/
Автор: Козлов Д.И. Аншаков Г.П. Агарков В.Ф. Антонов Ю.Г. Козлов В.Д.
Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника междупланетные соединения (междупланетные полеты) космонавтика (аэронавтика) авиация конструирование космические аппараты
ISBN: 5-217-02657-Х
Год: 1996
Текст
ББК 39,62
К65
УДК 629.78.001.2
Авторы-. ДИ. КОЗЛОВ, Г П АНШАКОВ, В-ф. АГАРКОВ,
JO Г АНТОНОВ, В.Д КОЗЛОВ, А.В. ЧЕЧИН.
Г.Е. ФОМИН
Рецензент академик РАН В.Н. Jffgpwt
Конструирование автоматических космических аппаратов/
К65 Д.И. Козлов,Г.П. Аншаков, В.Ф. Агарков и др.; Под ред,
Д,И. Козлова. — М/ Машиностроение, 1996. — 448 с.: ил.
ISBN 5-217-02657-Х
Изложены современные методы конструировании Орбитальных автоматичес-
ких аппаратов. На основе анализа целевых задач рассмотрены вопросы выбора
общих Компоновочных схем аппаратов, их отсеков, узлов и агрегатов, состава
и характеристик бортовых систем, методы их моделирования и автоматизиро-
ванного проектирования. Рассмотрены инженерные метода расчета топлоааш.ит-
вык покрытий, силовых конструкций, массовый и инерционных характеристик.
Для инженеров, занятых конструированием космических анпаратов-
2705140400 4Q2
938(01)-96
Без обьяал.
ББК 39.62
ISBN 5-217-02657-Х
©ДИ. Кладов. Г.П- Аншаков,
В.Ф, Агарков и др., 1996
1 of
ПРЕДИСЛОВИЕ
Значительное число орбитальных автоматических космических
аппаратов движутся по низким орбитам.
Низкоорбитальные космические аппараты позволяют решать
широкий .круг народнохозяйственных задач, проводить фундамен-
тальные и прикладные исследования в космосе.
С низких орбит в спускаемых аппаратах может быть возвращено
большое количество полезных грузов при относительно небольшой
стоимости их доставки. Автоматические космические аппараты
обладают способностью длительно работать в условиях космической
радиации. На них могут быть реализованы прецизионные режимы
ориентации, точное поддержание температуры внутри отсеков, а
также созданы благоприятные условия для обеспечения низких
значений микрогравитации.
Особенности низкоорбитальных автоматических космических
аппаратов и решаемых ими задач определяют специфику их констру-
ирования.
Процесс проектирования космического аппарата — системы вы-
сшей категории сложности — не может быть формализован и сведен
к решению какой-либо одной математической задачи вследствие
большого числа противоречивых требований и ограничений, предъяв-
ляемых к конструкции космического аппарата и его агрегатов. В этом
сложном процессе значительное место занимают неформальный
анализ и эвристические соображения, что не мешает одновременно
применять различные оптимизационные методы для решения отдель-
ных более узких задач проектирования.
Из всех указанных подходов к разработке складывается общая
методология конструирования, которая может иметь свои особенности
в различных конструкторских бюро.
В настоящей книге частично изложена методология конструирова-
ния орбитальных автоматических космических аппаратов, сложив-
шаяся в Центральном специализированном конструкторском бюро,
руководимом генеральным конструктором Д.И. Козловым.
222
ПРИНЯТЫЕ СОКРАЩЕНИЯ
АБ — аккумуляторная батарея
АО — агрегатный отсек
АРМ — автоматизированное рабочее мест
АС — автомат стабилизации
АСУ — автоматизированная система управления
АФУ — антенно-фидерное устройст но
АЧХ — амплитудно-частотные характеристики
БА — бортовая аппаратура
БД — блок датчиков
БЗВ — блок задания возмущении
БКС — бортовая кабельная сеть
ЬКУ — бортовой комплекс управления
БН — буферный накопитель
БНО — баллистике навигационное обеспечение
БОА — бортовая обеспечивающая аппаратура
БРТС — бортовая радиотелеметрическая система
БСУ — бортовое синхронизирующее устройство
БЦВМ — бортовая цифровая вычислительная машина
БШВ — бортовая шкала времени
ВА — вентиляторный агрегат
ВДП — временная диаграмма полета
ВСОТР — воздушная система обеспечения теплового режима
ВСФ — внутренние силовые факторы
ВФУ — вспомогательные функции управления
ВХ — вероятностные характеристики
ГЖА — газожидкостный агрегат
ГЖАП — газожидкостный агрегат контура Я
ГЖАС — газожидкостный arpei ат контура С
ГЗ — головной завод
ГИ — граничные испытания
ГО — головной обтекатель
ГП — гироприбор
ГНИ — генератор программных импульсов
ГР — глубина разряда
ГСС — гироскопические ситовые стабилизаторы
ГТУ — газотурбинная установка
ГУС — гашение угловых скоростей
ДБД — долговременная база данных
ДМП — двигатель мягкой посадки
ДРП — дополнительная рабочая программа
ДТТ — двигатель твердого топлива
2 of
' — двигательная установка
'1У — жидкостная двигательная установка
,К Ж 1 — жидкостно-жидкостный теплообменник
ЖРД — жидкостный реактивный двигатель
ЖСОТР — жидкостная система обеспечения теплового режима
)ПГ — зона полезного груза
ЗРВ — зона радиотехнической видимости
ЗС — заправочная станция
ИВК — информационно-вычислительный комплекс
ИД — искодные данные
