав РБ входят
два последовательно соединен-
ных ракетных блока: РаБ 1 и
РаБ 2. Указанная схема не содер-
жит разделения топливных баков
на баки с окислителем и баки с го-
рючим, схема упрощена для луч-
шего понимания формирования
ТКА из ступеней и ракетных бло-
ков.
Последовательная схема
соединения ракетных блоков на-
зывается также «схема-тандем».
Полный состав ТКА называется
его первой ступенью. Полезная
нагрузка первой ступени ТКА со-
стоит из РаБ 2 и ПН РБ. Вторая
Рис. 7.1. Схема двухступенчатого разгонного блока
ступень ТКА образуется в результате отстрела РаБ 1. В состав второй ступени вхо-
дят: РаБ 2 и ПН РБ, т.е. то, что остается после отстрела РаБ 1. В рассматриваемом
случае полезной нагрузкой второй ступени является ПН РБ.
Как уже отмечалось выше, полезной нагрузкой РБ обычно является информа-
ционный КА. Если последний выполняет транспортные операции, то схема на
рис. 7.1 становится трехступенчатой. Третью ступень образует информационный КА
со своим собственным РаБ, который называют агрегатным отсеком КА.
7.2. Обозначения в многоблочном транспортном космическом аппарате
Для составления массово-энергетических соотношений ТКА используется боль-
шое количество обозначений. Рассмотрим их для многоблочного ТКА на примере
двухступенчатой последовательной схемы РБ (рис. 7.2), где М~ на’
чальные массы ступеней; Л/к1,Л/к2 - конечные массы ступеней. /?10!,/и02 - началь-
ные массы РаБ; /лк1, - конечные массы РаБ.
Рис. 7.2. Схема работы двухблочного разгонного блока типа тандем.
46
Будем использовать также следующие обозначения: цы = Л/Ю/Л/Ш - отно-
сительная конечная масса ,-й ступени; Щщ, =mmi/Mol = М„м/Ма1 - относи-
тельная масса полезной нагрузки /-й ступени.
Выразим относительную массу полезной нагрузки РБ, состоящего из ступе-
ней через относительные массы полезных нагрузок ступеней:
u _ шпн _ ^02 ^оз тпн _
Ипн Мт (71)
= ЦпН1МпН2- -HnH.W-lM-IULV = Пмпн/
Из равенства (7.1) следует, что относительную массу полезной нагрузки ТКА
можно определить перемножением относительных масс полезных нагрузок его сту-
пеней.
7.3. Зависимость относительной массы полезной нагрузки от проектных
параметров многоблочного аппарата с жидкостными ракетными двигателями
Формирование указанной зависимости начинается с ьй ступени. Для этого за-
пишем
(7.2)
_^к/+^ПН) _ . „
Нк/- “ТТ-+ нпн/-
м0/ м0,
Конечную массу z-го ракетного блока представим в виде суммы составляющих
масс:
mKi = тпгс + + mOi, (7.3)
где в правую часть уравнения вошли массы пневмогидравлической системы (с мас-
сами топливных баков), двигателя, бортовых обеспечивающих систем и несущих
конструкций.
Уравнение масс РаБ можно записать более детально. Но первую запись не
будем усложнять, чтобы основное внимание сосредоточить на методике составле-
ния массово-энергетических соотношений.
Составляющие массы последнего уравнения запишем через массовые коэф-
фициенты:
тпгс = «пгс»« =«пгс(^о, -M»)=anrcM0,(l-gKi). (74)
где апгс - массовый коэффициент пневмогидравлической системы; тГ1 -масса топ-
лива /-го РаБ.
Масса двигателя
ж - 1 Д' 1 _ 1 ат- и/ _ ,,
mni “ п ~ ~ Yainoi"^at >
где
Уд, - массовый коэффициент двигателя, Pj - тяга двигателя /-го РаБ.
Масса бортовых служебных систем
где ° “ W0Ai)= “йЧдО-Н™).
м"Массовь1Й коэффициент служебных систем /-го РаБ
Масса несущих конструкций
mai ~ aci,noi ~ aai^0i0 “ Нпн/ )•
(7.5)
(7.6)
(7.7)
47
где <хст/ - массовый коэффициент несущих конструкций РаБ.
При совместном решении уравнений (7.2)...(7.7) получим
апгс+ас/+аот , 1 -aci ~ao< , Уain0i /у йх
Нк, =----;-----------+ ~7----------Нпн/ +, [,а>
1 + аПГС 1 + аПГС 1 + аПГС
В (7.8) обозначим: а, = апгс+ао+а». , р, - . (7.9)
1 + апгс 1 + апгс
Тогда справедливо равенство -——------— = 1-а(-. (7.10)
1 + апгс
С учетом (7.9) и (7.10) запишем (7.8) в виде
=“,+(1-“,)Нпн.+₽|лШ'
Последнее уравнение позволяет записать зависимость для относительной
массы полезной нагрузки z-й ступени
Зависимости (7.12) и (7.1) с учетом других приведенных выше формул позво-
ляют вычислить относительную массу полезной нагрузки ТКА схемы-тандема. Отме-
тим, что здесь появились новые проектные параметры, влияющие на массу полез-
ной нагрузки ТКА. К ним, прежде всего, отнесем число ступеней.
Число ступеней ТКА относят к основным проектным параметрам (ОПП). На-
помним, что выше к ОПП отнесены: начальные перегрузки и удельные импульсы
двигателей ракетных блоков. Кроме того, на массу ПН можно влиять через массовые
коэффициенты, о чем свидетельствуют приведенные выше зависимости. Ориенти-
ровочные значения массовых коэффициентов представлены в табл. 7.1.
Значения массовых коэффициентов ТКА
Таблица 7.1
Коэффициенты аПг ао Уд
Значения 0,03-0,1 0,05-0,1 0,05-0,1 0,0065-0,02
7.4. Массово-энергетические соотношения одноблочного РБ с жидкостным
ракетным двигателем
7.4.1. Условные ступени
Предположим, что довыведение КА осуществляется двумя импульсами при
помощи одноблочного разгонного блока (рис. 7.3). Первая условная ступень РБ со-
ответствует начальной массе Л/01 = Л/о. При выдаче первого импульса тяги часть
топлива сгорает и РБ с оставшейся массой топлива называется второй условной
ступенью. При этом конечные массы первой условной ступени будут равны началь-
ным массам второй условной ступени:
=Мю,ии =т02. (7.13)
После выдачи второго импульса тяги в баках РБ будут находиться лишь ос-
татки топлива. После выполнения перелета РБ отстреливается от полезной нагрузки
48
Рис. 7.3. Схема работы моноблочного разгонного блока
При указанном порядке работы относительная масса полезной нагрузки
_ wnH _ тт _ (714)
Ипн ~ ., - ,, ,, -Нпн1Нпн2' V-™)
^01 ^4 01 ^02
откуда следует, что относительная масса полезной нагрузки одноблочного РБ равна
произведению относительных масс полезных нагрузок условных ступеней.
7.4.2. Относительная масса полезной нагрузки первой условной ступени
(7.15)
Согласно принятым выше обозначениям запишем
^02 кХ I ^х1
Рпн. = =Цк1 =ехр ~г
мох м01 -'уд
В (7.15) полная скорость от первого импульса
=^1+^1. (7-16>
где в правую часть уравнения входят импульсная скорость и гравитационные потери
скорости первого импульса. Гравитационные потери скорости первого импульса оп-
ределяются по известной формуле
(7.17)

1 ’ X!
l-exp
где - расстояние между центрами масс Земли и КА в момент выдачи первого им-
пульса.
Для расчета относительной массы полезной нагрузки первой условной ступе-
ни необходимо знать величину полной скорости первого импульса, которая находит-
ся по (7.16) с учетом (7.17) итерационным способом. На первом шаге гравитацион-
ные потери скорости определяются при допущении: vxI = уи1 . Когда разность значе-
нии предыдущей и последующей итераций не будет превышать 5%, можно перейти к
Расчету относительной массы полезной нагрузки первой условной ступени по (7.15).
тоа2анная ПОСлеД°вательность нужна потому, что вначале не известна полная по-
реоная скорость первого импульса. Далее последовательными приближениями
отыскивается полная скорость vxI и соответствующая ей относительная масса по-
лезной нагрузки первой условной ступени.
7.43. Относительная масса полезной нагрузки второй условной ступени
ступе ВЬ1В0А формулы для определения относительной массы ПН второй условной
и начнем с определения относительной конечной массы
49
II - - WriH + ff7K2 _ , тк2
П -^ПН2 ЛХ ’
Mq2 A7q2 ™о2
Поскольку РБ имеет один ракетный блок, можно записать:
/ик2 = тк = /л1Г + тп + mG + т„.
(7.18)
(7.19)
В правой части (7.19) слагаемые не содержат в индексах номера ступени, так
как конструкцию представляет единое изделие - моноблочный разгонный блок с
единым двигателем.
Выразим составляющие массы правой части (7.19) через массовые коэффи-
циенты. Масса пневмогидравлической системы, включающая массу топливных баков
без топлива,
Л,ГП’С = arncWT = anrc(^01 — ^кз) = аПГС^О|0 “MkIMic)'
Масса двигателя
... Г-.7' ЪМоЛ .. .. .. мтат . _
тд ~ - - У01^01 — Уд - Уд^7 '12^02 ’
Во Во Во
Масса обеспечивающих систем
”>с = аЛ = ас(М0, - тт) = асМ0,(1 - м11н,р1ш2).
Масса несущих конструкций
=а„т„ =аоМ0,(1-Мпн|Ипн2)
На основании (7.21)
П02 ~ (^Ol/^02)W01 =ИО1/МПН1 =И01/)-1к1 •
Совместное решение (7.18)...(7.23) позволяет записать
Мк2
Дпгс+Ио+Ц. . 1-Де-аа.. .Ъ„
Нч(1 + “пгс) 0 + “пгс) 0 + “игс) '°
В уравнении (7.25) обозначим
аПГс+ас+ао
1 + <ХпГС
(7.20)
(7.21)
(722)
(7.23)
(7.24)
(7.25)
(7.26)
С учетом (7.26) уравнение (7.25) можно записать так:
Н,2 = + О * а)Нп>|2 + Р"о2 <7 27>
Из (7.27) получим зависимость для относительной массы полезной нагрузки
второй условной ступени:
С учетом (7.24) уравнение (7.28) можно записать через начальную перегрузку
при первом импульсе:
„ _Мк2-“/М.|-Р/М.|"<
H1IH2---------.
(7.29)
Еще раз отметим, что относительная масса полезной нагрузки одноблочного
РБ с двумя условными ступенями определяется по уравнению (7.14).
7.4.4. Относительная масса полезной нагрузки одноблочного РБ при
многоимпульсной работе жидкостного ракетного двигателя
Примем число импульсов ЖРД равным ,¥. Уравнение относительной массы
полезной нагрузки будем формировать таким образом, как это сделано в п. 7.4.3. То-
гда
50
a Рпи
Hicv тд
Пн» Пн»
Ипнл = ' (7.30)
где рид-- относительная конечная масса N-w (последней) условной ступени.
Относительные полезные нагрузки других условных ступеней, кроме послед-
ней, для моноблочного РБ равны относительным конечным массам условных ступе-
ней. Относительная полезная нагрузка РБ есть произведение относительных полез-
ных нагрузок условных ступеней.
7.6. Массово-энергетические соотношения многоблочного ТКА типа тандем с
ракетными двигателями на твердом топливе
Масса пустого ракетного двигателя на твердом топливе (РДТТ), в отличие от
ЖРД, выражается через массовый коэффициент и массу топлива. Тогда для /-го РаБ
гид/=ад,тит/, (7.31)
где ад = 0,05...0,1 - массовый коэффициент РДТТ.
Конечная масса РаБ
= m.ii + ^с/ + mal • (7 32)
Проделав известные преобразования, получим
Обозначим в последнем уравнении
а11+аа+ал и 1-<ха-а„ ) (7 33)
1 + аЛ 1 + а ш
С учетом принятых обозначений получим
Мк/ = Ct, + (1 — а() Рпн;. (7.34)
На основании (7.34) запишем:
Мпн, = Н»-«,/(<-«,) (7 35)
Уравнения (7.35) и (7.1) позволяют находить относительную массу полезной
нагрузки многоступенчатого РБ типа тандем, состоящего из РаБ с РДТТ.
При расчете РБ с РДТТ следует ввести ограничение на время работы двига-
теля. Непрерывное время работы РДТТ не должно превышать 100 с, /д £100 с. В
противном случае двигатель будет иметь слишком тяжелую теплозащиту.
В настоящее время существует большое количество различных по свойствам
твердых ракетных топлив (табл. 7.2).
Таблица 7.2
Характеристики твердых топлив
Характеристика Баллиститное топливо Смесевое топливо
Плотность, т/м3 1,65 1,7
Удельный импульс, м/с 2300-2400 2900-3000
Технология изготовления зарядов Прессование Литье
51
7.6. Дальнейшее разделение массовых соотношений транспортных
космических аппаратов с ЖРД
Ранее ТКА были представлены небольшим количеством элементов. Делалось
это с целью быстрого понимания вывода зависимостей для определения основных
массово-энергетических характеристик. Однако более точные расчеты, а также учет
дополнительных проектных параметров приводят к необходимости дальнейшего
разделения систем на составляющие подсистемы и элементы. Приведенный ниже
материал позволяет понять процедуры разделения.
7.6.1. Массовые соотношения пневмогидравлической системы
Масса пневмогидравлической системы (ПГС) без топлива, затраченного на
перелет, состоит из массы конструкции гидросистемы, массы остатков топлива и
массы пневмосистемы:
mnrc=mfc+m?c+mriC' <735)
С учетом этого разделения и ранее принятого соотношения для массового ко-
эффициента ПГС запишем
(7.37)
Из (7.37) следует, что массовый коэффициент ПГС можно выразить в виде
суммы массовых коэффициентов составляющих масс.
Проведем дальнейшее разложение масс, представив слагаемые правых час-
тей уравнений (7.36) и (7.37) в виде составляющих.
7.6.2. Массовые соотношения конструкции гидросистемы
Масса конструкции гидросистемы
mfc=ms« +'"»ГО+Л'"пгс. <738>
где в правой части равенства записаны массы баков окислителя, баков горючего и
конструкции, соединяющей баки, соответственно. В массах баков учтены массы гид-
ромагистралей.
Запишем выражения для массовых коэффициентов составных частей конст-
рукции ПГС:
<7->
/яок тго тт
где w0lc - масса окислителя в баках окислителя РаБ; wro - масса горючего в баках
горючего РаБ. Ввиду того, что массовые коэффициенты баков окислителя и баков
горючего имеют разные знаменатели, необходимы дополнительные преобразования
для получения нужных соотношений. С этой целью решим (7.38) и (7.39) с учетом
первого слагаемого правой части (7.37):
„к , тгс тбок к ток тбго mn Awfirc ,740)
ас - -----абок ё +--------абго ё +---------• '
тт т, "’бок "Ч "'бго "»т
Отношение секундных массовых расходов окислителя и горючего
= тт1тк (7411
С учетом (7,41) получим
52
"ox _ _ *м „ mr. _ 1 (7
m, m0, +т„ t„+l т, т„+тго *„+!’
После подстановки (7.42) в (7.40) получим
аЬ=“8«р7у+“бп.р^+д“йг- (743)
7.6.3. Массовые соотношения остатков топлива
Запишем массовые коэффициенты остатков топлива, которые состоят из ос-
татков окислителя и остатков горючего:
= т£ + т™ (7.44)
Массовый коэффициент остатков топлива из (7.37) представим с учетом (7.44)
Введем массовые коэффициенты остатков окислителя и остатков горючего:
“X=mS/mOx и “й=тй/тго (746)
Запишем (7.45) с учетом (7.46), получим:
аос=^а«^ + ^а~^. (747)
m, т“ т, т“
Уравнение (7.47) с учетом (7.42) примет вид
,+“S ' (7.48)
км +1 к м +1
7.6.4. Массовые соотношения пневмосистемы
Теперь обратимся к массовому коэффициенту системы наддува (7.37). Вхо-
дящую в (7.37) массу пневмосистемы представим в виде суммы четырех состав-
ляющих: массы газов наддува баков окислителя, массы конструкции системы надду-
ва баков окислителя, массы газов наддува баков горючего и массы конструкции сис-
темы наддува баков горючего. Тогда формула примет вид
т™ 4. >иксн , „,ГН , WKCH
_ "’ПС _ "’бок + "'бок +тбго + "*бго
аПС - ----------------------------•
тг тг
Введем массовые коэффициенты новых массовых составляющих:
/И™ П1КСН «ГН »1КСН
ГЛ тбок к.„ "’бок гн "’бго кгн "’бго
Ct —- _____• Ct ксн — ,____• Ct • H — ____ ct ксн — ____
“бок - - “бок - м “бго - m “бго - т
ток ток '"го '"го
Преобразуем (7.49) с учетом (7.50) и (7.42), получим:
(7.49)
(7 50)
(7.51)
“пс = (<х?„
'6.5. Итоговое разложение массового коэффициента пневмогидросистемы
Совместное решение (7.37), (7.43), (7.48) и (7.51) позволяет записать зависи-
ф Сть массового коэффициента пневмогидравлической системы от массовых коэф-
Циентов составляющих масс в виде
53
“nr - (“ё»« +“« +“™« +““«)^7f +
+(“«„>+ “S + “«% + “SS )p7[+л“™
(7.52)
Последнее уравнение расширяет число проектных параметров, позволяет бо-
лее конкретно влиять на характеристики ТКА. Появились новые проектные парамет-
ры, к числу которых относится отношение массовых расходов компонентов ракетных
топлив Лм. На итоговые массовые показатели ТКА можно влиять и через массовые
коэффициенты.