ИКВ — инфракрасная вертикаль
ИТНП — измерения текущих навигационных параметров
ИОК — информация оперативного контроля
И11КД — информационно-программный комплекс долговечности
ИСЗ — искусственный спутник Земли
ИСС — информационно-справочная система
ИТО — информационно-телеметрическое обеспечение
ИТС — изделие — транспортное средство
ИФ — информационно-функциональная (структура)
КА — космический аппарат
КА—ПУ — космический аппарат -- пусковое устройство
КАП — космический аппарат наблюдения
КВИ — контрольно-выборочные испытания
КВУ — командно-вычислительное устройство
КДИ — конструкторско-доводочные испытания
КДО — контрольно-диагностическое обеспечение
КДУ — корректирующая двигательная установка
КИП — командно-измерительный пункт
КИС — командно-измерительная система
КК — космический комплекс
ККС — конструктивно-компоновочная схема
КНА — контейнер научной аппаратуры
КОИ — конструкторско-отработочные испытания
КПИ — командно-программная информация
КПО — командно-программное обеспечение
КРЛ — командная радиолиния
КС — камера сгорания
К СТ — контур сброса теплоты
КТД — корректирующий тормозной двигатель
КТДУ — корректирующе-тормозная двигательная установка
КТИ — контрольно-технологические испытания
КЭМ — конечно-элементная модель
ЛА — летательный аппарат
ЛИ — летные испытания
ЛОИ — лабораторно-отработочные испытания
МЖРД — микрожидкостный реактивный двигатель
МИК — монтажно-испытательный корпус
МКЭ — метод конечнык элементов
МОУ — макрооперация управления
МЦИХ — массовые, центровочные, инерционные характеристики
НВАБ — никель-водородная аккумуляторная батарея
НКГ — никель-кадмиевый герметичный аккумулятор
НКУ — наземный комплекс управления
222
ноо — низкая околоземная орбита
НПРС — наземная приемно-регистрирующая система
НС — несущая способность
нсо наземная система охлаждения
ОБД — оперативная база данных
оисз — орбита искусственного спутника Земли
оке — орбитальная космическая станция
ОППТ — обратный поворот в плоскости тангажа
оп — основной парашют
ОРП — основная рабочая программа
ОС — организующая система
оск — орбитальная система координат
отг — оперативно-техническая группа
ОТР — оперативно-техническое руководство
ОУ — операция управления
пвв параметры внешних воздействий
пдо — пиродатчики обтюраторные
пдцм — параметры движения центра масс
пз — полигон запуска
пмн — параметры механического нагружения
пне — потребная несущая способность
по — приборный отсек
пп — программные повороты
ппк — поворот в плоскости крена
ппн — пиропатроны накальные
ппт — поворот в плоскости тангажа
ПРС — парашютно-реактивная система
ПС — парашютная система
пек — поисково-спасательный комплекс
псе — поисково-спасательные средства
ПТДУ — пороховая твердотопливная двигательная установка
ПТУ — паротурбинная установка
ПУ — программа управления
пхо — переходной отсек
ПЭК — подвижные элементы конструкции
РГК — резерв главного конструктора
РДТТ — реактивные двигатели твердого топлива
РК — разовая команда
РКТ — ракетно-космическая техника
PH — ракета-носитель
Р0 — рулевые органы
РП — рабочая программа
РРП — регулятор расхода пропорциональный
ррр — регулятор расхода релейный
РТО — радиационный теплообменник
СА — спускаемый аппарат
САН — система автономной навигации
САПР — система автоматизации проектирования
СБ — солнечная батарея
св — сверка времени
свит “ солнечный высокотемпературный источник теплоты
едн — сигнализатор давления
СИ — система измерений
3 of
Н) — система исполнительных органов
к — стартовый комплекс, спускаемая капсула
* <) — система ориентации
< 014 — система обработки информации
СО ГР — система обеспечения теплового режима
( ОУ — сеансная операция управления
СП — соединение поворотное
СПО — специальное программное обеспечение
< tiPK — список разовых команд
СПтр — средства пассивного терморегулирования
С С — сеанс связи
ССПД — система связи и передачи данных
СТК — система телеметрического контроля
СТКРП — система трансляции команд и распределения питания
СТР — система терморегулирования
СУ — система управления
СУБД — система управления базой данных
СУД — система управления движением
СУС — система управления спуском
СЭП — система энергопитания
СЭУ — солнечная энергетическая установка
ГГУ — технологический график управления
ГД — техническая документация
( ДУ — тормозная двигательная установка
ГЗ — техническое задание
ТЗП — теплозащитное покрытие
ГИМ — теплоизолирующий материал
ГК — технический комплекс
СМИ — телеметрическая информация
ТО — термостатирующая оболочка
ТРП — терморегулирующее покрытие
ТС — транспортное средство
ТТД — твердотопливный двигатель
1ТДУ — твердотопливная двигательная установка
ТТЗ — тактико-техническое задание
Г11 — тактико-технические требования
ГТХ — тактико-технические характеристики
ТУА — транспортно-установочный агрегат
Т'ЦУ — технологический цикл управления
ТЧ — теоретический чертеж
ТЭГ — термоэлектрический генератор