Можно пойти на дальнейшую детализацию масс, а также рассмотреть массо-
во-энергетические соотношения других схем ТКА.
Методика формирования массово-энергетических уравнений и их детализация
рассмотрена в настоящем разделе. Следуя этой методике, можно получить и другие
необходимые для проектирования уравнения.
Контрольные вопросы и задания
1. Нарисуйте компоновочные схемы трехступенчатого ТКА типа тандем и пакет.
2. Чем отличается ракетный блок от разгонного блока?
3. Чем отличается ступень ТКА от условной ступени?
4. Каковы принципиальные отличия в записи зависимости относительной мас-
сы полезной нагрузки ступени ТКА от аналогичной зависимости условной ступени?
5. Приведите вывод зависимости относительной массы полезной нагрузки от
основных проектных параметров для ТКА тип пакет.
6. Приведите вывод зависимости относительной массы полезной нагрузки от
основных проектных параметров для ТКА с отстреливаемыми баками.
7. Приведите вывод зависимости относительной массы полезной нагрузки от
основных проектных параметров для ТКА смешанной схемы тандем-пакет.
8. ТРАНСПОРТНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ КАК ОБЪЕКТЫ УПРАВЛЕНИЯ
Движение ТКА непосредственно связано с управлением. Практика показала,
что качественное управление зависит не только от системы управления, но и от
объекта управления - космического аппарата. ТКА должен разрабатываться как хо-
рошо управляемый объект. Основные понятия и требования к управляемости и их
реализация при проектировании излагаются в настоящем разделе.
8.1. Управление и управляемость космических аппаратов
Управление космическим аппаратом - это действия по сохранению и преду-
смотренному изменению его структур, параметров, характеристик, поддержа-
нию режимов работы, реализации программ.
Управление обеспечивает работоспособность объекта и является служебной
функцией.
Управление космическим аппаратом осуществляется бортовым комплексом
управления (БКУ) и наземными средствами наземного комплекса управления
(НАКУ).
Высшая цель управления, как и всех служебных функций, заключается в
обеспечении высокого качества и достижении высокой эффективности применения
КА. Но, в отличие от прочих, функция управления имеет следующие существенные
особенности:
54
1) непосредственно влияет на достижение целей;
2) активно влияет на работу других служебных систем и объекта управления в
целом.
Для наилучшего достижения целей объект должен быть управляемым. Управ-
ляемость - свойство объекта подчиняться управлению.
Практика разработки и эксплуатации КА показала, что высокое качество
управления достигается как за счет характеристик систем, так и за счет характери-
стик объекта. В ряде случаев высокого качества управления не удается добиться
без использования специальных правил построения объекта управления.
По приведенным выше причинам стали формулировать требования к КА как
объекту управления.
8.2. Общие требования к транспортному космическому аппарату при
управлении
Рассмотрим конкретные требования, которые являются общими для всех ТКА
при управлении. К этим требованиям отнесем:
Первое требование: использование самостабилизации. Желательно иметь
самостабилизируемый объект и его бортовые системы.
Под самостабилизацией понимают такое поведение объекта управления,
когда его параметры принимают необходимые для работы значения при дейст-
вии внешних возмущений.
Это требование не удается выполнить при активном движении разгонного
блока в космическом вакууме, так как его маршевый двигатель обычно расположен
сзади. Но это удается сделать при движении летательного аппарата в атмосфере
размещением центра давления за центром масс, например самолет или стрела, пу-
щенная из лука.
Поясним некоторые примеры. Идеальный случай - разгонный блок, у которого
вектор тяги проходит строго через центр масс РБ (рис. 8.1,а). Если на РБ действуют
Рис. 8.1. Образование возмущающего момента
т°лько сила тяги ракетного двигателя и гравитационные силы вдоль продольной оси,
р° Движение под действием этих сил будет происходить вдоль продольной оси РБ.
вально положение центра масс РБ меняется в процессе выработки топлива, а так-
в по технологическим причинам. К последним относятся следующие: смещение
«тора тяги двигателя относительно продольной оси РБ, разворот двигателя по уг-
У- приводящий к эксцентриситету тяги (рис. 8.1,6), погрешности в изготовлении
ментов РБ и пр. Указанные причины приводят к возникновению возмущающего
мента Л/в = PL , где Р - тяга двигателя, L - кратчайшее расстояние от продоль-
55
Рис. 8.2. Взаимное расположение
центра масс и центра давления КА
ной линии действия вектора тяги до положения центра масс РБ. Этот возмущающий
момент вызывает вращение вектора скорости РБ - траектория движения изменяется
случайным образом Здесь нет самостабилизации движения. Поэтому приходится
прибегать к управлению вектором тяги.
Приведем другой пример. На низкоорбитальный КА с большими панелями
солнечных батарей, двигающийся в направ-
лении вектора скорости v (рис. 8.2), дейст-
вуют аэродинамические силы, центр давле-
ний которых находится за центром масс, в
этом случае аэродинамические силы оказы-
вают стабилизирующее действие на угловое
положение КА. Если изменить направление
движения КА на противоположное, то центр
масс окажется за центром давления и воз-
мущающие аэродинамические силы станут
разворачивать КА. Во втором случае угло-
вое положение КА неустойчиво под дейст-
вием аэродинамических сил.
При пассивном движении КА в косми-
ческом пространстве используется угловая самостабилизация за счет гравитацион-
ных и магнитных моментов.
Второе требование: исполнительные органы системы управления движени-
ем должны быть эффективны. Эффективность здесь понимается в узком смысле
Имеется в виду, что исполнительные органы должны справляться с управлением.
Это значит, что их силовое воздействие (или управляющий момент) должно превос-
ходить возмущающее воздействие. При невыполнении этого требования из-за не-
эффективности рулей управления самолет не выходит из штопора и падает на Землю
Другой пример: при наращивании модулей на космический аппарат последний
становится неуправляемым при ориентировании, так как двигатели ориентации не
справляются с управлением. На станции «Мир» проведен эксперимент в космиче-
ском пространстве по установке двигателей ориентации на специальной ферме,
увеличивающей плечо приложения тяги.
Третье требование: параметры управления и контроля необходимо сводить
к минимальному количеству без потери управляемости и контролируемости.
Избыточность указанных параметров приводит к появлению на борту допол-
нительных систем управления и контроля, а как следствие - к дополнительным мас-
сам служебных систем. Масса полезной нагрузки при этом снижается. С появлением
новых элементов труднее обеспечить надежность.
Четвертое требование: обеспечение динамического взаимодействия При
динамической совместимости исключается появление резонансов и биений, неус-
тойчивого движения. Динамическое взаимодействие определяется результирующи-
ми динамическими характеристиками объекта и его систем. К динамическим харак-
теристикам относятся частоты и формы колебаний, коэффициенты демпфирования
и усиления.
Пятое требование: размещение ракетных двигателей и топливных баков не-
обходимо согласовать с видом управления ТКА.
Некоторые из указанных выше требований рассмотрим более подробно.
8.3. Размещение ракетных двигателей
При анализе движения ТКА различают две главные задачи: движения центра
масс и движения относительно центра масс. Первую задачу выполняет система на-
56
вигации и наведения, а вторую - система ориентации и угловой стабилизации. Сис-
тема ориентации управляет угловым положением КА относительно центра масс в
пассивном полете, те. при выключенном маршевом двигателе. Система угловой
стабилизации удерживает вектор тяги маршевого двигателя в нужном угловом по-
ложении. Она работает при активном полете - при включенном маршевом двигателе.
Рассмотрим размещение ракетных двигателей для обеспечения движения
центра масс.
8.3.1. При движении центра масс
При полярном управлении маршевый двигатель располагают по продольной
оси ТКА (рис. 8.3,а). В процессе межорбитальных перелетов (см. разд. 4 и 6) возни-
кает необходимость предварительной угловой ориентации вектора тяги двигателя с
последующей его стабилизацией. Предположим, что ТКА движется со скоростью %
(рис. 8.3,а.) Необходимо ее увеличить до ук и повернуть вектор скорости на угол
Для этого треугольники скоростей располагают, как на рис. 8.3,6, из которого следу-
ет, что ТКА необходимо предварительно развернуть на угол /2, а затем добавить
скорость Ди. Тогда ТКА приобретет скорость 7К = йн + Дй.
Рис. 8.3. Размещение двигателя при полярном управлении
Полярное управление несложно в технической реализации. Для непосредст-
венного движения центра масс достаточно одного однокамерного двигателя. Но
требуется дополнительное время на поворот аппарата.
При цилиндрическом управлении использует три двигателя (рис. 8.4). На
рис. 8.4,а ТКА изображен в виде сферы на плоскости, а двигатели представлены их
векторами Р} ,Р2 ,Р3. Суммарное приращение скорости Ду£ (рис. 8.4,6) обеспечи-
вают два двигателя. На этом
рисунке приведен вариант
формирования суммарной ско-
рости двумя двигателями
РХ,Р2. Включением пары дви-
гателей создается вектор ско-
рости любой величины, но на-
правление вектора ограничено
углом ±90® относительно век-
тора тяги Р2. Из рисунка сле-
дует, что имеют место потери
скорости и топлива, расчет ко-
Pbix приведен в конце раздела. Достоинство цилиндрического управления в том,
ТкдвГ° можно использовать при оперативном маневре, например, при сближении
Другим космическим объектом.
57
Размещение двигателей управления центром масс при декартовом управ,
пении приведено на рис. 8.5. Две проекции ТКА представлены в виде прямоугольни-
Рис. 8.5. Размещение двигателей при декартовом управлении
ка и окружности, а также оси связанной системы координат XCYCZC. Двигатели по-
казаны треугольниками и помечены цифрами. Управление движением центра масс
осуществляется шестью двигателями, при помощи которых можно образовать век-
тор скорости любой величины и направления. Декартово управление, как и цилинд-
рическое, приводит к дополнительным потерям скорости и топлива. Достоинство де-
картова управления в его оперативности. Оно позволяет быстро управлять вектором
скорости и используется при ближнем сближении и причаливании космических объ-
ектов. К недостаткам, кроме потерь скорости и топлива, следует отнести большое
число двигателей управления центром масс.
8.3.2. При движении относительно центра масс
Угловое положение КА относительно орбитальной подвижной системы коор-
динат определяется тремя углами: тангажа, крена и рыскания. Поэтому система уг-
лового движения также разделена на три части, называемые системами каналов
тангажа, крена и рыскания.
На принципиальной схеме размещения управляющих ракетных двигателей,
обеспечивающих движение ТКА относительно центра масс (рис. 8.6), приведены три
проекции ТКА в виде окруж-
ностей. Начала осей орби-
тальной подвижной и свя-
занной систем координат
совпадают с центром масс
аппарата Три угловые коор-
динаты у,у,\ц определяют
углы тангажа, крена и рыска-
ния соответственно. На каж-
дой проекции треугольника-
ми изображены только те
двигатели, которые реали-
зуют движение по соответст-
вующему этой проекции ка-
налу.
Угловые перемещения
по каждому каналу можно
обеспечить двумя двигате-
лями. Например, по каналу
тангажа - двигателями 1 и 2
58
цо при их работе будет происходить перемещение центра масс аппарата в про-
странстве, что не желательно по причинам сохранения параметров орбиты. Для уст-
ранения этого недостатка в каждый канал вводят еще два двигателя. Поэтому при
кажд°м угловом повороте работают одновременно два двигателя. Например для
изменения угла тангажа против часовой стрелки включаются двигатели 2 и 7; а по
часовой стрелке - 1 и 8.
Следует иметь в виду, что двигатели управления относительно центра масс
могут обеспечивать угловую стабилизацию как при пассивном, так и при активном
полетах ТКА. Но при активном полете возмущающий момент обычно много больше
чем при пассивном. Поэтому двигатели ориентации и угловой стабилизации должны
иметь разные по величине тяги. По указанной причине на некоторых КА устанавли-
ваются и двигатели ориентации, и двигатели угловой стабилизации, что приводит к
образованию большого числа двигателей управления относительно центра масс
(более двенадцати). На угловую стабилизацию расходуется 3. 5% топлива от его
затрат на транспортную операцию.
При управлении ТКА по крену возмущающие моменты малы. Поэтому в актив-
ном и пассивном полете используют иногда одни и те же двигатели для ориентации
и угловой стабилизации.
Угловую стабилизацию по углам тангажа и рыскания можно обеспечить пово-
ротом камеры сгорания маршевого двигателя. Для этого камеру сгорания помещают
в карданов подвес. Поворот камеры сгорания обеспечивают рулевые машинки.
8.4. Потери скорости и массы топлива при цилиндрическом и декартовом
управлении
Декартово и цилиндрическое
управление требуют дополнительных
затрат топлива на приращение скорости
(рис. 8.7) по сравнению с полярным
управлением. Появляются дополнитель-
ные потери. Рассмотрим их. Скорость vs
получена путем сложения скоростей vx и
vг, образующихся в результате при-
ложения тяг Рх и Р2. При указанном сло-
жении скоростей потери скорости
Рис. 8.7. Потери скорости при декарто-
вом и цилиндрическом управлении ТКА
Где ^удх>^удг удельные импульсы двигателей.
Уравнение (8.1) дает возможность определить массовые потери топлива при
Цилиндрическом и декартовом управлениях ТКА.
Контрольные вопросы и задания
1 • Почему стремятся обеспечить самостабилизацию ТКА?
2. Приведите примеры самостабилизации ТКА.
3. Приведите примеры, когда самостабилизацию обеспечить не удается.
4. Нарисуйте схемы размещения двигателей РБ, обеспечивающих перелет с
59
одной орбиты на другую. Определите число двигателей в каждой схеме
5. Нарисуйте схему размещения двигателей ТКА, обеспечивающих его ближ-
нее сближение с орбитальной станцией.
6. Что понимают под эффективностью органов управления?
7. Чем управление отличается от управляемости?
8. Определите расход топлива на угловую стабилизацию ТКА при расходе на
транспортную операцию в 3 т.
9. КОМПОНОВКА ТРАНСПОРТНОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Изложены основные задачи компоновки ТКА и последовательность их решения.
9.1. Определения, задачи и цели компоновки
Компоновка ТКА - это процесс размещения и соединения его основных частей
в заданном объеме. Компоновка является частью проектной работы, которая вклю-
чает
1) группирование элементов ТКА; 2) расчет объемов, выбор форм и опреде-
ление размеров элементов и частей; 3)обеспечение требований к компоновке:
4) разработку компоновочных схем (КСх), конструктивно-компоновочных схем (ККСх),
конструктивно-силовых схем (КССх) (см. разд. 3). Но поскольку приходится выпол-
нять компоновку не только ТКА, но и отдельных его частей, приведем определения
схем изделий.
Компоновочная схема изделия — это графическое изображение взаимного
расположения его основных частей и связей между ними.
Конструктивно-компоновочная схема изделия - это графическое изображе-
ние его основных частей, несущих конструкций и связей между ними.
Конструктивно-силовая схема изделия - это графическое изображение свя-
занных между собою его основных несущих частей и элементов, доведенное до
упрощенных чертежей несущих конструкций.
Указанные выше схемы позволяют наглядно изображать результаты этапов
компоновки ККСх и КССх являются исходным материалом для конструирования
Цель частных задач компоновки заключается в минимизации масс и объемов изде-
лия. Глобальный критерий компоновки совпадает с оценочным критерием ТКА и
сводится к достижению заданного или оптимального качества. При компоновке ТКА
пользуются нижеприведенными определениями.
Элемент - неделимая часть системы. Имеется в виду та часть конструкции
ТКА, которая при конкретном рассмотрении не подлежит разделению на части. При
составлении полной иерархической структуры конструкции на самом нижнем уровне
находится деталь
Деталь - изделие, изготовленное из однородного по наименованию и марке
материала, без применения сборочных операций. Например: стержень ферменного
отсека, шпилька, гайка.
Узел - часть механизма, агрегата, конструкции, машины, состоящая из дета-
лей и представляющая собой сборочную единицу. Например: фитинг со стержнями
Агрегат - укрупненный унифицированный узел машины, обладающий полной
взаимозаменяемостью, самостоятельно выполняющий отдельные функции (элек-
тродвигатель. насос, агрегат стыковки).
Прибор - устройство для измерения физических величин (гирогоризонт ин-
фракрасная вертикаль, интегратор линейных ускорений, акселерометр).
Блок - совокупность приборов, механизмов и т. д., объединенных назначени-
ем и размещением. Например: блок датчиков угловых скоростей.
60
Отсек - 1) пространство внутри корпуса КА, ограниченное оболочками, стен-
ками, экранами и другими конструкционными элементами; 2) отдельная оболочка
корпуса с размещенным в ней оборудованием.
Модуль - унифицированная часть аппарата или системы, выполняющая само-
стоятельные функции (энергомодуль на КА, модуль «Квант» на космической станции
•Мир»)
Для группирования элементов и частей ТКА необходимо иметь модель его со-
става
9.2. Общие требования к компоновке транспортных космических аппаратов
При компоновке ТКА необходимо выполнить следующие требования:
1) согласовать габариты ТКА с габаритами зоны полезного груза ракеты-носи-
теля (обтекателя);
2) согласовать схемы ТКА со схемами выводимых КА. Под схемами здесь по-
нимаются КСх, ККСх, КССх;
3) провести согласование с транспортными средствами доставки ТКА на поли-
гон запуска. При доставке железнодорожным транспортом следует иметь в виду, что
объем железнодорожного вагона не превышает 330 м3, диаметр перевозимых грузов
не более 4,1 м, а длина грузов не более 25 м;
4) проанализировать компоненты блочно-модульной компоновки из готовых
блоков и модулей на совместимость и соответствие заданным требованиям;
5) проанализировать силовое и тепловое нагружение в течение всей эксплуа-
тации:
6) предварительно проанализировать динамическое нагружение и динамиче-
ские характеристики ТКА в отдельности, а также в составе с КА и РКН:
7) предусмотреть защиту оборудования и топлива от воздействия среды.
Среда понимается в системной постановке;
8) обеспечить требования к ТКА как к объекту управления;
9) проанализировать совместимость частей и систем ТКА (электромагнитную,
динамическую, оптическую, по загазованности и т.д.);
10) обеспечить безопасное отделение отстреливаемых частей;
11) разместить источники питания ближе к потребителям;
12) учесть межблочные связи, их массовые и габаритные характеристики;
13) проанализировать напряженно-деформированное состояние (НДС) конст-
рукций ТКА в процессе наземной эксплуатации. Оно не должно превышать НДС в
процессе летной эксплуатации;
14) освободить ТКА от аэродинамических нагрузок на этапе выведения (кроме
ТКА самолетного типа и других особых случаев, например, когда корпус ТКА являет-
ся частью корпуса PH);
15) обеспечить технологичность на этапах сборки и эксплуатации. Имеются в
виду; удобство монтажа и демонтажа, доступ к местам визуального контроля, шту-
церам заправки и зарядки, наличие опорных шпангоутов и проушин подъема, согла-
сованность с наземным технологическим оборудованием;
16) согласовать с размерами монтажно-сборочных цехов и монтажно-испыта-
Т0льных корпусов и т.д.
Перечисленные выше и другие необходимые требования отрабатываются после-
довательно в процессе решения проектно-компоновочных задач
9.3. Расчет объемов и выбор форм
Поскольку перед компоновкой определены массовые характеристики ТКА, то
я Расчета объемов многих элементов используется известная формула:
61
V=k(m/p), (9,1)
где m и p - масса и плотность объекта расчета, к - коэффициент запаса.
Основные элементы ТКА имеют вид цилиндра с эллиптическими или сфери-
ческими днищами, конуса, усеченного конуса, шара, тора, фермы, рамы, пластины,
стержня. Разнообразны аэродинамические формы ТКА самолетного типа и спускае-
мых аппаратов. Изображения проекций основных элементов конструкции ТКА при-
ведены на рис. 9.1.
ж) з) и)
Рис. 9.1. Изображения проекций основных элементов конструкций ТКА: а - цилиндр с эл-
липтическими днищами; б - конус с эллиптическим днищем; в -усеченный конус с эллип-
тическими днищами; г-шар; б-тор; е-ферма; ж-рама; з-пластина; и-стержни
Чаще форма ТКА определяется формой того объема, в котором нужно его
разместить. При минимизации массы и объема не следует забывать о требованиях
надежности, безопасности, динамики, эргономики, технологии, эстетики и пр Все
требования к качеству формализуются. Однако следует использовать опыт при вы-
боре начального варианта компоновки. Например, следует избегать длинных тонких
стержней и пластин, при которых сложно решается задача динамического взаимо-
действия.
В тех случаях, когда ни одна из перечисленных выше причин не является оп-
ределяющей в выборе формы, можно пользоваться зависимостью золотого сечения
Ь* 0,62а, (9.2)
где а и b - линейные размеры объекта.
Объем приборного отсека определяется по формуле (9.1). Плотность аппара-
туры составляет 0,25...0,5 т/м3. Коэффициент запаса i3=1.
Приборные отсеки имеют различные фирмы, цилиндра с эллиптическими или
сферическими днищами, шара, усеченного конуса, тороида и др.
Объемы баков окислителя и горючего вычисляются по формулам
Гок = к™ , Ут=к^^-. (9.3)
Рок Pro
62
учитывающие
агрегатов, да
= 1,05... 1,1 - коэффициенты объемов баков окислителя и горючего,
надтопливное пространство, а также объем вытеснительных мешков
ггчиков и других устройств, размещаемых в топливных баках;
)го - плотности окислителя и горючего.
Характеристики компонентов жидкого топлива представлены табл. 9.1.
Таблица 9.1
Характеристики компонентов жидкого топлива
Компонент Плотность. т/м3 Температура. °C
плавления кипения
Окислитель
Кислород 1.14 -219 -183
Фтор 1.51 -218 •188
Азотная кислота 1.52 -41.6 +86
Азотный тетооксид 1,45 -11.2 +21.2
Горючее
Керосин 0.76...0.84 -50...-70 +170.+180
НДМГ 0,79 -57.2 +63,1
Водород 0,071 -259 -253
Топливные баки ТКА обычно имеют форму шара, цилиндра и тороида. При
небольшом количестве топлива в один шаровой бак помещается горючее и окисли-
тель. В этом случае бак разделен перегородкой (рис. 9.2,а). Возможно разделение
шарового бака на четыре (рис. 9.2,6) или восемь шаровых. В последнем случае баки
Рис. 9.2. Компоновка основных элементов ТКА
^страивают в два ряда по четыре в каждом ряду. Четыре шаровых бака монтиру-
<Гся на усеченной конической оболочке (рис. 9.2.6) или раме. Если эти баки делают
сущими, то между ними ввариваются проставки и внутреннее кольцо для кардано-
^*0 подвеса двигателя, а баки снабжаются узлами крепления к шпангоуту КА
Цилиндрические баки могут быть разделены (рис, 9.2,а) или совмещены. Во
₽Ом случае единая топливная емкость разделена промежуточным днищем
'РИс- 9.2,6).
Широко используемая комбинация шарового и торового баков (рис. 9.2,е) по-
63
зволяет разместить в середине торового бака двигатель, что снижает продольный
размер РБ Выбор компоновки зависит от многих требований. Основные требования
сводятся к повышению плотности ТКА и уменьшению его продольного размера
Для баков криогенного топлива рекомендуют шарообразную форму с целью
уменьшения поверхности внешнего теплообмена.
Из правил размещения двигателей, изложенных в разд. 8, и некоторых иных
соображений следуют дополнительные требования к компоновке топливных баков.
Необходимо предусмотреть, чтобы изменение массы топлива в баках не приводило
к появлению больших возмущающих моментов. При выработке топлива не жела-
тельно большое изменение по величине потребного момента управления. Поэтому:
1) для полярного управления допустимо смещение центра масс ТКА вдоль линии
действия тяги. Следовательно, возможно последовательное размещение топливных
баков (рис. 9.3); 2) при декартовом (рис. 9.4) и цилиндрическом управлении центр
Рис. 9.4. Размещение топливных баков
при декартовом управлении
Рис. 9.3. Размещение баков
при полярном управлении
масс аппарата теоретически должен оставаться в неизменном положении и на оси
камеры сгорания маршевого двигателя. Для этого случая идеальна схема располо-
жения топливного бака, приведенная на рис. 9.4. но она практически редко реали-
зуема.
9.4. Компоновка ЖРД и комплексной двигательной установки
Состав и компоновка маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД)
(рис. 9.5) зависит от системы подачи топлива в камеру сгорания. Существуют вытес-
Рис. 9.5. Компоновочная схема ЖРД: 1 - ТНА; 2 - агрегаты распределения и регулирова-
ния топлива и газа; 3 - проушины крепления двигателя; 4 - камера сгорания; 5 - сопло
64
отельная и турбонасосная системы подачи топлива. Первая используется при от-
носительно малом, вторая при большом расходе топлива за одно включение. Коли-
чественно расходы топлива оцениваются следующим образом. Рассчитывают сум-
марный импульс двигателя
1 - °' - - ' (9.4)
‘г1 уд •
где в правые части уравнения входят тяга и время работы двигателя или масса топ-
лива и удельный импульс. Если £(5...6) 105 Нс, то используется вытеснительная
подача топлива. Если ^(7...7,5) Нс, тогда применяется насосная система подачи
топлива. При промежуточных значениях суммарного импульса для выбора системы
подачи привлекают дополнительные соображения. Например, двигатель должен
обеспечить несколько включений при импульсах малой длительности. Тогда вытес-
нительная система подачи топлива будет предпочтительнее насосной, так как ис-
ключает дополнительные затраты на включение и выключение.
При вытеснительной системе подачи топлива маршевый ЖРД состоит из ка-
меры сгорания с соплом и элементов распределения и регулирования топлива с
трубопроводами. Все элементы двигателя размещаются вокруг его рамы, которая
обычно монтируется на топливных баках В состав ЖРД с турбонасосной системой
подачи топлива добавляется турбонасосный агрегат, который предназначен для пе-
рекачки топлива из топливных баков в камеры сгорания двигателя под большим
давлением.
Вытеснительные системы имеют относительно большие объемы газа для вы-
теснения топлива и тяжелые топливные баки. Насосные системы имеют дополни-
тельный тяжелый элемент - турбонасосный агрегат.
Объем камеры сгорания рассчитывают по формуле
г/ _ ^КС^т^О^О _ г Я^КС IQ с\
ККС--------------- LKC —- , (У.О)
р« 4
где гкс - время пребывания топлива в камере сгорания (табл. 9.2); /йт - секундный
массовый расход топлива; RnT0 - работоспособность газов КС; - давление газа в
камере сгорания; LKC,DKC - длина и диаметр камеры сгорания. Из статистики из-
вестно, что 1^с =(1...1,5)DKC. Расчетную длину камеры сгорания следует увели-
чить на 20% для учета толщины форсуночной головки и выпуклости днища.
Таблица 9.2
Время пребывания топлива в камере сгорания и работоспособность газов
для различных топлив
Топливо кислород+водород кисл ород+ке росин АТ+НДМГ АТ+гид разин
гкс • с 0,0005 0,0025 0,001 0,002
ЛоГо, Дж/кг 6 2,25-10 6 1,6-10 6 1,2-10 1.1-106
Давление в камере сгорания выбирается в следующих пределах: 3,..4МПа
вытеснительной и 5... 10 МПа для турбонасосной системы подачи.
В случае, когда габариты двигателя окончательно не установлены, полная
на камеры сгорания с соплом может быть принята равной
I Ад=(2,5...4)£кс. (9.6)
Диаметр среза сопла
Da *(1,5...3)РЖ. (9.7)
65
Площадь среза сопла ЖРД 5а = (70 - 90)5^,, где 5^ - площадь критическо-
го сечения.
Площадь среза сопла РДТТ Sa = (17 - 36)5^,.
Агрегаты и трубопроводы распределения компонентов топлива и газа зани-
мают объем, равный четырем-пяти объемам камеры сгорания. Объем турбонасосно-
го агрегата равен трем-четырем объемам камеры сгорания.
При расчете объема газовых баллонов необходимо учитывать следующие об-
стоятельства. Газы используются для вытеснения топлива из баков при вытесни-
тельной системе подачи топлива. При насосной системе подачи осуществляется
наддув баков газами для того, чтобы исключить кавитационный режим работы насо-
сов. В качестве газа наддува используют нейтральные газы, азот или гелий
Объем баллонов с газом вытеснения или наддува можно определить по фор-
муле соотношения параметров газа в адиабатном процессе
vr (9.8)
где ИТ,КГ - объемы вытесняемого топлива и баллонов с газом; рб,рг- давления в
топливных баках и газовых баллонах; к =1,4 - показатель адиабаты для азота, для
гелия этот показатель равен к =1,67.
Комплексная двигательная установка кроме маршевого двигателя включает
двигатели ориентации и угловой стабилизации, топливные баки и баллоны с газом.
Решение задачи углового движения РБ приведено в разд. 8, основные компоновки
топливных баков - в данном разделе. Баллоны с газом размещаются в свободных
местах, близких к топливным бакам.
Рама комплексной двигательной установки выполняется в виде стержневой
сварной или литой конструкции. В несущую конструкцию в ряде случаев включают
баки с топливом для уменьшения общей массы.
9.5. Последовательность решения компоновочной задачи
Компоновка ТКА проводится после расчетов масс и объемов его элементов.
Вначале определяется зона полезного груза (полезной нагрузки), зависящая от га-
баритов головного обтекателя ракеты-носителя (PH), на которой предполагается
выведение РБ с КА. Зона полезной нагрузки по диаметру меньше диаметра головно-
го обтекателя, поскольку необходимо некоторое пространство между ТКА и КА с од-
ной стороны и обтекателем с другой. Это пространство гарантирует исключение
ударов полезного груза об обтекатель при выведении на рабочую орбиту. Удары
возникают из-за вибраций при малых зазорах между полезным грузом и обтекате-
лем. Кроме того, наличие указанного зазора позволяет производить бездефектную
сборку ракеты космического назначения (РКН) в монтажно-испытательном корпусе
на космодроме. Сборка производится последовательной пристыковкой КА к РБ с их
последующим соединением с PH. После сборки снаружи РБ л КА устанавливается
головной обтекатель обычно в горизонтальном положении PH, РБ и КА. Поэтому
технологический зазор между полезным грузом и обтекателем особенно необходим
Рис. 9.6. Головной обтекатель PH и его зона
полезного груза
Таким образом, компо-
новку РБ целесообразно начи-
нать с изображения в масштабе
головного обтекателя PH с по-
следующим изображением гр0'
ниц зоны полезного груз®
(штриховая линия на рис. 9.6)
Длина обтекателя обычно раена
66
vM-TpeM его диаметрам. Угол верхнего конуса обтекателя изменяется в пределах
ал 90°. Зазор между головным обтекателем и полезным грузом оговаривается раз-
работчиком PH, обычно он составляет 50. . . 200 мм и зависит от диаметра обтекателя
Ра Зона полезного груза делится по объему пропорционально массам РБ и его
олезной нагрузки. Разделительная линия а - а изображена на рис. 9.6 пунктиром.
За пределы массы полезной нагрузки РБ не должна выходить масса КА. Но объем
оны КА желательно увеличить в процессе компоновки РБ. Поэтому величина сме-
шения линии разграничения зон РБ и КА вправо характеризует показатель качества
компоновки РБ по его продольному размеру. За показатель качества компоновки РБ
по продольному размеру можно выбирать относительную величину
Д£ = £м/£ге, (9.9)
где -^м’-^рб “ продольный размер зоны РБ, полученный в результате деления зоны
полезного груза пропорционально массам, и окончательный продольный размер РБ,
полученный при его компоновке. Увеличение продольного размера зоны КА способ-
ствует повышению показателей его качества.
Следует иметь в виду, что разграничительная линия или поверхность между
эонами КА и РБ может оказаться сложной конфигурации. Их формы зависят от кон-
кретных решений и способствуют повышению показателей качества летательных
аппаратов
После определения зоны РБ в ней проводится компоновка топливных баков,
газовых баллонов, маршевого двигателя, двигателей ориентации и отсека служеб-
ных систем. При этом используются изложенные выше правила и ограничения. Эле-
менты РБ соединяются между собой силовыми конструкциями. Основные элементы
силового набора состоят из оболочечных и стержневых конструкций.
Главной целью компоновки ТКА является обеспечение его высоких показате-
лей качества Процедуры достижения этой цели изложены в разд. 12.
9.6. Обликовое проектирование
Обликовое проектирование - одно из научных направлений в проектировании.
Облик-внешний вид, очертание, наружность; характер [19].
Облик ТКА - внешний вид, дополненный основными характеристиками. Его
можно изобразить, например, при помощи твердотельного моделирования. Но этим
далеко не исчерпывается обликовое проектирование. Его основные задачи состоят в
анализе форм изображений, их влияния на показатели качества изделия. Такой под-
ход позволяет включать образное мышление, при помощи которого можно получить
Дополнительные, существенные преимущества в качестве.
Другая значимая группа задач обликового проектирования связана с синтезом
качества и отличается от структурного синтеза. Структурный синтез строится на мо-
дели структуры. Напомним, что под структурой объекта понимают его элементы и
^язи между ними. При синтезе облика на первое место выходит форма элементов и
обьекта в целом. Модель структуры преобразуется в графическое изображение,
^скиваются формы, обеспечивающие высокое качество.
В настоящее время обликовое проектирование в большей степени относится к
ласти научных исследований и в меньшей мере к практическому проектированию.
При обликовом проектировании решается ряд важных задач, таких как: выбор
совместимость облика и среды, определение проектных параметров, а глав-
~ нахождение новых обликов, позволяющих получить высокие результаты.
В основе облика ТКА и КА сферы, цилиндры со сферическими, эллиптически-
и пИ ??оскими днищами, конусы, плоские фигуры, прямые, ломаные и кривые линии
Р- Их число и форма, взаимное размещение и расстояния между ними влияют на
ество проектирования.
67
Правилами формирования облика являются компоновочные ограничения
требования к объекту управления, воздействия среды и т.д. В формировании облика
решаются и частные задачи оптимизации: минимизация массы при ограниченном
объеме; минимизация объема при ограниченной массе; минимизация массы и объе-
ма по двум критериям и др.