ТЭЛП — термоэлектрический преобразователь
ТЭМП — тепловой электромашиняый преобразователь
ГЭП — термоэмиссионный преобразователь
УКЗ — удлиненные кумулятивные заряды
ФБ — функциональный блок
ФНЧ — фильтр низких частот
ФОСД — формирование отчетно-справочных данных
ФПА — функциональный поглощающий аппарат
ФУ — функциональный узел
ФЭП — фотоэлектрический преобразователь
ХИ — холодильник-излучатель
ХИТ — химические источники тока
222
ЦАО — Центральная аэрологическая обсерватория
ЦКП — центральный командный пункт
ЦПУ — центральный пункт управления
ЦУП — Центр управления полетами
HIM — шаговый мотор
ШМВ — шкала московского времени
ШР - штепсельный разъем
ШЭ — штатная эксплуатация
ЭВМ — электронно-вычислительная машина
ЭВТИ — экранно-вакуумная теплоизоляция
ЭДС — электродвижущая сила
ЭО — эксплуатирующая организация
ЭОТ — экспресс-отчет
ЭУ — экспериментальная установка
ЯЭУ — ядерная энергетическая установка
4 of
ГЛАВА 1
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТАХ
1.1. ОСОБЕННОСТИ НИЗКООРБИТАЛЬНЫХ АВТОМАТИЧЕСКИХ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
В соответствии с решением Международной авиационной федера-
ции условно принято считать полеты космическими в том случае,
если их высота не менее 100 км. Минимальные высоты палета низко-
орбитальных космических аппаратов (КА) составляют 120... 140 км
и, как правило, это высоты перигеев эллиптических орбит. Реально
низкоорбитальные КА функционируют на высотах 140...500 км, где
существенно влияние аэродинамических сил.
Необходимость учета воздействия аэродинамических сил оказыва-
ет влияние на выбор схемы полета, общую компоновочную схему,
компоновку наружных элементов, состав бортовых систем и предъяв-
ляет дополнительные требования практически ко всем бортовым
системам.
Торможение вследствие аэродинамического сопротивления вызы-
вает необходимость иметь в составе КА корректирующую реактивную
двигательную установку (ДУ) и запасы топлива для периодической
компенсации потерь скорости с целью поддержания заданных пара-
метров орбиты. Частота выдачи разгонных импульсов зависит от
значений сил аэродинамического торможения, требований к точности
поддержания параметров орбиты, а запасы топлива дополнительно
находятся в зависимости от времени активного существования КА.
Снижение расхода топлива на поддержание параметров орбиты
достигается уменьшением площади проекции КА на плоскость,
перпендикулярную вектору скорости (миделево сечение). Данное
обстоятельство приводит к предпочтительному выбору горизонталь-
ной конструктивно-компоновочной схемы КА и ориентации по векто-
ру скорости плоскостей крупных наружных установок (солнечных
батарей, антенн радиосвязи и СВЧ-устройств), определяя таким
образом в целом общую компоновочную схему и расположение
отсеков КА. Наличие корректирующего двигателя влияет на выбор
222
общей компоновочной схемы полета и приводит к снижению массы
полезного груза.
Аэродинамические моменты относительно центра масс КА являют-
ся следствием разбалансировки между центром масс и центром
давления аэродинамических сил. Постоянно действующие моменты
вызывают дополнительный расход топлива реактивных двигателей
системы ориентации или сброса кинетического момента, если система
ориентации маховичного типа. Мероприятия по уменьшению аэроди-
намических моментов включают создание аэродинамически симмет-
ричной относительно центра масс конструктивно-компоновочной
схемы, запасов тяги управляющих двигателей или кинетического
момента маховичной системы ориентации. Аэродинамическая сим-
метрия должна сохраняться при всех возможных эволюциях КА
относительно центра масс, а также при изменении относительного'
положения подвижных наружных установок: солнечных батарей,
крупногабаритных антенн. Эти же цели преследует строгий учет
перемещения центра масс КА в процессе полета вследствие выработ-
ки или перемещения расходуемых компонентов (топлива, сжатого
газа, фотопленки и т.д.). Как правило, создать идеальную аэродина-
мическую компоновочную схему КА не удается по ряду объективных
ограничений. В этом случае прибегают к применению аэродинами-
ческих компенсаторов, стационарно устанавливаемых или управляе-
мых, что приводит, однако, к снижению массы полезного груза.
При полете по низким орбитам на КА действует дополнительный
тепловой поток вследствие тепловыделений, возникающих из-за
столкновения с молекулами разреженного газа. Плотность потока
увеличивается с уменьшением высоты полета. Дополнительный
молекулярный тепловой поток учитывается при проектировании
системы терморегулирования КА и обеспечении теплового режима
приборов и агрегатов, установленных снаружи КА. В ряде случаев
для защиты от молекулярного теплового потока приборов оптических
устройств, радиаторов систем терморегулирования или КА в целом
устанавливаются специальные защитные экраны, теплозащитные
крышки, бленды.