Контрольные вопросы и задания
1. Перечислите главные задачи компоновки ТКА.
2. Каковы различия КСх, ККСх и КССх? Какую роль играют эти схемы в проек-
тировании?
3. Каким образом обеспечиваются требования к компоновке ТКА в процессе
проектирования?
4. Как определяется объем и на основании чего выбирается форма изделия?
5. Каково влияние на компоновку топливных баков полярного и декартова
управления центром масс ТКА?
6. Запишите условия выбора вида системы подачи топлива в камеру сгорания Жрд
7. Изложите последовательность решения компоновочных задач.
8. Каким компоновочным схемам отдается предпочтение?
9. Что общего и в чем различия между компоновкой и обликовым проектиро-
ванием?
10. На какие величины отличаются габаритные показатели обтекателя PH от
габаритных показателей ее зоны полезного груза?
10. ИНЕРЦИОННО-МАССОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Инерционно-массовые характеристики влияют на многие показатели ТКА. на-
пример показатели управления, угловой самостабилизации, расхода топлива и др.
Поскольку массы ТКА могут значительно изменяться, необходим расчет инерцион-
но-массовых характеристик на начальном, конечном и промежуточных этапах поле-
та. Формулы для расчета заимствованы из теоретической механики и изложены в
необходимом для проектирования объеме. Инерционно-массовые характеристики
нужны при проектировании систем управления, двигателей ориентации и угловой
стабилизации, а также при диагностике движения ТКА.
10 .1. Составляющие характеристик
К инерционно-массовым характеристикам ТКА относят:
1) массы, их изменение от времени
2) координаты центров масс, составляющих ТКА, X/= Xj(t\ yt = У,(1\
г;=г,(/);
3) положения центров масс на различных этапах полета
r,=r,(4 z, = z,(z).
4) массовые моменты инерции ТКА относительно главных осей - главные мо-
менты инерции на различных этапах полета / v, IY, Iz .
10 .2. Центровка транспортного космического аппарата
Центровка ТКА - это обеспечение требуемого положения его центра масс от-
носительно строительных осей на всех участках полета.
Центровка обеспечивает: устойчивость объекта, качество движения, эфФеК
68
_нОсть исполнительных органов системы управления движением, динамические
^актеристики ТКА и прочие показатели.
При центровке составляется массовая сводка аппарата (табл. 10.1) для всех
характерных моментов полета в строительных осях Xст, , ZCT.
Таблица 10.1
Массовая сводка для одного из моментов полета

помещают на оси симметрии ТКА в крайнюю ле-
Начало строительных осей
вую или правую точку (рис. 10.1).
Рис. 10.1. Размещение строительных и связанных осей КА
! Координаты центра масс аппарата в строительных осях:
= ~
Ёт. Ёи1 Ёт.
1=1 /=1 1=1
Полученные таким образом координаты центра масс ТКА определяют начало
связанной системы координат и орбитальной подвижной системы координат.
10 .3. Инерционные характеристики аппарата
Массовые моменты инерции рассчитывают по формулам, составленным на
'’Слове теоремы Гюйгенса-Штейнера. Согласно этой теореме момент инерции Iх
ТвЛа массой т1 относительно некоторой оси Хс равен сумме момента инерции IXi
^ег,а относительно оси, проходящей через центр масс тела параллельно данной оси,
Низведения массы тела на квадрат расстояния между осями.
г Целесообразно вначале вычислить моменты инерции составляющих масс от-
69
носительно осей, проходящих через их центры массы:
1Х1= + ; 1„ =/(х?+у?)р,Л,, (10.2)
где: х,, у,, z, - координаты элементарных частей массы т, в системе координат
Xjt У,, Z(; р(, V( - элементарные плотности и объемы.
Массовые моменты инерции относительно связанных осей аппарата:
/x=E[/»+'”ita+za)](
/=1
^=£[/«+«<(4+4)1 «юз)
1=1
h =Ё[Л,+'”|(4+Л2,)].
где xa,ya,zct - координаты центров масс т, в связанной системе координат.
Напомним, что моменты инерции относительно главных осей ТКА называются
главными моментами инерции. Относительно главных осей инерции центробежные
моменты инерции равны нулю.
Запишем уравнения центробежных моментов инерции:
/jYy = J xj'tZw; = jyzdm; lxz=jxzdm. (10.4)
Из (10.4) следует, что центробежные моменты инерции симметричны относи-
тельно своих индексов Iдт = IiX, IYZ = IZY, I xz = ^zx
Главные оси, проходящие через центр масс ТКА, называются главными цен-
тральными осями инерции, а моменты инерции относительно этих осей - главными
центральными моментами инерции.
При компоновке космического аппарата следует иметь в виду следующие об-
стоятельства.
При увеличении моментов инерции увеличиваются затраты рабочего тела на
угловую стабилизацию и ориентацию, снижается оперативность. КА с длительной
стабилизацией вращением должен иметь максимальный момент инерции относи-
тельно стабилизирующей оси. КА с вытянутым эллипсоидом инерции может пассив-
но стабилизироваться относительно орбитальной системы координат
10 .4. Экспериментальное определение массовых моментов инерции
Массовые моменты инерции КА определяют экспериментально следующим
образом. Подвешивают КА на гибком упругом тросе
(рис. 10.2). Поворачивают КА на некоторый угол у, закру-
чивая при этом гибкий трос, а затем отпускают. В резуль-
тате под действием упругих моментов троса возникают
колебания КА относительно оси X. Уравнения колеба-
ний КА на тросе имеют вид I ху = -су . где 1Х - момент
инерции КА относительно оси Хс', с - жесткость троса
Круговая частота колебаний со2 = с/1х .
Период колебаний Т = 2л/со = 2Пу/1х /с .
Используя значения жесткости троса и периода
колебаний, рассчитывается момент инерции КА по фор-
Рис. 10.2. Схема
подвеса КА
70
муле 1% - Т2с/4п2
Моменты инерции относительно других осей определяют аналогично.
Контрольные вопросы и задания
1 Перечислите инерционно-массовые характеристики ТКА.
2. Изобразите возможные положения строительных осей ТКА
3. Как изменяется положение центра масс ТКА в полете?
4. Функциями какого параметра являются инерционно-массовые характери-
стики ТКА?
5. В чем отличия между главными моментами инерции и главными централь-
ными моментами инерции?
6. Какие моменты инерции определяются в эксперименте, изложенном в под-
разд. 10.4?
7. Что влияет на точность результатов эксперимента, изложенном в под-
разд. 10.4?
11. СТОИМОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Стоимостные показатели зачастую определяют целесообразность разработки
изделий. Приведем несколько примеров. Автомобилестроители США полагают, что
увеличение стоимости автомобиля на 5 долларов из-за ее доработки - большая
сумма. В производстве автомобиля существенно изменение на два-три цента стои-
мости отдельного элемента. Таково оценивание ведущих мировых производителей
автомобилей. Но автомобиль является изделием массового производства для про-
изводителя и изделием единичного потребления для покупателя. Дополнительные
затраты, выраженные в долларах и центах, снижают конкурентную способность из-
делия
Космические аппараты, в отличие от автомобилей, не являются массовыми,
но очень дорогими промышленным изделиями. Они состоят из большого множества
элементов, которые в сумме образуют большую стоимость. Затраты должны быть
оправданы Поэтому при разработке КА необходимо считать не только его стои-
мость, но и цену каждой детали, операции. Стоимостные показатели необходимо
включать в комплексный показатель качества.
Стоимость проектирования относительно полных затрат на КА составляет не-
большую часть Но от проектных решений зависят полные и частные затраты, зави-
симости которых рассмотрены в этом разделе
11.1. Стоимостные показатели
Для изделий характерны различные стоимостные показатели. К ним относятся
стоимости разработки, производства, эксплуатации и др. Для сложных наукоемких
изделий существенна стоимость научно-исследовательских и опытно-
конструкторских разработок.
В разд. 2 введено понятие полной стоимости системы Полная стоимость КА
складывается из стоимостей разработки, производства, запуска и летной эксплуата-
ции:
= +^-прз +^-зап +1-лэ- (11.1)
Стоимость летной эксплуатации включает затраты на снятие КА с эксплуата-
ции.
В стоимость разработки входят стоимости проектирования и опытно-
конструкторской разработки (ОКР)
71
Стоимость запуска состоит из стоимости наземной эксплуатации КА и стоимо.
сти его выведения на орбиту
(• зал = нэ + ^'вв (П .З)
Тогда с учетом (11.2) и (11.3) формула полной стоимости (11.1) примет вид
= (-пр + ^ОКР прз (^нэ + (• вв + (^лэ • (11 -4)
Значение каждого слагаемого (11.4) относительно полной стоимости зависит
от многих обстоятельств, в том числе от конкретного типа КА, степени использова-
ния унифицированных узлов, внедрения новых решений, количества производимых
изделий, производства, времени летной эксплуатации и пр. Для конкретного типа
изделий одного предприятия устанавливаются довольно точные соотношения между
слагаемыми. Если указанные соотношения не известны, то для первого проектного
решения можно воспользоваться следующим распределением затрат в процентах;
проектирование - 3...6; опытно-конструкторские работы - 20... 40; производст-
во - 20...30; наземная эксплуатация - 5... 15; выведение - 10...30; летная эксплуата-
ция-0,1...15.
Значения слагаемых затрат (11.4) подлежат уточнениям, которые изложены
ниже.
Начнем рассмотрение уточнений со стоимости летной эксплуатации КА. Она
зависит от времени:
Слэ=(0,01...0,02)СЛэ. (11.5)
где тдэ - продолжительность летной эксплуатации в годах.
Стоимость запуска, определяемая стоимостями ракеты-носителя и наземной
эксплуатации, составляет 2...6 тыс. уде/кг. (уде - условная денежная единица) Для
космических кораблей типа Спейс-Шаттл она поднимается до 17...20 тыс. долл/кг.
Цены зависят не только от стоимости носителя, но и от полноты его загрузки При-
веденные стоимости ориентированы на выведение полезной нагрузки на высоты в
200..250 км. Увеличение высоты приводит к повышению стоимости выведения и за-
пуска.
Зная относительное распределение стоимостей (11.4) и удельную стоимость
запуска, можно приближенно определить полную стоимость КА, а также стоимости
его проектирования, ОКР. разработки, наземной и летной эксплуатации по статисти-
ческим данным. Эти значения также требуют уточнения.
Формула (11.4) довольно просто дополняется стоимостью топлива, которую
определяют через его удельные стоимости:
с. = Со, +С„ = Сттт +Cromw, (116)
где Сок, Сго - стоимости единицы массы окислителя и горючего.
Таблица 11-1
Удельные стоимости компонентов топлив
Компоненты и топлива Керосин Азотный тетроксид НДМГ Жидкий кислород Жидкий водород Твердое топливо
Стоимость, уде/т 500 900 1000 300 900 750...3000
При оценивании стоимости РДТТ необходимо учитывать стоимость заполн
ния двигателя твердым топливом. . и
Стоимостные затраты уточняются рыночными ценами отдельных изделии
операций. Ниже приводятся различные стоимости в условных денежных единицах
Коммерческие запуски КА на PH «Протон» обошлись заказчикам в 70 млн.
ярт 1996г). Стоимость PH «Союз» на июнь 1996 г составляла 4,510 млн. Стои-
' ость запуска 1 кг массы на стандартную орбиту в 1985 г составляла. «Протон» -
1000 «Союз» - 1700; «Зенит» - 2000; «Ариан» - 5500; «Шаттл» - 17000. Стоимость
чяпуска PH “Штиль" с подводной лодки - 4-5 млн. Стоимость запуска КА с помощью
pH «Старт-1.2» составляет 8.5 млн.
для быстрого приближенного оценивания стоимости разработки КА можно
воспользоваться более простой зависимостью
С = С
'-•рзр vm"‘koh’
(11.7)
где wkoh ’ стоимость разработки единицы массы и сухая масса КА.
Недостаток определения стоимости по (11.7) состоит в том, что удельная
стоимость разработки имеет большой разброс: См=10...100 тыс. уде/кг. В отдель-
ных случаях она превосходит указанные величины, что характерно для КА, созда-
ваемых в интересах фундаментальной науки. Большой разброс удельных стоимо-
стей объясняется большими затратами на внедрение новых научно-технических
идей, а также различной стоимостью производства. Для конкретного разработчика и
конкретных КА рассматриваемая стоимость имеет малый разброс значений и суще-
ственно зависит от страны-производителя.
11.2. Стоимости производства изделия
Рассмотрим зависимости, позволяющие более точно рассчитать стоимость
производства небольшого изделия - элемента КА.
Экономическая теория рассматривает стоимость товара как стоимость труда и
сырья [2, 13]. Согласно этому утверждению запишем
С™ = Gp + с*. (11.8)
Если в сырье еще не вложен труд, то его цену определяет акцизный налог.
Стоимость труда складывается из заработной платы и прибыли
<Ч=Сзп+<’приб (11-9)
Заработная плата определяется почасовой оплатой, коэффициентом квали-
фикации и общественно необходимым временем на производство товара
К. Gn=QnMoH (11.10)
Прибыль согласно (11.9) составляет часть стоимости труда. Поэтому она на-
НеК0Т0Р0Й ПРОПОР^ИИ с заРаботной платой. Тогда стоимость товара с уче-
Гдв ^приб • коэффициент прибыли.
Мос_ Зависимость стоимости товара (11.11) не учитывает всех расходов. В стои-
ь изделия промышленного предприятия включают стоимость израсходованных
производства, налоги, накладные расходы и затраты на социально-
^омические нужды. С учетом этих расходов стоимость производства изделия, за-
^*<ная на основании (11,11), примет вид
(-'изд = ^'зргЛкв^он V +^приб)+^ сп нал + нам + ^ сэп (11.12)
где С г ~
ГОе сп’ ’- нал> нак> ^сэп ’ стоимости израсходованных средств производства, нало-
• Складных расходов и социально-экономических нужд предприятия.
73
Стоимость средств производства состоит из амортизационных расходов
стоимости материалов и комплектующих, транспортных и энергетических расходов
Ссп = С-ам+С мктр эн (11-13)
Включим (11.13) в (11.12) и некоторые стоимостные составляющие предста-
вим в виде коэффициентов, получим
изд = зргЛкв^он 0 + ^приб Унал^нак^снп + ам + ^мк ^'тр + ^ эн ) (1114)
где налоговые начисления, накладные расходы и социальные нужды предприятия
учтены в виде коэффициентов. Приведем рациональные значения коэффициентов
A„=0,7...2,5; Апри6=0,15...0,25; *нал = 1,5...2,5; ктк = 1,2...1,4; = 1,1... 1,2.
Заметим, что выше приведены рациональные на наш взгляд значения коэффициен-
тов, а не их быстро изменяющиеся значения.
Запишем (11.14) как стоимость производства в более компактном виде
прч ~ ^•зрп^-кв^он^сэ + ( СП • (1115)
где = (1 + Лпрлб )^нал^нак^снл ’ коэффициент социально-экономический.
Зависимость (11.15) позволяет рассчитывать стоимость производства любого
изделия.
11.3. Зависимость стоимости разработки космического аппарата
от унификации его элементов
Унификация в технике означает приведение различных видов изделий к ра-
циональному минимуму типоразмеров, марок, форм, свойств.
Приведем определение унификации, выработанное постоянным комитетом
ИСО (международной организации по стандартизации).
«Унификация - форма стандартизации, заключающаяся в объединении в
один, два и более документов (технических условий) с таким расчетом, чтобы рег-
ламентируемые этим документом изделия можно было взаимно заменять при упот-
реблении».
Иными словами, унификация - форма стандартизации, заключающаяся в ра-
циональном ограничении номенклатуры объектов материального производства в
результате которого повышается их взаимозаменяемость, сокращаются затраты
производства и эксплуатации.
Унифицированные изделия приводятся к единообразию способов их изготов-
ления, сборки, испытаний и эксплуатации. Характеристики унифицированной техни-
ки проверены в процессе испытаний и эксплуатации. Ее использование на созда-
ваемых КА сокращает объем ОКР, денежные, временные затраты и пр. Но унифика-
ция имеет и отрицательные стороны. Она препятствует внедрению новых, ориги-
нальных изделий с лучшими характеристиками.
Показатели унификации определяются количеством деталей, массой, трудо-
емкостью и стоимостью. Будем использовать массовый коэффициент унификации,
определяемый отношением массы унифицированных элементов к сухой массе КА:
Аун = Wyj, / тс. В практике проектирования 80-х годов сложилось мнение, что вновь
создаваемые КА должны содержать около 30% новых элементов и 60% проверен-
ных практикой унифицированных. Развитие САПР и жесткая конкуренция заставля-
ют пересматривать указанное распределение. На уровень унификации влияют при-
нятые показатели качества и эффективности.
Согласно (11.2) стоимость разработки изделий зависит от стоимостей проек-
тирования, ОКР и производства. Представим затраты на ОКР в виде суммы затрат
на материальную часть для проведения ОКР и вложенный в ОКР труд
74
^-(JKP = ^'OKP + OKP (1116)
Оплата труда при проведении ОКР составляет (5... 12)% от материальных за-
трат Поэтому оплату труда и сопутствующие социально-экономические расходы
можно учесть через статистические коэффициенты
^ окр = окр^окР’ (11-17)
где ^окр = (1.2. 1,63) - коэффициент, учитывающий трудовые затраты на проведе-
ние ОКР и социально-экономические расходы. Рост этого коэффициента по сравне-
нию с долей оплаты труда в (5.. 12)% объясняется учетом налогов, накладных рас-
ходов, прибыли и социально-экономическими расходами предприятия. Заметим, что
стоимость проектных работ составляет (8... 12)% стоимости ОКР
Материальные затраты ОКР учитывают стоимости изделий для испытаний и
вспомогательного оборудования. Испытаниям подвергаются бортовые обеспечи-
вающие системы, несущие конструкции и целевые системы КА. Но целевые системы
создают заново и испытывают как новые. Поэтому стоимость ОКР целевых систем,
как правило, не зависит от унификации. Обеспечивающие системы и несущие конст-
рукции имеют унифицированные элементы. От количества унифицированных эле-
ментов зависит количество испытываемых образцов и затраты на ОКР. Кроме того,
проводимые испытания необходимо разделить на автономные испытания (АИС)
систем и конструкций и комплексные испытания (КИС) КА, так как затраты на их про-
ведение существенно отличаются друг от друга.
Учитывая вышеизложенное, запишем зависимость материальных затрат ОКР
служебных систем, несущих конструкций и КА в целом без учета целевых систем:
Л’1 №
/’м _ /'V/’OKP.-AHC 4- Vr’OKPnAHC . /’КИС „КИС VI J. t \ (11
COKP босЛбосг +2-CK0H/nK0K/ +t KA ЛКА К* + Лоб*- (11.18)
где - стоимости /-й бортовой обеспечивающей системы и j-й конструк-
ции, изготовленных для испытаний; ,п^ - число испытаний z-й бортовой
обеспечивающей системы и j-й конструкции; С^сл^с - стоимость комплексных
испытаний КА и число КА, представленных для проведения комплексных испытаний:
^об - коэффициент, учитывающий стоимость вспомогательного оборудования для
проведения испытаний.
Стоимости БОС и конструкций, предназначенных для испытаний, оцениваются
через их удельные массовые стоимости и массы:
/’ОКР -ЛОКР^, /’ОКР _/’ОКРт /ц
l-'6oci '-’6oci "*/ коф '•кон/ '"у (11.1 У)
Удельные стоимости (тыс. уде/кг) бортовых систем и элементов на период ос-
воения серийного производства приведены в табл. 11.2.
Таблица 11.2
Удельные стоимости подсистем КА
Подсистемы КА Элементы подсистем КА Уд. стоим
Целевая аппаратура Радиоретранслятор 3,5
Антенно-фидерное устройство 4.4
Бортовая система сбора информации 1,75
Обеспечивающие системы
Исполнительные Гиродины (точность Г) 2,2
двигатели СУД Двигатели ориентации 1,4
Маршевая двигательная установка (МДУ) 2.5
75
Продолжение табл. 11.2
Подсистемы КА Элементы подсистем КА Уд. стоим.
Обеспечивающие системы
Элементы СЭС Панели солнечных батарей (тыс. ye/кв. м) 15
Приборы преобразования электроэнергии СЭС 10
Аккумуляторы СЭС 0.6
Элементы СТР Элементы СТР 3.8
Приборы управления СТР 2,1
Прочие элементы Бортовая кабельная сеть 1,0
Преобразователи системы управления 2,8
Система радиотелеметрии 1.5
Количество изделий для испытаний зависит от многих обстоятельств, как и их
стоимость. Для первого расчета можно пользоваться следующими данными.
Количество стендовых испытаний неунифицированных элементов БОС со-
ставляет в среднем 30 единиц, а для унифицированных - 10. Число стендовых ис-
пытаний неунифицированных конструкций равно 25, а унифицированных - 5. Из
приведенных значений следует, что унифицированные изделия проходят меньше
испытаний, что снижает стоимость ОКР
Удельные стоимости элементов конструкции на период освоения серийного
производства приведены в табл. 11.3.
Т абл ица 113
Удельные стоимости конструкций (тыс. уде/кг)
Элементы конструкции Уд. стоим
Корпус КА 0,48
Приборная рама 0,24
Система отделения от носителя 0,99
Механизмы раскрытия элементов конструкции 1.11
Прочие элементы конструкции 0,51
11.4. Затраты на серийное производство
Затраты на серийное производство складываются из затрат на производство
несущих конструкций и затрат на производство обеспечивающих систем:
Спр,=сг+сг (11.20)
Затраты на серийное производство несущих конструкций складываются из за-
трат на освоение серийного производства и программу выпуска и зависят от количе-
ства КА для освоения серийного производства и в программе выпуска. Обе части за-
трат (11.20) определяются через удельные массовые затраты и производимые мас-
сы. Величина затрат на серийное производство несущих конструкции
CS? = С^т^, (1^, + , (11.21)
где ^кои * стоимость производства единицы массы несущей конструкции; - ко-
личество КА на этапе освоения серийного производства; -Vnporp - количество КА в
программе выпуска В случаях использования унифицированной несущей конструк-
ции этап освоения ее в серийном производстве отсутствует и NKe =0.
Затраты на серийное производство бортовых обеспечивающих систем рас-
76
считываются аналогично затратам на несущие конструкции. В формуле для расчета
затрат на серийное производство обеспечивающих систем учитывается разница в
удельных стоимостях различных систем. Эта формула имеет следующую запись:
CS’=SC&0«!1(^.+'Vnpon,). (11.22)
В (11.22) для унифицированных систем ^в=0.
11.5. Стоимость эксплуатации космических аппаратов
Ресурсоемкое™ различных систем эксплуатации сравнивают по коэффициен-
ту стоимости эксплуатации
К. = сэ А или Кю = снз А (11 -23)
Указанные коэффициенты имеют значения: /Сэ=0,2...0,4; /CH3=0,08...0,12.
Основные операции наземной эксплуатации КА и их доли в отношении к
общим эксплуатационным расходам:
Транспортировка ... 0.12
Приемка и хранение ... 0,05
Охрана ... 0.10
Подготовка к запуску:
Такелажные и монтажно-демонтажные работы ... 0,07
Автономные испытания ... 0,14
Комплексные испытания ... 0,14
Диагностика ... 0,9
Заправка компонентами топлива и зарядка сжатыми газами ... 0,16
Вывоз РКН на СК... 0,02
Работы на СК ... 0,11.
В перечисленном выше списке операций приведены доли затрат на исполне-
ние, отнесенные к общей стоимости наземной эксплуатации.
В анализе ресурсоемкое™ различают прямые и косвенные С'* эксплуата-
ционные расходы. Прямые эксплуатационные расходы включают затраты на приме-
нение и подготовку к применению техники, а также затраты на содержание персона-
ла. К косвенным эксплуатационным расходам относятся все виды затрат на содер-
жание техники и персонала, не имеющих непосредственное отношение к примене-
нию техники. Прямые эксплуатационные расходы
Q =(0,55...0,9)С, (11.24)
Эти расходы зависят от типов КА, наземной техники и структуры систем экс-
плуатации.
Контрольные вопросы и задания
1 Какие составляющие включены в полную стоимость ТКА?
2. Назовите основные формулы для расчета стоимостей ТКА. В каких случаях
следует использовать те или иные формулы для расчета стоимостных показателей’’
3. От каких параметров зависит стоимость выведения полезной нагрузки на
стандартную, на рабочую орбиту?
4. От каких параметров зависит стоимость ОКР?
5. От каких параметров зависит стоимость производства изделий?
6. Запишите зависимости для определения стоимости выведения ТКА на
стандартную орбиту.
7. Запишите зависимости для определения стоимости запуска КА на его рабо-
чую орбиту
8. Запишите зависимости для определения стоимости проектирования ТКА.
9. Запишите зависимости для определения стоимости детали.
77
12. ПЕРВОЕ ПРОЕКТНОЕ РЕШЕНИЕ, АНАЛИЗ И СИНТЕЗ
В настоящем разделе рассматривается содержание главных этапов ранней
стадии проектирования ТКА, включающих первое проектное решение, анализ и син-
тез.
12.1. Основные определения
Системное проектирование целесообразно начинать с первого проектного
решения. В итоге ранней стадии проектирования отыскивается наилучшее решение
Поскольку транспортные космические аппараты относятся к сложным наукоемким
системам, в процессе их проектирования проводятся проектные исследования Со-
ставными частями исследования являются анализ и синтез.
Приведем определения и основные процедуры задач анализа и синтеза в сис-
темной постановке.
Анализ (от греческого слова analysis - разложение, расчленение) - процедура
расчленения предмета (явления, процесса), свойства предмета или отношения ме-
жду предметами на части.
Процедуры анализа входят органической составной частью во всякое научное
исследование и обычно образуют его первую стадию. Но и на других стадиях анализ
сохраняет свое значение, выступая в единстве с процедурами исследования и про-
ектирования
Существуют различные виды анализа, в частности, аналитический и экспери-
ментальный. В проектировании проводится аналитический анализ. Его процедуры
построены на различных математических моделях и их расчетах. Анализ экспери-
ментальный проводится при ОКР, испытаниях и натурных экспериментах.
В проектном анализе рассматривается влияние проектных параметров и раз-
личных факторов на показатели качества объекта при выбранных компоновочных
схемах или обликах. Например, анализируется зависимость полезной нагрузки ТКА
моноблочной компоновки от начальной перегрузки. Эта и другие задачи анализа
важны для установления влияния величины проектного параметра на показатели
качества.
Следует различать анализ и декомпозицию. Последняя является принципом
или методом системного проектирования.
Анализ и системный анализ - это разные понятия и процедуры. В отличие от
анализа системный анализ рассматривается как группа методов проектирования
Процедурой, обратной анализу, является синтез
Синтез (от греческого слова synthesis - соединение, сочетание, составление),
соединение различных элементов, сторон объекта в единое целое - систему
В проектном синтезе создается объект с желаемыми свойствами. При систем-
ном проектировании желаемые свойства определяются критериями пригодности, оп-
тимальности и превосходства.
Проектным синтезом называется комплекс совместных действий, направ-
ленных на получение желаемых свойств объекта. Основной отличительный признак
проектного синтеза состоит в соединении действий, направленных на достижение
желаемого результата.
Если проектный синтез проводится по критерию пригодности, то он называет-
ся просто синтезом, если по критериям оптимальности, то - оптимальным синте-
зом. Существует понятие и системного синтеза.
Системный синтез - это синтез, основанный на системном подходе и сис-
темной методологии. Изучению системного синтеза предшествует овладение сис-
темной методологией. В настоящем разделе излагаются лишь некоторые элементы
системного синтеза
78
12.2. Первое проектное решение
Системное проектирование нового ТКА целесообразно начинать с получения
первого проектного решения. Его цель состоит в определении основных проектных
параметров и показателей характеристик, а также облика объекта в виде КССх. При
этом учитываются основные факторы, влияющие на проектное решение. На этом
этапе обычно выбирается наипростейшая исходная компоновочная схема объекта,
для нее определяются значения комплексного показателя качества. Проектные мо-
дели относительно несложные. Полученное решение принимается как опорное.
Перечислим основные задачи первого проектного решения ТКА: 1) разработка
концепции; 2) формирование модели черного ящика; 3) выбор компоновочной схемы;
4) баллистическое проектирование; 5) определение потребной характеристической
скорости; 6) расчет массово-энергетических характеристик; 7) компоновка; 8) расчет
массово-инерционных характеристик; 9) расчет стоимостных показателей; 10) опре-
деление комплексных показателей качества.
Предположим, что тема проекта сформулирована в следующей редакции:
«Высокоорбитальный разгонный блок». Возможную концепцию кратко можно сфор-
мулировать следующим образом: обеспечить высокие заданные показатели качест-
ва РБ.
Тема актуальна при окупаемости проекта в течение четырех лет при запуске
за этот срок двадцати КА. Новизна темы в ее постановке. Необходимо определить
ограничения показателей качества и в первую очередь - стоимости.
Модель черного ящика собирает множество показателей и дает представле-
ние об основных результатах, которые необходимо получить в результате проекти-
рования.
Модель черного ящика (рис. 12.1) содержит прямоугольник (черный ящик),
входы (исходные данные), выходы (конечные результаты) и среду. В прямоугольни-
ке представлены некоторые проектные параметры, такие как угол поворота вектора
скорости в перигее, удельный импульс маршевого двигателя, соотношение секунд-
ных расходов окислителя и горючего, вид компоновочной схемы, формы элементов,
число элементов. Указанные и другие параметры проектировщик может выбирать в
процессе проектирования.
В состав исходных данных входят: начальная полная (стартовая) масса ТКА,
высоты начальной и рабочей орбит, их наклонения и др. Для ТКА может быть задана
сложная схема перелета. В таком случае значений высот и наклонений орбит в ис-
ходных данных будет больше.
В конечные результаты включают: относительную массу полезной нагрузки
массы составных частей ТКА, различные показатели стоимости, конструктивно-
силовую схему и другие показатели, такие как надежность, живучесть и пр.
Среда (рис. 12.1) представлена двумя частями. Одна часть включает физиче-
скую среду, куда отнесены факторы полета и обитания на Земле. Другая часть объ-
единяет элементы технической суперсистемы, т е. ракету-носитель, агрегаты назем-
ного технологического оборудования и наземные сооружения для эксплуатации ТКА.
Структура первого проектного решения ТКА (рис. 12.2) выполняется после форми-
рования концепции и построения модели черного ящика. Эта структура определяет
Последовательные решения без обратных связей и итераций. На входах и выходах
элементах структуры обозначены основные показатели отдельных проектных задач
Указанные показатели могут быть дополнены другими, определяемыми зависимо-
стями, не включенными в учебное пособие. Стрелки, расположенные вверху прямо-
угольников, означают ввод альтернатив Рассмотрим эти альтернативы.
При баллистическом проектировании выбирается схема перелета, компоно-
вочная схема, значения удельных импульсов и др.
79
СРЕДА ФИЗИЧЕСКАЯ
Космический вакуум
Гравитационное поле
Магнитное поле Земли
Другие факторы обитания в космосе и на Земле
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ
Начальная масса Мо
Высоты начальной и рабочей орбит
Наклонения начальной и рабочей орбит
Допустимые значения показателей качества
КОНЕЧНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ:
Относительная масса полезной нагрузки
Масса полезной нагрузки
Полная стоимость
Стоимость выведения кг массы на
рабочую орбиту
Конструктивно-силовая схема
Другие показатели
СРЕДА ТЕХНИЧЕСКАЯ
Параметры зоны полезного груза PH
Диаметр стыковочных узлов PH и ТКА
Параметры зон полезных грузов наземных транспортных средств
Геометрические параметры монтажно-испытательных корпусов
Другие показатели
Рис. 12.1. Модель черного ящика транспортного космического аппарата
Число элементов
Рис. 12.2. Структура первого проектного решения
Расчет потребной характеристической скорости возможен при разных законах
управления вектором тяги двигателя.
Массово-энергетические характеристики определяют по выбранным значени-
ям массовых коэффициентов.
Компоновка сопровождается выбором формы, числа элементов, назначением
показателей плотности, некоторых линейных размеров.
Расчет инерционно-массовых характеристик сопровождается выбором запол-
нения элементов. Оно может быть равномерным, сосредоточенным, поверхностным,
смешанным и др.
Стоимостные характеристики определяют по формулам разд. 11, ориентиро-
ванным на выбранные показатели качества. Для первого проектного решения реко-
мендуются простейшие зависимости, например (11.7). Стоимостные показатели
уточняются по более сложным уравнениям, приведенным в учебном пособии или
других источниках.
Варианты решений сравнивают по выбранным критериям. Критерии выбирает
лицо, принимающее решение, - главный конструктор. В учебном проектировании
лицом, принимающим решение, является исполнитель проекта - студент.
Результаты первого проектного решения сравнивают со значениями требуе-
мых показателей качества, делают выводы о выполнении или невыполнении задан-
ных требований и рекомендуют дальнейшее улучшение показателей качества по
процедурам.
Первое проектное решение сопровождается оптимизацией проектных пара-
метров. Так в задаче баллистического проектирования в качестве оценочной функ-
ции выбирается обычно суммарная потребная импульсная скорость. Напомним, что
такой выбор справедлив при движении ТКА с большими перегрузками, которые
обеспечивают двигатели больших тяг.
В задаче определения потребной характеристической скорости проводится
минимизация гравитационных потерь скорости, которая зависит от закона управле-
ния вектором тяги двигателя и начальной перегрузки.
При расчете массово-энергетических характеристик оценочной функцией яв-
ляется относительная масса полезной нагрузки. В компоновочной задаче оценочной
функцией может быть функция массы или объема. Целесообразно проводить опти-
мизацию по функции массы при ограничении объема.
В процессе расчета стоимостных характеристик оценочными являются функ-
ции стоимостей. Главные из них - функция полной стоимости ТКА и зависимости для
определения стоимости выведения 1 кг массы на рабочую орбиту КА.
Результаты первого проектного решения - комплекс показателей качества, со-
став и облик ТКА - являются начальными для проектного анализа и синтеза.
Одни из главных характеристик летательных аппаратов, в частности ТКА. -
массовые характеристики. Их показатели должны обладать свойством аддитивно-
сти. Это свойство проверяется при помощи функции
A/0=i>, (12.1)
/=1
где - полная (стартовая) масса ТКА; т, - составляющие ТКА массы. Функция
(12.1) должна быть аддитивной.
Аддитивность — это свойство величин, состоящее в том, что значение вели-
чины, соответствующее целому объекту, равно сумме значений величин, соответст-
вующих его частям при любом разбиении объекта на части.