Полет по низкой орбите оказывается сложным и по той причине,
что в случае нештатной ситуации или временной потери управления
КА теряет контролируемые аэродинамические характеристики и
вследствие торможения в атмосфере может упасть в населенный
район поверхности Земли, что недопустимо. С целью предотвраще-
ния подобных ситуаций КА оснащаются системами, проверяющими
в течение всего времени полета нахождение КА на орбите и в случае
нерасчетного схода с орбиты разрушающими его на мелкие фрагмен-
ты, которые сгорают в верхних слоях атмосферы.
5 of
Управление в полете автоматическими КА осуществляется путем
передачи управляющих команд и программ во время прохождения в
зоне видимости наземных пунктов управления. При работе на низких
орбитах это время значительно сокращается (до 4...7 мин за один
сеанс). Число сеансов связи обычно не превышает двух-четырех в
сутки. Остальное время КА находится в автономном полете вне зоны
видимости и управляется бортовой системой управления. Современ-
ные КА могут находиться в режиме автономного полета несколько
суток. Подобный режим управления низкоорбитальными КА накла-
дывает дополнительные требования на все бортовые системы, которые
максимально автоматизированы, резервированы, снабжаются устрой-
ствами поиска и устранения неисправностей, а в ряде нештатных
ситуаций система управления способна автоматически восстановить
режим работы КА.
Указанные основные особенности автоматических низкоорби-
тальных КА позволяют выделить их в отдельный класс.
1.2. КЛАССИФИКАЦИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Многообразие типов низкоорбитальных КА и их использование
для решения широкого круга народнохозяйственных и научных задач
обуславливает необходимость их классификации по различным при-
знакам.
Классификация по назначению. Среди различных признаков, по
которым можно классифицировать низкоорбитальные автоматические
КА, наиболее важным является назначение. Этот признак в боль-
шинстве случаев оказывается определяющим при выборе основных
тактико-технических характеристик, схемы палета, общей конструк-
тивно-компоновочной схемы, состава и технических характеристик
бортовых систем КА, а также существенно влияет на технические
характеристики наземных комплексов, использующихся при подго-
товке КА к запуску, управлению в полете, приему и обработке
получаемой КА информации.
По этому признаку орбитальные КА можно классифицировать на
народнохозяйственные, научно-исследовательские и т.д.
Существующие народнохозяйственные КА выполняют задачи для
различных отраслей хозяйства и могут быть в свою очередь разделе-
ны на КА наблюдения за поверхностью Земли, сбора и передачи
различной информации и КА, предназначенные для производства в
условиях космического полета различных материалов и биопрепара-
тов, получение которых в условиях земного тяготения затруднено.
КА наблюдения решают задачи исследования природных ресурсов
222
4,
Рис. 1.1. Общий вид КА "Фрам”:
1 — комплексная двигательная установка; 2 — спускаемый аппарат; 3 — приборный
отсек; 4 — жалюзи системы терморегулирования; 5 — антенны командно-программно-
траекторной радиолинии; 6 — пороховая тормозная двигательная установка; 7 — шар-
баллоны с азотом системы исполнительных органов; S ~ чувствительные элементы
системы управления движением; 9 — фотокомплекс для многозональной съемки
земной поверхности; /О — унифицированная система отделения
Земли, контроля экологии, информационного обеспечения при катас-
трофических явлениях, носящих масштабный характер, используются
как средства национального контроля и т.д.
По способу наблюдения КА делятся на фотографические, оптико-
электронные, радиолокационные. Возможно совмещение на одном КА
перечисленных способов наблюдения. КА, использующие фотогра-
фическую аппаратуру, доставляют информацию на Землю на фотоп-
ленке в спускаемых аппаратах или спускаемых капсулах.
На первых КА фотонаблюдения фотоаппараты целиком размеща-
лись внутри СА и возвращались с отснятой фотопленкой на Землю.
После соответствующей профилактики фотоаппаратура использова-
лась повторно. Первым серийным специализированным КА фотонаб-
людения для исследования природных ресурсов Земли был КА
”Фрам”, общий вид которого показан на рис. 1.1, а основные техни-
ческие характеристики приведены ниже.
6 of
Основные технические характеристики КА "фрвм ”
Разрешение на местности с высоты 200 км, усл ед
на черно белой пленке 20 30
на спектрозояальнои пленке 30 50
Ширина полосы фотографирования с высоты 200 км, км 180
Площадь фотографирования с высоты 200 км, км2 Рабочие орбиты 17 млн
минимальная высота, км 210 229
максимальная высота, км 255 215
Диапазон широт наблюдения 82 ю.ш. 82 ель
Запас характеристической скорости м/с 42
Время существования, сут до 13
Масса КА, кг не более 6100
Гип ракеты носителя "Союз”
КА ”Фрам” использовался в целях проведения многозонального
фотографирования поверхности Земли для различных отраслей
народного хозяйства.
Фотокомплекс КА "Фрам” состоял из пяти кадровых фотоаппара-
тов, обеспечивающих съемку земной поверхности в пяти зонах
спектра электромагнитного излучения в диапазоне длин волн от 510
до 850 нм. Получение пяти спектральных диапазонов обеспечивалось
применением соответствующих фотопленок, светофильтров и юсти-
ровки аппаратуры с целью обеспечения максимального разрешения
в заданных зонах спектра. Космическая информация с КА ”Фрам”
использовалась в геологии, сельском хозяйстве, мелиорации, нефте-
разведке, лесном и рыбном хозяйстве, а также Академией наук. Всего
в период с 1975 по 1985 г. было запущено 23 КА ”Фрам”. С по-
мощью КА ”Фрам” было создано методическое обеспечение исследо-
вания природных ресурсов Земли и окружающей среды, которое
позволило создать специализированную космическую систему ’’Ре-
сурс” в составе двух КА: ”Ресурс-Ф1” и ”Ресурс-Ф2”.
Впервые в практике исследования природных ресурсов и окружаю-
щей среды КА ”Ресурс-Ф1” обеспечивал проведение синхронного
многозонального и разномасштабного фотографирования поверхности
Земли со значительно более высоким уровнем разрешения, чем КА
”Фрам”, для решения следующих задач: изучения медленно меняю-
щихся процессов и явлений природы, выявления природных богатств,
контроля окружающей среды, документирования и инвентаризации
природных ресурсов, картографирования (в том числе тематического)
земной поверхности. Общий вид КА ”Ресурс-Ф1” показан на рис, 1.2.
Основные технические характеристики приведены ниже.
222
Рис. 1 2. Общий вид КА ”Ресурс-Ф1” (обозначение позиций см. на рис. 1.1)
Основные технические характеристики КА "Ресурс-ФГ'
Разрешение на местности с высоты 200 км, усл ед
первый фотокомплекс (на спектрозональной пленке)
второй фотокомплекс (на черно белой пленке)
Ширина полосы фотографирования с высоты 250 км, км
первый фотокомплекс
второй фотокомплекс
Площадь фотографирования с высоты 250 км, км2
первый фотокомплекс
второй фотокомплекс
Высота околокруговой орбиты
Диапазон широт наблюдения
Залас характеристической скорости, м/с
Время существования, сут
Масса КА, кг
Тип ракеты-носителя
10 11
31 33
147
225
76 млн
27 млн
250 400 км
82 Юти. 82 с.щ
114
до 25
в том числе
11 сут дрейфа
не более 6300
"Союз"
КА ”Ресурс-Ф1” был оснащен С А и фотокомплексом многоразово-
го применения. Фотоаппаратура обеспечивала получение снимков
земной поверхности в грех зонах спектра электромагнитного излуче-
ния в диапазоне длин волн от 510 до 850 нм. Для привязки снимков
на местности использовался звездный фотоаппарат За период с 1979
по 1990 г. было запущено 46 КА ”Ресурс-Ф1”
Космический аппарат ”Ресурс-Ф2” предназначался для проведе-
ния многозонального фотографирования поверхности Земли в ввди-
7 of
Рис 1.3. Общий вид КА ”Ресурс-Ф2".
J — комплексная двигательная установка, 2 — навесной отсек, 3 — спускаемый
аппарат, 4 — приборный отсек, 5 — жалюзи системы терморегулирования, 6 —
антенны командно-программно-траекторной радиолинии, 7 — пороховая тормозная
двигательная установка, 8 — шар-баллоны с азотом системы исполнительных органов,
9 — чувствительные элементы системы управления движением, 10 — бленда звездного
аппарата, 11 — четырехканальная аппаратура для многозональной съемки земной
поверхности, 12 — солнечная батарея
мом и ближнем инфракрасном диапазонах спектра электромагнитного
излучения с высокими геометрическими и фотометрическими харак-
теристиками. На борту КА устанавливалась новая отечественная
четырехканальная аппаратура, обеспечивающая получение качес-
твенно новой спектрозональной информации и позволяющая при
обработке на Земле синтезировать высококачественное цветное
изображение. Общий вид КА ”Ресурс-Ф2” показан на рис. 1.3, а его
технические характеристики приведены ниже.
Основные технические характеристики КА 'Ресурс Ф2"
Разрешение на местности с высоты 250 км, м
на черно белой пленке 9 12
на спектрозональной пленке 15 18
Фотометрическая точность снимков, %
абсолютная 15
относительная между каналами 5
Ширина полосы фотографирования с высоты 250 км, км 150
Площадь фотографирования с высоты 250 км, км1 20,7 млн
Число спектральных диапазонов 4 из 6
Высота околокруговой орбиты 210 450 км
222
ысота эллиптической орбиты, км
минимальная
максима тьная
Наклонение плоскости орбиты, "
Срок активного существования, сут
Масса КА, кг
Тип ракеты носителя
170
250
62,8
30
250
400
82,6
до 6450
’’Союз”
Фотоаппаратура обеспечивала фотографирование земной повер-
хности в четырех зонах электромагнитного излучения, выбираемых
для данного комплекта аппаратуры из шести зон, в диапазоне длин
волн от 400 до 850 нм. Для привязки снимков на местности исполь-
зовался звездный фотоаппарат. В период с 1987 по 1990 г. было
запущено пять КА ”Ресурс-Ф2”.