В рассматриваемом случае полная масса ТКА должна быть равна сумме его
составляющих масс. Это казалось бы простое свойство при проверке его в конце
82
расчета зачастую не выполняется. Невыполнение свидетельствует об ошибке рас-
чета или повторном учете некоторых масс в отдельных составляющих.
Свойству аддитивности должна соответствовать функция полной стоимости и
ее составляющие.
12.3. Процедуры анализа при проектировании
Анализ при проектировании проводится с целью установления влияния про-
ектных параметров и различных факторов на показатели качества объекта, а также
для более точного определения тех или иных показателей.
В задачах анализа, проводимого в интересах системного проектирования ТКА,
выделим следующие процедуры:
; 1) разработку концепции анализа;
2) анализ различных видов компоновочных и иных схем на показатели объек-
та проектирования;
3) декомпозицию объекта проектирования;
4) разработку моделей;
5) построение зависимостей основных показателей характеристик от проект-
ных параметров и факторов среды;
6) анализ чувствительности показателей объекта проектирования к проектным
параметрам и факторам среды;
7) заключение по проведенному исследованию.
Среди задач анализа следует выделить исследование влияния гравитацион-
ных потерь на массовые показатели ТКА.
Для процедур анализа берутся математические модели, модели черных ящи-
ков, структур и компоновочные схемы, приведенные в настоящем учебном пособии,
а также любые другие модели и схемы ТКА, предложенные исполнителями. Модели
проектного анализа значительно сложнее и разнообразнее моделей первого проект-
ного решения.
Приведем примеры. Более точное значение расхода топлива на перелет мож-
но получить при интегрировании уравнений движения, в которых учтено не только
движение центра масс ТКА, но и его движение относительно центра масс [6, 15, 26].
В уравнениях движения учтены реальные возмущения.
Второй пример. Масса топлива ТКА должна покрывать неточность заправки,
гарантийные запасы и заполнение емкостей, топливо в которых не может быть ис-
пользовано при работе двигателя. Расчет указанных дополнительных масс топлива
проводится по соответствующим уравнениям.
Третий пример. ТКА должен иметь запас топлива на ориентацию и угловую
стабилизацию. Указанный запас является составляющей общей массы топлива. Его
значимость оценивается по результатам анализа.
Процедуры анализа включают декомпозицию. Декомпозиция означает разде-
ление, расчленение. Декомпозиция рассматривается как принцип системного проек-
тирования, как прием и как метод.
Метод декомпозиции является одним из основных методов исследования
сложных систем. Его суть сводится к следующему. Исходная система делится на
лодсистемы, а цель — на подцели. Для решения каждой подсистемы пользуются той
методологией, что и для всей системы. Критерием высшего уровня остается кри-
терий сложной системы, в интересах которого должны работать критерии подсистем.
Если в ходе решения подсистемы задача оказывается сложной, то проводится де-
композиция подсистемы. Декомпозиции подвергается в первую очередь иерархиче-
ская структура сложной системы. Можно провести также декомпозицию комплексно-
г° вектора качества сложной системы, алгоритмов, процессов, уравнений и пр.
83
Перечисленные выше процедуры анализа позволяют установить значимость
не учтенных в первом проектном решении обстоятельств.
12.4. Процедуры синтеза в системном проектировании
Синтез в проектировании выполняется с целью получения наилучшего про-
ектного решения Полученные результаты сравниваются по выбранному критерию
или критериям.
В задачах синтеза, проводимого в интересах системного проектирования ТКА,
предлагаются следующие процедуры: 1) разработка концепции синтеза; 2) форми-
рование черного ящика объекта синтеза, соответствующего предполагаемому про-
ектному решению; 3) декомпозиция объекта проектирования; 4) запись критериев.
5) выбор проектных схем и обликов; 6) составление параметрических моделей с вы-
делением проектных параметров: 7) процедуры синтеза; 8) составление структурных
моделей объекта; 9) процедуры синтеза; 10) построение структурно-параметрических
моделей; 11) процедуры синтеза; 12) разработка алгоритма процедур комплексного
синтеза; 13) процедуры синтеза; 14) заключение по проведенному исследованию
В синтезе присутствуют процедуры, названия которых встречались на преды-
дущих стадиях проектирования, разрабатывается концепция, формируется черный
ящик, проводится декомпозиция, записываются критерии и т.д. Но алгоритмы этих
процедур иные Они строятся на методах синтеза. Иными оказываются процедуры
работы с проектными параметрами.
Напомним, что к проектным относят те параметры, которые может изменять
проектировщик, улучшая показатели качества объекта проектирования.
В процессе изложения материала были рассмотрены следующие проектные
параметры: начальные перегрузки, число ступеней, удельные импульсы двигателей
массовые коэффициенты, соотношения компонентов ракетных топлив.
Одна из главных задач проектировщика состоит в том, чтобы определить зна-
чения проектных параметров, соответствующих наилучшим показателям качества
Это достигается решением оптимизационных задач, а также процедурами анализа и
синтеза.
Под оптимальным решением понимают наилучшее в некотором смысле реше-
ние. Указанный смысл определяется функцией оптимизации, которую называют так-
же оценочной функцией.
На различных этапах проектирования в качестве оценочной выбираются раз-
личные функции, устанавливаемые в результате декомпозиции общей проектной
задачи. Например, необходимая суммарная импульсная скорость находится в ре-
зультате оптимизации. Но эта оптимизация имеет частный характер. В процедурах
синтеза по выбранным критериям проектные параметры, соответствующие наилуч-
шему решению, могут отличаться от значений, полученных в частных задачах опти-
мизации.
При синтезе может отсутствовать оценочная функция. В этом случае синтез
проводится по критерию пригодности.
Оценочные функции при оптимальном синтезе выбираются в соответствии с
концепцией проектирования. Ими могут быть функции или функционалы массы по-
лезной нагрузки, полной стоимости ТКА, стоимости единицы массы полезной нагруз-
ки и др.
Процедуры синтеза включают специальные методы и методики. Процедуры и
алгоритмы имеют итерационный логический характер. Широкое использование по-
лучили методы случайного и случайно-направленного поиска.
В общей схеме анализа и синтеза ТКА проводится анализ и синтез его облика
В задачах анализа и синтеза, рассмотренных выше, облик присутствует как конкрет-
84
ное схемное решение, выбираемое из известных или новых. Формирование облика
имеет не только исторический, но и эвристический характер. Возможны формальные
подходы, построенные на известных процедурах анализа и синтеза, которые закан-
чиваются формированием ККСх, КССх или теоретического чертежа. Особенность
проектирования облика заключается в том. что в нем используются графические
прикладные компьютерные программы. При обликовом проектировании расширяет-
ся перечень альтернатив и проектных параметров.
12.5. Проектирование ТКА для заданной полезной нагрузки
В ряде случаев необходимо создать ТКА для заданной полезной нагрузки. Та-
кие задачи ставятся обычно при больших полезных нагрузках, выходящих за преде-
лы ранее достигнутых.
Рассмотрим решение такой задачи на примере разгонного блока. Для удобст-
ва назовем такую проектную задачу «обратной», а рассмотренную выше в других
подразделах и разделах - «прямой».
Первое проектное решение обратной задачи отличается от решения под-
разд. 12.1, прежде всего, исходными данными. Обратимся к рис. 12.2. На входе
структуры этого рисунка вместо начальной массы РБ должна появиться заданная
масса полезной нагрузки /»пн. а массу ракеты-носителя необходимо получить в кон-
це решения.
Баллистическое проектирование обратной задачи в основе соответствует
прямому. Используются все те же формулы, которые не содержат массовых пара-
метров (4.1)...(4.10). Массовые показатели, например масса топлива на перелет, не
определяются на этапе баллистического проектирования.
Расчет потребной характеристической скорости в обратной задаче произво-
дится по (6.18). При этом массовые показатели не определяются.
Массово-энергетические характеристики рассчитываются по зависимостям
разд. 7. Вначале ведется расчет безразмерных коэффициентов, таких как относи-
тельные массы полезных нагрузок ТКА и его ступеней. Массовые коэффициенты со-
ставных частей ТКА выбираются. Оптимизируются ОПП. В результате этих расчетов
по заданной массе полезной нагрузки ТКА определяются все его составляющие
массы включая топливо. Для определения масс топлива используется уравнение
Циолковского и дополнительные уравнения, учитывающие затраты на угловую ста-
билизацию и ориентацию, объем незабора, точность дозирования при заправке, га-
рантийные запасы и др. В итоге определяется полная стартовая (начальная) масса
ТКА.
Рассмотрим особенность компоновки ТКА в обратной задаче проектирования:
предстоит выбор ракеты-носителя. Основное условие выбора состоит в том, что
полная масса ТКА не должна быть более массы полезной нагрузки PH
(12.2)
Выполнение условия (12.2) при значениях полезных нагрузок существующих
PH позволяет произвести выбор PH. Дальнейшая компоновка принципиально не от-
личается от ее выполнения в прямой задаче. Однако на одно существенное обстоя-
тельство следует обратить внимание Полная масса спроектированного ТКА будет
отличаться от полезной нагрузки PH. Тогда PH будет использоваться с недогрузом
Если предполагается установка сопутствующего груза, то показатели ТКА необхо-
димо пересчитать.
Невыполнение условия (12.2) по причине отсутствия PH, способной выводить
полученную массу, приводит к следующим возможным рекомендациям Для выведе-
ния проектируемого ТКА необходимо создание PH под спроектированную полезную
85
нагрузку. Такое решение потребует огромных затрат. Другое решение предполагает
выведение ТКА по частям с последующей сборкой на орбите. В этом случае потре-
буются также огромные затраты. Существуют и иные решения, связанные с созда-
нием ТКА самолетного типа.
Оставшиеся этапы первого проектного решения, включающие расчет инерци-
онно-массовых характеристик, стоимостных показателей и оценивание результатов
проектирования (см. рис. 12.2) для обратной задачи по существу не отличаются от
решения соответствующих задач прямого проектирования.
Контрольные вопросы и задания
1. Каковы цели создания модели черного ящика ТКА?
2. В чем состоит замысел первого проектного решения?
3. Можно ли менять структуру и содержание первого проектного решения (см
рис. 12.2)?
4. Предложите несколько концепций проектного анализа ТКА.
5. Возможна ли оптимизация в проектном анализе ТКА?
6. Сформулируйте одну из концепций проектного синтеза ТКА.
7. Что необходимо для решения задач синтеза ТКА?
8. В чем заключаются особенности обликового проектирования?
9. Приведите примеры целесообразного «обратного» проектирования.
13. АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ
В разделе рассмотрены основные определения, рациональные пути автома-
тизации проектирования ТКА, их основные элементы и некоторые примеры с целью
ориентации обучаемых на современные пакеты прикладных программ, которые по-
зволяют значительно повысить эффективность и качество проектирования.
13.1. Автоматизация проектирования
Под автоматизацией процесса понимают внедрение средств, позволяющих
осуществлять управление его отдельными операциями или процессом в целом
без непосредственного участия человека.
Если процесс автоматизирован полностью, то его называют автоматическим
Это означает, что все управление осуществляется без непосредственного участия
человека. Такой уровень не нужен проектированию, так как оно не исключает, а обя-
зательно отводит главную, творческую роль человеку-проектировщику. Когда про-
цесс автоматизирован частично, т е автоматизированы отдельные операции, то он
называется автоматизированным.
Процесс проектирования, как и многие другие, автоматизируют при помощи
технических средств (компьютеров, графопостроителей, принтеров и пр.) и компью-
терных программ. В результате многие трудоемкие процедуры расчета, графическо-
го изображения, составления текстов, нахождения необходимых значений парамет-
ров, структур, обликов и прочее выполняются в автоматизированном режиме. Авто-
матизации подвергаются часто повторяющиеся рутинные работы. Контроль резуль-
татов автоматизированного процесса остается за проектировщиком.
Следовательно, автоматизация проектирования - это процесс внедрения в
проектирование технических и программных средств, позволяющих проводить
управление и выполнение различных проектных работ без непосредственного
участия проектировщика.
Автоматизация проектирования решает следующие проблемы: 1) повышения
производительности труда; 2) оперативности проектирования; 3) точности расчетов
86
и построения конструкторской документации; 4) снижения стоимости разработки и
производства объектов; 5) создания архива и баз данных.
Средством решения перечисленных и других проблем стали системы автома-
тизированного проектирования (САПР).
САПР представляет собой организационно-техническую систему, состоя-
щую из комплекса средств автоматизации проектирования, взаимосвязанного с
подразделениями проектной организации.
САПР (рис. 13.1) состоит из трех основных частей: коллектива разработчиков
проекта, комплекса средств автоматизации проектирования и коллектива обслужи-
вающего персонала. В состав комплекса средств автоматизации проектирования
входят технические, информационные, программные, методические и организацион-
ные части.
Рис. 13.1. Схема системы автоматизированного проектирования
САПР высокого уровня называют интегрированной. В последней информаци-
онно и организационно объединены все стадии разработки проекта: от ввода пер-
вичного описания объекта до выдачи проекта с необходимым комплектом докумен-
тации. При создании таких САПР должна предусматриваться возможность их со-
вместимости с другими автоматизированными системами, используемыми при соз-
дании новых образцов техники.
Программное обеспечение САПР состоит из следующих основных частей:
конструкторской, расчетной, технологической и специальной. Зарубежные аналоги
указанных частей имеют следующие аббревиатуры. CAD. САЕ, САМ, PMD.
К конструкторской части относят пакеты прикладных программ исполнения
технических чертежей, твердотельного и поверхностного моделирования, например
Компас, Solid Works, AutoCAD, Euclid, Think design и др.
Расчетные компьютерные пакеты Зенит, Космос-М. MathCAD, MatLab и прочие
позволяют определять значения напряженно-деформированного состояния конст-
рукций, их теплового состояния, выполнять многие математические операции.
Специальные пакеты являются основой баз данных, планов работ, координа-
ции разработок.
Однако обилие программ автоматизированного проектирования не решает
всех проблем проектирования. Постоянно возникают новые задачи, которые можно
решить только при помощи новых программ или посредством разработок дополне-
ний к существующим пакетам. Оба пути требуют соответствующих умений и навы-
ков
87
Выбору существующих или разработке новых программ автоматизированного
проектирования предшествует разработка алгоритмов проектирования.
13.2. Алгоритмы проектирования
С развитием системного проектирования понятие алгоритма расширилось
Под алгоритмом стали понимать любое точное предписание, включающее вер-
бальные (словесные) действия и эвристические процедуры.
Такое толкование оказалось возможным, вероятно, потому, что изначально
алгоритм рассматривался «...как одно из основных понятий (категорий) математики
не обладающих формальным определением в терминах более простых понятий, а
абстрагируемых непосредственно из опыта» [2].
Важная роль в проектировании отводится эвристике (от греческого слова «эв-
рика» - «Я нашел»). Поэтому под алгоритмом проектирования следует понимать
точное предписание для решения поставленной задачи и достижения указанной це-
ли. В этих предписаниях должны сосуществовать два компонента: отражающий на-
копленный опыт и эвристический.
Алгоритм характеризуется сложностью (или сложностью описания).
Под сложностью описания алгоритма понимают длину его изображения
т.е. длину записи всех его формул и подстановок
Точные предписания нужны проектировщику для его творческой работы. Ре-
шение проектной задачи предполагает достижение поставленной цели. Определяя
точные предписания, не следует понимать их как полностью формализованные.
Записи проектных алгоритмов должны быть короткими и понятными. Поэтому
введем небольшой перечень символов для записей алгоритмов:
(- начало алгоритма;
) - окончание алгоритма:
Fi - функциональный оператор;
Lj - логический оператор:
Еп - ввод данных;
Ех - вывод результатов расчета;
-> - переход между соседними операторами;
J
Ф и Т - переходы между разделенными операторами.
Под функциональным оператором следует понимать некоторые преобразова-
ния. В настоящей задаче - расчет по формулам. Логический оператор определяет
логику предписания.
Рассмотрим построение проектного алгоритма на примере расчета массово-
энергетических характеристик РБ моноблочного типа с ЖРД, совершающего перелет
по полуэллипсу Гомана с низкой круговой на высокую круговую орбиту. Пусть закон
управления вектором тяги будет иметь вид: v0 * 0,со = 0,Р = const
Составим систему уравнений для расчета массово-энергетических характери-
стик. В нее введем необходимые зависимости из разд. 4. .7. Систему составят сле-
дующие зависимости:
- относительной массы полезной нагрузки РБ
11 - тч» - ^02 fflnH - .. ..
Рпн ,, .. — rn«lHrw2i
^01 ^0\ ^02
- относительной массы полезной нагрузки первой условной ступени моноблока
Мш/1=Мк1' (13.2)
(13.1)
88
- конечных масс условных ступеней
Н» =ехр(-^//уд); (13.3)
- полной скорости от импульса двигателя
“''и +vn>l- <134>
где z - номер импульса двигателя, совпадающий с номером условной ступени;
- гравитационных потерь скорости при работе двигателя
1 7* v.,63784 Г ( „ Л]2
v_,=------------------- 1-еха—~ (73 5)
’ 24И*у^(6378+Л,)4[ \ T„JJ
где радиус Земли в километрах. Расчет гравитационных потерь скорости по этой
формуле проводится итерационным способом. Вначале полной скорости присваива-
ется значение импульсной скорости
(13.6)
Расчет гравитационных потерь скорости на первом шаге проводится при усло-
вии (13.6). Затем выполняется расчет полной скорости по (13.4). Полученное значе-
ние полной скорости используется для повторного расчета гравитационных потерь
скорости по (13.5). Эти расчеты повторяются до выполнения условия
V.(y+i)^1’05vw <137>
(13.8)
где j - шаг итерации.