Постоянно растущие требования потребителей фотоинформации
увеличения детальности наблюдения наземных объектов на первом
этапе удовлетворялись увеличением фокусного расстояния фотосисте-
мы (рис. 1.4). Ограничения по объектам и габаритным размерам зоны
Рис. 1.4. Схема эволюции КА наблюдения для исследования природных ресурсов
Земли:
а — КА с фотоаппаратурой без излома оптической оси, б — КА, оснащенные длинно-
фокусном фотоаппаратурой с изломом оптической оси, в — низкоорбитальный КА
наблюдения с аэродинамическими компенсаторами 1 и тепловым защитным экраном
2, тепловой блендой 3, £ — КА, у которого корпус СА 4 использован в качестве
корпуса фотоаппарата, д — КА с капсулами 5 для оперативной доставки фотопленки
на Землю, е — КА с капсульным автоматом 6, ж — оптико электронный КА наблюде
ния, з — комплексированный КА наблюдения
8 of
полезного груза внутри СА привели к созданию фотоаппаратов с
изломом оптической оси (”Ресурс-Ф1”) для обеспечения их компак-
тности (см. рис. 1.4, б). После исчерпания резервов, определяемых
ограничениями со стороны ракет-носителей того времени, с целью
достижения требуемой детальности наблюдения конструкторы пошли
по пути снижения высоты полета вплоть до предельно допустимой.
Эти решения привели к значительным изменениям конструкции,
компоновки, состава бортовых систем, схемы полета КА данного
типа.
Существенное влияние аэродинамического торможения потребова-
ло уменьшения миделева сечения КА и привело к предпочтительному
выбору горизонтальных конструктивно-компоновочных схем, когда
продольная ось КА направлена по вектору скорости. Для компенса-
ции потери орбитальной скорости вследствие аэродинамического
торможения и поддержания заданных параметров орбиты в состав
бортовых систем вводятся корректирующие двигательные установки
многоразового запуска. Для снижения потребных запасов топлива в
схеме полета предусматривались эллиптические орбиты, при этом
фотографирование проводилось при минимально возможной высоте
полета на нисходящей части витка в районе перигея. С целью умень-
шения возмущающих моментов от аэродинамических сил, нарушаю-
щих ориентацию и стабилизацию КА во время фотографирования,
применялись специальные аэродинамические компенсаторы. Для
защиты конструкции от молекулярного нагрева в передней (по
направлению полета) части КА устанавливались тепловые щитки и
высокопроизводительная система терморегулирования. Для обеспече-
ния стабильности теплового режима оптических устройств объективы
потребовалось закрывать крышками-блендами, которые раскрывались
только в момент фотографирования. Общий вид КА подобного типа
показан на рис. 1.4, в.
Дальнейшие поиски резервов массы могут привести к объедине-
нию конструкции фотоустройств и КА. В первую очередь это коснет-
ся СА, поскольку вследствие относительно небольших сроков актив-
ного существования сохранились требования возврата оптических
устройств на Землю с целью повторного использования. Типичным
техническим решением в этом плане может быть использование
конструкции корпуса СА. При этом объектив прикрепляется к донной
части корпуса СА вытянутой конической формы, а кассетная часть
с фотопленкой размещается внутри на силовой оболочке лобовой
части СА (см. рис. 1.4, г). Коническая часть корпуса СА при этом
играет роль корпуса фотоаппарата, вследствие чего может появиться
значительный резерв массы и возможность увеличить габаритные
размеры фотоаппарата. Перед возвращением на Землю объектив
222
втягивается внутрь СА и сохраняется вместе с фотопленкой. Подо-
бное конструктивное решение позволяет решить задачу увеличения
разрешающей способности фотоустройств в условиях жестких ограни-
чений на массу полезного груза. Значительное увеличение фокусного
разрешения системы позволяет поднять высоту орбиты и применить
вертикальную конструктивно-компоновочную схему КА.
Одним из существенных недостатков КА фотонаблюдения была
низкая оперативность доставки полученной информации потребите-
лю. Время между фотосъемкой и доставкой пленки на Землю равня-
лось времени активного существования КА. За это время информация
по многим динамическим процессам теряла актуальность и не соот-
ветствовала текущему состоянию.
С целью частичной компенсации этого недостатка КА фотонаблю-
дения могут оснащаться возвращаемыми капсулами, которые пред-
ставляют собой миниатюрные СА, доставляющие на Землю часть
отснятой фотопленки. Это может позволить более оперативно переда-
вать информацию о динамических процессах (см. рис. 1.4, д). Даль-
нейшее стремление увеличить оперативность доставки информации
потребует увеличения числа капсул на борту одного КА. Для работы
с таким числом капсул, их снаряжения рулонами фотопленки, подго-
товки к отделению от КА и доставки на Землю необходимы автома-
тические роботизированные устройства — капсульные автоматы,
которые повлияют на общую компоновочную схему и на систему
управления КА, а также приведет к созданию нового поколения КА
фотонаблюдения (см. рис. 1.4, е). Таким образом, в процессе эволю-
ции КА фотонаблюдения может быть создано пять-шесть типов
конструктивно и функционально отличающихся друг от друга КА.