Скорость КА на круговой орбите
| 398600
\ 6378 +Л,
Расчет гравитационных потерь скорости имеет удовлетворительную точность
при условии
(13.9)
выполнение которого необходимо.
Заметим, что расчет гравитационных потерь скорости проводится при разных
значениях начальной перегрузки п01. Ее нижний предел n0Zmjn = 0,1. Шаг изменения
задается при расчете. Невыполнение (13.9) свидетельствует о том, что начальная
перегрузка мала. Поэтому ее следует увеличивать на один шаг до выполнения ука-
занных условий.
Угловая скорость вращения КА по круговой орбите
398600
Ш|ф' V(6378+6,)3 '
Размерность гравитационного параметра Земли в км3/с2.
Время работы двигателя
(13.10)
уд
(13.11)
® " л0,9,81 Ю-з
где значение ускорения свободного падения у поверхности Земли приведено к при-
нятой в данном расчете размерности.
Относительная масса полезной нагрузки второй условной ступени
-а/|1„-Рли
М-ПН2
(13.12)
Начальная перегрузка второй условной ступени
89
И02 ~ И01/Цк) • (13.13)
Массовый коэффициент РБ а = агас+ас+ая/(1 + апгс). (13.14)
Массовый коэффициент двигательной установки Р = Уд/О + апгс)- (13.15)
Масса пневмогидравлической системы wnrc =апгс/?,т = anrc^oiO “HkiMkz)- (13 16)
Масса двигателя тд =(Гд^)Мо =УдЛ/о|'»о1 =УдМ02п02. (13.17)
Масса обеспечивающих систем тс = “с<"о -М/о|(1-Нп«Мтй) (13.18)
Масса несущих конструкций =ал (13.19)
Масса топлива для первого импульса =M0][l-exp(-vrt//M)]. (13.20)
Масса топлива для второго импульса =(woi -тг|)(1-“Р(->'й//уД)] (13.21)
Таким образом, формулы для алгоритма записаны.
Рассмотрим составление алгоритма. Начнем с уточнения входов и выходов
(рис. 13.2). На входе схемы представлены исходные данные, импульсные скорости,
основные проектные параметры, пределы изменения начальной перегрузки первой
условной ступени и шаг изменения этой перегрузки соответственно. На выходе схе-
Л/оь
А,. о,
йпгс; «к;
у» • /уд;
о,1 < л?о1 < 1;
ZVJoi’O.l
Разгонный
блок
И' = Мпн max :
И01опт J /ИПНтах ’
wnrc; wo;
/Ид , /И ,
и»Т1 • «т2;
/Д1; /дг
Рис. 13.2. Схема входов-выходов
мы записана целевая
функция (масса полез-
ной нагрузки РБ), оп-
тимальное значение
начальной перегрузки
и показатели качества
(максимальное значе-
ние массы полезной
нагрузки РБ. масса
пневмогидравлической
системы, масса несу-
щей конструкции, масса двигателя, масса обеспечивающих систем, массы топлива
первого и второго импульса двигателя, времена работы двигателя при первом и
втором импульсах соответственно).
Таким образом, рассматривается задача оптимизации массы полезной нагруз-
ки РБ. Эту задачу проще и быстрее решать методом последовательного перебора
проектных параметров. Задача оптимизации включает итерационный процесс рас-
чета необходимой характеристической скорости.
Запишем часть алгоритма решения, поясняющую его составление с помощью
приведенных выше символов. Начнем запись с параметров ввода и вывода (входа -
выхода) в соответствии с рис. 13.2:
£,л:(Л/01;й/;//;аПгс;ас;аа;г;''и/;/уд; 0,1<и01<1; Ди01 =0,1): (13.22)
Ex . (IV — Цпнтах, Л()]ОГТГ • пн max ’ ^ПГС > та ’ тд' тс ’ WTl ’ тг2 ’ G1 ’ Гд2 ) •
Далее (13.22) и (13.1)...(13.21) включим в схему алгоритма, получим:
90
F5 F5
(En^i=1-*ll-tFe-* ; Fs->F4-,F5^L,'t^F№->F,l->^‘t^F,->F2^..
Ш.9
Незаконченная выше строка схемы алгоритма может быть использована для расче-
та показателей второй условной ступени. Окончание полной схемы алгоритма будет
иметь вид
“►Лз “>^4 ->^5 ~*Лз ~*Лб "*^7 “^9 ->^20 “*^21 ->£»)• (13.23)
Поясним запись схемы алгоритма (13.23). Обратим внимание на то, что она
состоит из двух строк. Запись / = 1 означает, что далее проводится расчет показате-
лей первой условной ступени. Буква F, свидетельствует о расчете по формуле
(13.8). Логический оператор А, соответствует формуле (13.7). При выполнении не-
равенства (13.7) согласно схеме алгоритма далее проводится расчет по (13.10). Ес-
ли условия (13.7) не выполняются, то дальнейшая процедура расчета адресуется к
Л стрелкой, направленной вверх. Переход процедуры расчета указан стрелкой, на-
правленной вниз, с отметкой 1.7. Эта стрелка находится перед буквой . Указанная
стрелка имеет и другую отметку - 1.9 Вторая отметка справедлива при невыполне-
нии условий логической функции £,, которой соответствует неравенство (13.9).
Заметим, что длину строк схемы алгоритма (13.23) можно уменьшить, что ре-
комендуется проделать на практических занятиях. Она является частью первого
проектного решения, относящейся к расчетам массово-энергетических показателей.
Аналогичным образом записываются и остальные части, что позволяет в дальней-
шем проанализировать влияние проектных параметров, технических решений и
факторов среды на показатели качества ТКА.
Проектный расчет на части делится на основании принципа декомпозиции, ко-
торый в рассматриваемом случае реализован на примере первого проектного реше-
ния ТКА, его структуры (см. рис. 12.2).
13.3. Метод контрольных точек
Расчеты показателей качества по компьютерным программам в ряде случаев
дают неверные решения. Особенно часты ошибки при разработке программ. Поэто-
му необходимы методы быстрой проверки результатов расчета. К таким методам
отнесем метод расчета контрольных точек. Изложим его сущность и содержание
Сущность метода контрольных точек заключается в том, что берутся выбо-
рочные итоговые или промежуточные решения и проверяются при помощи расчета
по ключевым формулам. При этом используется адекватная математическая про-
грамма.
Содержание метода контрольных точек рассмотрим на примере нахождения
оптимального по полезной массе ТКА значения. Для контроля решения можно ис-
пользовать программу MathCAD 7 Pro или ее более поздние версии 8 и 2000.
Пусть в результате решения по программе, составленной на основе схемы ал-
горитма (13.23), получены оптимальные значения начальных перегрузок первой и
второй условных ступеней и соответствующая им относительная масса полезной на-
грузки РБ. Гравитационные потери скорости оказались малы. Тогда для проверки
полученного результата используем формулы (13 1) (13 3) и (13 12).. (13 15) Эти
формулы легко набираются при помощи программ MathCAD и быстро дают необхо-
димый результат.
Аналогичным образом можно проверить значение любого показателя РБ
91
Заметим, что расчет контрольных точек требует значительно меньшего объе-
ма вычислений, нежели расчет по программе, так как проверяются только некоторые
конечные результаты.
Контрольные вопросы и задания
1. Когда проектирование можно считать автоматизированным?
2. Каких результатов следует ожидать от автоматизации проектирования?
3. Перечислите известные программы САПР.
4. Какие проблемы решаются при помощи САПР?
5. Что можно сказать о совместимости известных программ САПР?
6. Приведите определение алгоритма проектирования.
7. Запишите схему алгоритма оптимизации импульсной скорости при неком-
планарном перелете РБ с низкой круговой на высокую круговую орбиту.
8. Сделайте запись схемы алгоритма (13.23) более короткой и удобной для
составления программы.
9. В подразд. 13.3 приведены формулы для приближенного оценивания ре-
зультатов оптимизации. Назовите формулы для более точной проверки результатов
оптимизации относительной массы полезной нагрузки РБ.
14. ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ТРАНСПОРТНЫХ КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ С ДВИГАТЕЛЯМИ МАЛЫХ ТЯГ
Повышение удельного импульса двигателя способствует увеличению массы
полезной нагрузки ТКА (см. разд. 4,5,7). Электроракетные двигатели имеют большие
удельные импульсы, но малые тяги, что приводит к малым перегрузкам ТКА. Малы-
ми считают начальные перегрузки п0 < 0,01, при которых гравитационные потери
скорости и топлива значительно возрастают по сравнению с перелетами при боль-
ших перегрузках. Расчет гравитационных потерь по приближенным формулам
разд. 6 может привести к большим погрешностям. Поэтому для отыскания экономич-
ных программ перелетов требуется интегрирование уравнений движения с оптими-
зацией законов управления. Кроме того, электроракетные двигатели потребляют
много электроэнергии. Поэтому существует ограничение по мощности на борту ТКА
Все перечисленные и другие обстоятельства привели к особым способам проекти-
рования ТКА с двигателями малых тяг.
В данном разделе изложены основные проблемы и уравнения. Более подроб-
но проектирование ТКА с двигателями малых тяг изложено в [5, 6, 28].
14.1. Транспортные проблемы в космическом пространстве и пути их решения
К главным транспортным проблемам в космическом пространстве можно от-
нести следующие:
- снижение затрат на транспортные операции. Стоимость транспортирования в
космосе остается очень высокой:
- переход на многоразовые транспортные системы. В настоящее время ис-
пользуются, в основном, одноразовые дорогие транспортные системы;
- экологию околоземного космического пространства. Области, в которых со-
вершают полеты информационные КА (см. рис. 3.1), становятся опасными. Повыша-
ется вероятность столкновения КА с прекратившими работу аппаратами и их частя-
ми;
- полеты на Луну и планеты Солнечной системы остаются высоко затратными:
- коррекцию орбит для КА с большим временем летной эксплуатации;
- транспортное обеспечение космических станций типа "Мир" и "Альфа":
92
- сборку и транспортировку крупногабаритных конструкций в космосе;
- оперативность транспортирования и др.
Известны различные способы решения транспортных проблем, например-
1) создание топлив, обеспечивающих высокий удельный импульс двигателя;
2) использование двигателей с высоким удельным импульсом; 3) разработка много-
разовых ТКА с целью снижения транспортных расходов; 4) применение солнечного
паруса; 5) построение космического лифта (идея на грани фантастики и реального
инженерного решения); 6) создание двигателей на новых физических принципах.
Кардинальным способом решения некоторых транспортных проблем является
использование электроракетной двигательной установки (ЭРДУ) с высоким удель-
ным импульсом, который составляет 10.. . 100 км/с и более. Тяги, развиваемые элек-
троракетными двигателями (ЭРД), небольшие — от долей до десятков ньютонов. Тя-
га ЭРДУ зависит от числа электроракетных двигателей, увеличение которого приво-
дит к росту массы и объемов ТКА. Таким образом, суммарная тяга ЭРДУ обычно не-
большая. а ускорения ТКА малые. При этом потребляется большое количество энер-
гии, равной десяткам и сотням киловатт.
Для выработки энергии возможно использование ядерных и солнечных уста-
новок.
Межорбитальный буксир с ЭРД и солнечной энергоустановкой (рис. 14.1) со-
стоит из топливного отсека 4. приборного отсека 7, отсека с ЭРД 3. солнечных бата-
рей 1, ЭРД ориентации 5. Солнечные батареи большой площади, с мощностью на
выходе до 100 кВт.
Рис. 14.1. Межорбитальный буксир с ЭРД и
солнечной энергоустановкой: 1 - солнечные
батареи, 2 - блок коммутации и преобразо-
вания напряжения, 3-отсек с ЭРД, 4 -топ-
ливный отсек, 5 - ЭРД ориентации, б - при-
водное устройство поворота центрального
блока со скользящими контактами, 7 - при-
борный отсек, 8 - мачта, 9 - рея
Рис. 14.2. Межорбитальный буксир с ядерным
электроракетным двигателем: 1 - реактор-ге-
нератор, 2-защита от излучения реактора,
3 - штанга реактора. 4 - ЭРД, 5 - преобразо-
ватели электрической энергии, 6 - бак с рабо-
чим веществом, 7 - тепловой излучатель,
8- приборный отсек
В состав межорбитального буксира с ЭРД и ядерной энергоустановкой
(рис. 14.2) входят: реактор-генератор 1, защита от излучения реактора 2, электрора-
кетные двигатели 4, преобразователи электрической энергии 5, бак с рабочим веще-
ством 6, тепловой излучатель 7, приборный отсек 8.
В качестве рабочих тел в ЭРД применяются ксенон, аргон, ртуть и др. Облики
ТКА с двигателями малой тяги заметно отличаются от транспортных аппаратов с
ЖРД больших тяг.
93
При разработках и расчетах ЭРД используется принцип разделения источни-
ков энергии и рабочего вещества, а также принцип ускорения заряженных частиц в
электромагнитном поле.
К достоинствам ЭРДУ, кроме высокого удельного импульса, относят высокую
точность выдачи импульса, а также практическое отсутствие импульса последейст-
вия.
Недостатки ЭРДУ состоят в больших потерях топлива, в результате воздейст-
вия гравитационного поля Земли и других возмущений. Транспортирование больших
грузов приводит к большим массам ТКА. Наличие ядерных установок на ТКА требует
постановки специальной защиты и особой зоны размещения оборудования и грузов
14.2. Массово-энергетические соотношения транспортного космического
аппарата с ЭРДУ
Запишем массу ТКА без полезной нагрузки:
тТКЛ =ть +т, + тп +тс + т« + тт- (1-4.1)
где в правую часть уравнения вошли следующие массы соответственно: двигателей
энергоустановки, конструкции топливного отсека, системы управления двигательной
установки, бортовых обеспечивающих системы ТКА, конструкций ТКА и топлива.
Масса двигателей
"Д = »Л- (1-4.2)
где уд - массовый коэффициент двигателей: - потребляемая двигателями мощ-
ность.
Масса энергоустановки
/иэ = Уэ^э- (14.3)
где уэ - массовый коэффициент энергоустановки; jV3 - вырабатываемая мощность
энергоустановки. Мощность, вырабатываемая энергоустановкой, расходуется, в ос-
новном, двигателями. Поэтому мощности энергоустановки и потребляемые двигате-
лями приблизительно равны. Тогда суммарная масса двигателей и энергоустановки
тд +т,= тд, = Щ + уэ)М, = (14.4)
Масса топлива пропорциональна его секундному расходу и времени работы
двигателей:
mr=mrta. (14.5)
Масса топливного отсека зависит от массового коэффициента и массы топлива
'ито=«то'”т (14 6)
Масса системы управления двигательной установки определяется соответст-
вующим массовым коэффициентом и суммарной массой двигателей и энергетиче-
ской установки:
'ясу=Гсу'лдэ (14.7)
Масса бортовых обеспечивающих систем зависит от соответствующего мас-
сового коэффициента и полной стартовой массы ТКА:
шс=асЛ/(). (14.8)
Масса несущих конструкций ТКА определяется массовым коэффициентом не-
сущих конструкций и полной стартовой массой ТКА:
/и„=а„М0. (14 9)
Потребную мощность двигателей можно определить следующим образом.
Мощность реактивной струи двигателей выразим через коэффициент полезного
действия двигателей и мощность двигателей
94
wp = nA (14.Ю)
КПД двигателя определяется произведением трех КПД: электрических преоб-
разователей, токопроводов и тяговым. Приближенно КПД двигателя равен тяговому
КПД, который изменяется в пределах 0,95-0,97. Тогда мощность двигателей с уче-
том (14.10)
Л. у
л Лд 2Чд 2Чд 2Лд
где в правую часть вошли: полная стартовая масса ТКА, начальная перегрузка, ус-
корение свободного падения на уровне моря, удельный импульс двигателей и КПД
двигателей.
Уравнения (14.1)... (14.11) позволяют определить массовые характеристики
ТКА с электроракетными двигателями. Входящие в указанные уравнения начальная
перегрузка и время работы двигателей можно найти в результате решения уравне-
ний движения ТКА.
14.3. Уравнения движения транспортного космического аппарата
Рис. 14.3. Траектория перелета
ТКА с двигателем малой тяги
между круговыми орбитами
Транспортные космические аппараты с ЭРД, осуществляющие переходы с од-
ной орбиты на другую в окрестностях Земли, движутся по спиралевидным траекто-
риям. Реактивное ускорение в этих случаях медлен-
но изменяет параметры орбиты. Время активного
полета существенно увеличивается. При больших
расстояниях между начальной и конечной орбитами
траектория перелета имеет вид многовитковой спи-
рали (рис. 14.3).
При использовании ЭРД для коррекции и под-
держания орбиты КА участки активного полета могут
быть относительно небольшими.
В проектировании ТКА с двигателями боль-
ших тяг (химическими двигателями) проводится рас-
чет характеристической скорости и ее расход.
Иной расчет в случаях КА с ЭРД. Здесь ра-
кетная тяга может оказаться меньше сил тяготения
и гравитационными потерями скорости пренебрегать нельзя. Приращение скорости
имеет мало общего с характеристической скоростью. Характеристическая скорость
для КА с двигателем малой тяги определяет затраты топлива на маневр, но сама
характеристическая скорость существенно зависит от параметров КА и двигательной
установки.
Движение центра масс ТКА при компланарном перелете рассчитывают (7.1).
При некомпланарном перелете движение центра масс и относительно центра масс
приведены в [28].
Уравнения траекторного движения КА
dv sin 0 Р dQ cosB v2 1 . Р . , Q,
— = — + — cos у/ cos( v - 0): — = (---------) + — cosy/ sm( v - 0);
dt r2 m dl v r r- mv
dr . n du vcos0 P . . ,,,л~
— = vsin0; — =------------------siny/sinwctg/; (14.12)
dt dt r wvcos0
d£l Psin у/ sin и di Psinycosu dm P
— =----------i — =------------- — —--------wT уГд.
dt mvcos0sinz dl mvcosQ dt Iya
95
где ттугп - массовый секундный расход топлива двигателей угловой стабилизации
и ориентации.
Уравнения траекторного движения (14.12) дополняются уравнениями углового
движения
d(ox Мх-Нх
—- = —------со ,,<о, + —д---
1Х * /х
dm 1-1 М-Н
—— = —-------- оксо- + — --—;
dt 1У 1У
dw, Л,-/, М, + Н,
dt ~ I, “’“v + i_
= ш, + tg 1|/(ш sin у + ш, cosy) + ;‘18ltls'"v
dt ? wvcosu
(1413)
d\\j . Psinwcosv
— = co v cos у - <ог sin у---------;
dt wvcosO
dv vcosO 1 , . /’sin2 w sin v
— =---------+------(co sin y + co, cosy)-----------,
dt r cosi|/ ' /MvcosOcosvy
где v,1|/,y - углы тангажа, рыскания и крена соответственно: IX,IV,12 - главные
центральные моменты инерции ТКА относительно связанных осей; cov,cov,coz - про-
екции угловой скорости ТКА на оси связанной системы координат; МХ,Му,М2 - ком-
поненты управляющего момента.
Выражения для проекций гравитационного момента Н на связанные оси име-
ют вид
Нх = (12 - / у )(cos v cos y + sin v sin ц/sin y)(sin v sin ip cos y) ;
H =-^-(Z2-/,) cos \|/sin v(sinY cos v-cosy sin v sin \|/); (14.14)
r3
H2 =-^-(Z -/x)cosM/sin0(cosYcosv + sinYsinvsinig).
Уравнения (14.12)...(14.14) позволяют оптимизировать затраты топлива на
перелет ТКА. Законы управления векторами тяг двигателей определяют потери топ-
лива.
Уравнения (14.12) и (14.13) дополняются возмущающими силами и момента-
ми, возникающими при воздействии на КА атмосферы Земли, магнитного поля Зем-
ли и солнечного ветра.
Контрольные вопросы и задания
1. Каковы принципиальные отличия движения ТКА с двигателями малых тяг от
движения с большими тягами?
2. Какие параметры ТКА с двигателями малых тяг относятся к проектным па-
раметрам?
3. Какой вид имеют активные участки траекторий ТКА с двигателями больших
тяг?
4. Запишите выражение управляющего момента ТКА.
96
5. Запишите уравнения моментов инерции ТКА. входящих в (14.13).
6. Изобразите оси координат орбитальной подвижной системы и связанной
системы.
7. Какими углами определяется положение связанной системы координат?
Обозначения
АИС - автономные испытания.
АФУ - антенно-фидерные устройства,
БОС - бортовые обеспечивающие системы,
ВнеКон - внешние конструкции,
ДОС - долговременная орбитальная станция.
ИУ - измерительные устройства.
КАнт - конструкция антенн.
КИС - комплексные испытания.
КП - космическое пространство.
КС - камера сгорания.
ККСх - конструктивно-компоновочная схема,
МБ - межорбитальный буксир.
НДС - напряженно- деформированное состояние,
НИОКР - научно- исследовательские и опытно-
конструкторские работы,
НКУ - наземный комплекс управления.
ОКР - опытно-конструкторские работы,
ОС (или СС) - обеспечивающие системы (или слу-
жебные системы),
ПН - полезная нагрузка,
ПРН - предупреждение о ракетном нападении,
РаБ - ракетный блок,
РКК - ракетно-космический комплекс.
PH - ракета-носитель.
СИО - система исполнительных органов,
СНН - система навигации и наведения РТМ - ра-
диотелеметрия,
СОТР - система обеспечения теплового режима,
СТР - система терморегулирования,
СУБК - система управления бортовым комплексом.
АТ - азотный тетроксид,
БКУ - бортовой комплекс управления,
БРК - бортовой радиокомплекс,
ДЗЗ - дистанционное зондирование Земли,
ДУ - двигательная установка,
КА - космический аппарат.
КГЧ - космическая головная часть,
КК - космический комплекс.
КрСБ - крыло солнечных батарей,
КСх - компоновочная схема,
КССх - конструктивно-силовая схема,
МТКК - многоразовый транспортный кос-
мический корабль.
НДМГ - несимметричный диметилгидразин.
Нком - несущий комплекс,
О - отсеки,
ОПП - основные проектные параметры,
ПГС - пневмогидравлическая система,
ПО - приборный отсек.
Приб - приборы,
РБ - разгонный блок,
РКН - ракета космического назначения.
СЗБ - сборочно-защитный блок.
СК - стартовый комплекс,
СОиС - система ориентации и стабилиза-
ции,
СРР - система разделения и раскрытия.
СУБД - система управления бортовой ап-
паратуры,
СУД - система управления движением,
97
СЭС - система электроснабжения,
ТВ - телевизионное вещание,
ТГКА - транспортные грузовые космические аппа-
раты,
ТЗП - теплозащитные покрытия,
ТКК - транспортный космический корабль,
ЦС - целевые системы,
ТК - технический комплекс,
ТКА - транспортный космический аппарат,
УП - усилитель-преобразователь,
ЭРД - электроракетный двигатель,
ЭРДУ - электроракетная двигательная установка
Литература
1. Авдуевский В.С., Успенский Г.Р. Космическая индустрия. М.: Машиностроение, 1989. 568 с
2. Большая советская энциклопедия М.: Советская энциклопедия, 1970-1978.
3. Борисов Е.Ф.. Волков Ф.М. Основы экономической теории. М.: ВШ, 1994. 224 с
4. Верхушина Т.П., Долгоруков И.В., Езерский В В , Ермолаев В.И., Пеньков М.М., Ровен-
ский В.Э. Анализ основных направлений развития средств транспортно-технического обеспечения за
рубежом. Информационный бюллетень. Л.: ВИКИ им. А.Ф. Можайского, 1990. 42 с.
5. Гришин С.Д., Захаров Ю.А., Оделевский В.К. Проектирование космических аппаратов с дви-
гателями малой тяги. М.: Машиностроение, 1990. 224 с.
6. ГроОзовский ГЛ.. Иванов Ю.Н, Токарев В.В. Механика космического полета. М.: Наука
1975. 704 с.
7. Езерский В.В., Ермолаев В.И., Кирилкин В.С., Филиппов Н.А., Шаговиков А.В. Исполнитель-
ные органы систем ориентации: Учебное пособие. МО РФ, 1955. 95 с.
8. Езерский В.В., Ермолаев В.В., Кадацкий В.И., Плясунов А.А. Маршевые ракетные двига-
тельные установки: Учебное пособие. МО РФ, 1995 199 с.
9. Инженерный справочник по космической технике / Под ред. А.В. Солодова. М.: МО СССР.
1977. 430 с.
10 Кобелев В.Н., Милованов АГ. Волхонский А.Е. Введение в аэрокосмическую технику М
МГАТУ, 1994. 264 с.
11. Королев С И. Системы обеспечения функционирования космических аппаратов: Учебное
пособие. Ч 1. Лен. мех. ин-т. Л., 1987. 85 с.
12. Космонавтика. Энциклопедия / Гл. ред. В.П. Глушко. М.: Сов. энциклопедия, 1985. 528 с.
13. Липсиц И.В. Коммерческое ценообразование. М.: БЕК, 1999. 354 с.
14. Матвеев Ю.А. Методы исследования модификаций при разработке ЛА. М.: МАИ, 1992
62 с.
15. Механика космического полета /Под ред. В.П. Мишина. М.: Машиностроение, 1989. 406 с.
16. Многоразовый орбитальный корабль «Буран» / Под ред. Ю.П. Семенова, Г.Е. Лозино-
Лозинского, В.Л. Лапыгина и В.А. Тимченко. М.: Машиностроение, 1995. 448 с.
17. Надежность и эффективность в технике: Справочник / Под ред. В.С. Авдуевского и др. М
Машиностроение, 1988-1990.
18. Невский бастион: Научно-технический сборник. Вып. 6. 50 лет КБ «Арсенал» имени
М.В. Фрунзе. СПб., Б&К, 1999. 160 с.
19. Ожегов С.И. Словарь русского языка. М.: Русский язык, 1975. 848 с.
20. Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы) / Под ред
В.П. Мишина. М.: Машиностроение, 1985. 360 с.
21. Основы теории, конструкции и эксплуатации энергетических и двигательных установок
космических аппаратов с неядерными источниками энергии / Под ред. С.В. Тимашова. СПб: ВИККИ,
1992. 512 с.
22. Павутницкий Ю.В. Мазарченков В.А.. Шиленков МВ , Гврасимов А. Б Отечественные ра-
кеты-носители. СПб.: ГМТУ, 1996.176 с.
23. Паничкин Н.И. и др. Конструкция и проектирование космических летательных аппаратов.
М.: Машиностроение, 1986. 344 с.
24. Панкратов Б.М. Основы теплового проектирования транспортных космических систем. М :
Машиностроение, 1988. 304 с.
25. Перегудов Ф.И., Тарасенко Ф.П. Введение в системный анализ. М.: Высшая школа, 1989
386 с.
26. Петухов ГБ. Основы теории эффективности целенаправленных процессов. СПб.: МО
СССР, 1989.660 с.
98
27. Разыграев А.П. Основы управления полетом космических аппаратов. М.: Машинострое-
ние, 1990. 476 с.
28. Салмин В. В Оптимизация космических перелетов с малой тягой. М.: Машиностроение,
1987.208 с.
29. Сафронович В.Ф., Эмдин Л.М. Маршевые двигатели космических аппаратов. М.: Машино-
строение, 1980. 240 с.
30. Тарасов Е. В., Балык В.М. Методы принятия решений при проектировании технических
систем. М.: МАИ, 1993. 50 с.
31. Internet.
99
Оглавление
Введение...........................................................................3
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ПРОЕКТИРОВАНИИ ТРАНСПОРТНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРА-
ТОВ . 8
11 Определения транспортных космических аппаратов и их классификация 3
12 Понятие проектирования ................................ 8
1.3 Системность и системный подход 9
1 4 Сущность системного проектирования 11
1.5 Принципы системного проектирования 13
1 в Концепция проектирования 13
17 Главные вопросы проектирования 14
2. КАЧЕСТВО И ЭФФЕКТИВНОСТЬ В ПРОЕКТИРОВАНИИ 15
2 1 Качество транспортного космического аппарата и его показатели 15
2 2 Эффективность и ее показатели 17
2 3 Критерии качества..... ............................................................................... 18
3 ТРАНСПОРТНЫЕ ЗАДАЧИ 19
3 1 Содержание транспортных задач 19
3.2 Способы и пути решения транспортных задач в космосе .............. 23
3 3 Проектные схемы 28
4. БАЛЛИСТИЧЕСКОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ ................................................... 26
4 1 Законы механики космического полета ............... 28
4 2 Задачи баллистического проектирования транспортного космического аппарата 30
4.3. Выбор траекторий перелета транспортного космического аппарата в грави-
тационном поле Земли при больших перегрузках (п0 2 0.1) ............ 31
4 3.1. Компланарные перелеты .................................................32
4 3 2 Некомпланарные перелеты 33
5 ДВИЖЕНИЕ ЦЕНТРА МАСС КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА 35
5 1 Уравнения движения космического аппарата ...................................................35
5.2. Движение космического аппарата переменной массы под действием реактивной
силы 36
5 3 Формула тяги ракетного двигателя........................................... 37
5 4 Формула КЭ Циолковского ........ 37
5 5 Характеристическая скорость................................................ 38
5.6. Расчет массы топлива на перелет по импульсной скорости для одноступенчатого
транспортного космического аппарата................................................... 38
6 ГРАВИТАЦИОННЫЕ ПОТЕРИ СКОРОСТИ И ЗАКОНЫ УПРАВЛЕНИЯ ВЕКТОРОМ ТЯГИ 40
61 Расход характеристической скорости .............. 40
6 2 Определение гравитационных потерь скорости при перелете ТКА с круговой на
эллиптическую орбиту 41
82 1 Закон управления вектором тяги v0 = 0, о = 0,Р = const ................. 41
б. 2.2. Закон управления вектором тяги v0 * 0, со = 0, Р = const .......................................43
6.3. Зависимость гравитационных потерь скорости от основных проектных параметров............................44
7. МАССОВО-ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ СООТНОШЕНИЯ ТРАНСПОРТНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППА-
РАТОВ 45
7.1 Ступени транспортного космического аппарата ............................... 45
7 2. Обозначения в многоблочном транспортном космическом аппарате 48
7.3. Зависимость относительной массы полезной нагрузки от проектных параметров
многоблочного аппарата с жидкостными ракетными двигателями ............................. 47
7 4 Массово-энергетические соотношения одноблочного РБ с жидкостным ракетным
двигателем...............................................................................48
7 4 1 Условные ступени.. ........... ............................................48
7 4 2 Относительная масса полезной нагрузки первой условной ступени 49
7 4 3 Относительная масса полезной нагрузки второй условной ступени 49
7 44 Относительная масса полезной нагрузки одноблочного РБ при много-
импульсной работа жидкостного ракетного двиеыпеля ...................................... 50
7 5. Массово-энергетические соотношения многоблочного ТКА типа тандем с
ракетными двигателями на твердом топливе 51
7 8 Дальнейшее разделение массовых соотношений транспортных космических
аппаратов с ЖРД......................................................................... 52
7 б 1 Массовые соотношения пневмогидравлической системы 52
7 в 2 Массовые соотношения конструкции гидросистемы 52
7 в 3 Массовые соотношения остатков топлива .......................... S3
7 в 4 Массовые соотношения пневмосистемы ............................. 53
7 6 5 Итоговое разложение массового коэффициента пневмогидросистемы 53
8. ТРАНСПОРТНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ КАК ОБЪЕКТЫ УПРАВЛЕНИЯ 54
81 Управление и управляемость космических аппара’ов 54
8.2 Общие требования к транспортному космическому аппарату при управлении 55
8 3 Размещение ракетных двигателей ..................56
83 1 При движении центра масс......................................... 57
83 2 При движении относительно центра масс............................ 58
8 4 Потери скорости и массы топлива при цилиндрическом и декартовом упрэв-лении 59
9 КОМПОНОВКА ТРАНСПОРТНОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА............................ 80
9 1 Определения задачи и цели компоновки ............................... вО
9 2 Общие требования к компоновке транспортных космических аппаратов 61
9 3 Расчет объемов и выбор форм .....................81
9 4 Компоновка ЖРД и комплексной двигательной установки 64
9 5. Последовательность решения компоновочной задачи 66
9 6 Обликовое проектирование 67
10. ИНЕРЦИОННОМАССОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ 68
10 1 Составляющие характеристик 68
10 2 Центровка транспортного космического аппарата ....................... 68
Ю 3 Инерционные характеристики аппарата 69
10 4 Экспериментальное определение массовых моментов инерции 70
11. СТОИМОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ 71
111 Стоимостные показатели 71
11 2 Стоимости производства изделия.................................... 73
11 3 Зависимость стоимости разработки космического аппарата от унификации его
элементов ...................................................................... 74
11 4 Затраты на серийное производство .................................. 76
115 Стоимость эксплуатации космических аппаратов 77
12 ПЕРВОЕ ПРОЕКТНОЕ РЕШЕНИЕ. АНАЛИЗ И СИНТЕЗ 78
12.1 Основные определения................................................ 78
12.2 Первое проектное решение 79
12 3 Процедуры анализа при проектировании................................ 83
12.4 Процедуры синтеза в системном проектировании ........................ 84
12 5 Проектирование ТКА для заданной полезной нагрузки 85
13. АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ 86
13.1 Автоматизация проектирования........................................ 86
13 2. Алгоритмы проектирования............................................ 88
13 3 Метод контрольных точек............................................. 91
14. ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ТРАНСПОРТНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ С
ДВИГАТЕЛЯМИ МАЛЫХ ТЯГ 92
14 1 Транспортные проблемы а космическом пространстве и пути их решения 92
14 2 Массово-энергетические соотношения транспортного космического аппарата с
ЭРДУ.............................................................................94
14.3. Уравнения движения транспортного космического аппарата...............95
Литература.................................................................98
Никольский Валентин Валентинович
Системное проектирование транспортных космических аппаратов
Редактор Г. В. Никитина
Корректор А. А Баутдинова
Подписано в печать 25. 09. 2001. Формат 60x84/16. Бумага документная. Печать трафаретная.
Балтийский государственный технический университет
Типография БПУ
198005, С.-Петербург, 1-я Красноармейская ул., д.1