Однако задачи, ставящиеся перед автоматическими КА, продолжа-
ли усложняться в направлении дальнейшего повышения требований
к оперативности и детальности получаемой информации. Накопив-
шиеся, казалось бы, неразрешимые противоречия между высокими
требованиями целевых задач и существовавшими ограничениями
привели к созданию новых методов сбора, обработки и передачи
информации и созданию КА оптико-электронного оперативного
наблюдения с передачей информации в цифровом виде по радиокана-
лу. При этом фотопленку в фокальной плоскости фотоустройства
заменила линейка с фоточувствительными приборами с зарядовой
связью. Информация считывалась по мере бега изображения Земли
в фокальной плоскости при движении КА по орбите и в двоичном
коде передавалась на Землю, где в процессе обработки получалось
изображение. Таким образом, отпала необходимость в СА, но в
составе КА появились радиопередающие устройства с антеннами
(рис. 1.4, ж). Первоначально съемка велась либо непосредственно в
9 of
зоне приема наземных пунктов с передачей информации в реальном
масштабе времени, либо информация записывалась на бортовые
магнитофоны и передавалась на пункты при пролете над ними.
Однако это ограничивало характеристики производительности наблю-
дения для районов, удаленных от пунктов приема. Проблема была
решена путем создания космических систем, в которые кроме КА
наблюдения входило несколько спутников-ретрансляторов, обращаю-
щихся по высокоэллиптическим или геостационарным орбитам.
Подобная система позволяла передавать изображение практически
любой части земной поверхности в масштабе времени, близком к
реальному. Дальнейшее развитие этого класса КА определялось
тенденцией к увеличению совокупности наблюдения и стремлением
снизить стоимость космических комплексов. Для наиболее полного
решения задач, например, исследования природных ресурсов необхо-
димо многоспектральное зондирование земной поверхности в види-
мом, инфракрасном и СВЧ-диапазонах. Многоспектральное зондиро-
вание обеспечивает всепогодное и круглосуточное наблюдение, что
является важным условием мониторинга. Установка большого числа
приборов видимого, инфракрасного и СВЧ-диапазонов повлияла на
конструкцию КА в направлении приближения к KA-платформе. Так
появился новый подход в конструировании КА, направленный на
создание универсальных модульных космических аппаратов, способ-
ных без больших доработок устанавливать различную целевую
аппаратуру в рамках определенных ограничений. При этом конструк-
тивно и функционально КА разделяется как бы на две части: обеспе-
чивающую и целевую. В обеспечивающую входят конструкция и
бортовые системы, гарантирующие существование КА заданное время
на орбите и необходимые условия для функционирования целевой
аппаратуры. При этом стык конструктивный и функциональный с
целевой аппаратурой определяется более или менее жестко и в
процессе перекомплектования целевой аппаратуры практически не
меняется либо подвергается незначительным изменениям. Таким
образом, КА превращается в универсальный космический носитель
различных полезных нагрузок. Модульное построение КА может быть
реализовано до уровня систем и агрегатов, например: модуль системы
управления, модуль системы терморегулирования, модуль системы
энергопитания. Модульное построение конструкции и систем позво-
ляет гибко наращивать нужные потребителю функции. Например,
можно увеличить энерговооруженность КА, установив два модуля
системы энергопитания. Бортовые системы также целесообразно
строить по модульному принципу, предусматривая наращивание при
необходимости их потребительских характеристик. Таким образом,
КА как бы приспосабливается к различным полезным нагрузкам в
222
рамках определенных ограничений, поэтому подобные конструкции
получили название адаптивно-модульных. Для адаптивно-модульных
конструкций характерна свободно несущая схема (см. рис. 1.4, а).
Силовая конструкция обычно выполняется в виде несущей фермы, на
которой устанавливаются модули служебной и целевой аппаратуры.
Подобные конструкции технологичны в изготовлении, сборке и
обслуживании.
Космические аппараты для решения технологических задач.
Особенностями автоматических КА, предназначенных для производ-
ства материалов в условиях космического полета, являются:
наличие спускаемых аппаратов, капсул или других средств достав-
ки наработанных материалов на Землю;
мощная система энергоснабжения для питания производственных
установок;
обеспечение микрогравитации при проведении технологических
процессов.
Первым представителем данного типа стал специализированный
КА ’’Фотон” (рис. 1.5, а), предназначенный для проведения экспери-
ментов в области космической технологии и отработки комплексов
бортовой технологической аппаратуры. В задачи технологической
аппаратуры входило:
6)
Рис. 1.5. Схема эволюции технологических КА:
а — экспериментальный КА с энергопитанием химическими источниками тока, б —
КА для полупромышленного производства с разовой доставкой материалов в СА и с
системой энергопитания на базе солнечных батарей, в — общий вид перспективной
автоматизированной технологической платформы
10 of
получение в условиях невесомости особо чистых полупроводнико-
вых материалов и металлических соединении методами направленной
кристаллизации, объемного затвердевания и химического газотран-
спорта,
очистка и разделение на фракции биологически активных веществ
при помощи электрофоретических методов и для отработки техноло-
гии кристаллизации белков;
получение в условиях микротяжести монодисперсных шариков,
синтез цеолитов и выращивание кристаллов;
проведение экспериментов с жидкостями в условиях микрограви-
тации и т.д
Общий вид КА ’’Фотон” показан на рис. 1.6, а ниже приведены
технические характеристики КА ’’Фотон”.
Основные технические характеристики ЛА "Фотон”
Параметры орбит
максимальная высота, км 394
минимальная высота, км 226
наклонение плоскости орбиты к п юскости экватора 1 62,8
Время активного существования, сут 16
Масса КА ki 6190
Масса технологической аппаратуры, кг 404
Среднесуточное энергопотребление научной аппаратуры, Вт 400
1нп ракеты-носитетя » ’’Союз”
Рис. 1.6. Общий вид КА "Фотон":
I — контейнер с блоками электропитания, 2 — спускаемый аппарат, 3 — приборный
отсек, 4 — жалюзи системы терморегулирования, 5 — антенны командно-программно-
траекторной радиолинии, 6 — пороховая тормозная двигательная установка, 7 — шар
баллоны с азотом системы исполнительных органов, 8 — чувствительные элементы
системы управления движением, 9 — технологические установки, 10 — унифициро-
ванная система отделения, II — жалюзи системы терморегулирования
222
Сохранность СА и технологических установок при возвращении
на Землю обеспечивалась системой мягкой посадки. После ремонта
теплозащитного покрытия и послеполетного обслуживания СА и
технологические установки использовались повторно. Емкость энерге-
тической системы увеличивалась за счет контейнера с дополнитель-
ными химическими источниками тока. Система ориентации с реак-
тивными двигателями на сжатом газе использовалась для режимов
выставки, гашения угловых скоростей и ориентации КА перед выда-
чей тормозного импульса. Для обеспечения микрогравитации при
проведении технологических процессов система ориентации выключа-
лась. Всего за период с 1985 по 1990 г. было запущено шесть КА
’’Фотон”.
Дальнейшим развитием отечественных КА данного типа стал КА
НИКА-Т (рис. 1.5, б), конструкция которого отличается установкой
более мощной системы электропитания с солнечными батареями.
Применение солнечной энергоустановки позволило почти в три раза
увеличить срок существования и характеристики производительности
КА НИКА-Т по сравнению с КА ’’Фотон”. Общий вид КА НИКА-Т
Рис. 1.7. Общий вид КА "НИКА-Т":
1 — радиатор системы терморегулирования, 2 — отрывная гермоплата, 3 — кабель-
мачта, 4 — солнечная батарея, 5 — привод солнечной батареи, 6 — буферные блоки
питания, 7 — агрегатный отсек, 8 — приборный отсек, 9 — спецотсек; 10 — большой
люк, 11 — СА, 12 — навесное кольцо; 13 — антенна; 14 — малый люк
11 of
показан на рис. 1.7. Дальнейшее развитие данного направления
приведет к созданию заводов на орбите. По-видимому, это будут
тяжелые обслуживаемые платформы. Произведенные материалы
могут доставляться на Землю с помощью спускаемых капсул или
многоразовой транспортной системы (рис. 1.5, в).
Научно-исследовательские космические аппараты. Такие КА
предназначаются для проведения фундаментальных и прикладных
исследований в космическом пространстве, отличаются разнообразием
конструктивных форм и технических решений.
Исследовательская аппаратура может устанавливаться на целевой
аппарат попутно, в виде дополнительной нагрузки. При сложных
экспериментах на КА может устанавливаться отделяемый или неот-
деляемый так называемый субспутник. И, наконец, КА может цели-
ком использоваться для проведения одного или нескольких экспери-
ментов.
При сопутствующем эксперименте научная аппаратура может
размещаться внутри или снаружи КА, выполняющего другую целе-
вую задачу (рис. 1.8, а). При этом возможно использование бортовых
систем КА для обеспечения работы научной аппаратуры — систем
энергопитания, телеметрии, командно-вычислительного комплекса,
терморегулирования и др. Доставка на Землю научной информации
при этом осуществляется внутри СА или по каналам телеметрии.
Рис. 1.8. Варианты размещения сопутствующей научной аппаратуры на КА
222
В качестве примера одного из простых конструктивных решений
размещения научной аппаратуры в вакууме с последующей доставкой
на Землю на рис. 1.8, б показан контейнер научной аппаратуры
(КНА), который устанавливается снаружи на теплозащитном покры-
тии СА в зоне минимальных тепловых потоков. В полете крышка
контейнера открывалась и научная аппаратура находилась в вакууме.
Перед спуском на Землю крышка контейнера герметично закрыва-
лась, и контейнер, снабженный снаружи теплозащитным покрытием,
возвращался на Землю вместе со спускаемым аппаратом. На один СА
устанавливалось несколько КНА. В полетах использовались КНА
малого 1 и большого 2 объемов (см. рис. 1.8, б).
При относительно большом объеме научной аппаратуры и необхо-
димости ее автономного обеспечения успешно использовались навес-
ные автономные КА ’’Наука”. На рис. 1.8, в показана схема их
установки на КА.
Автономные КА ’’Наука” предназначались для проведения широ-
кого круга научных экспериментов. КА ’’Наука” мог осуществлять
полет как в составе КА-носитедя, так и автономно. Ниже приведены
технические характеристики КА ’’Наука”.
Основные технические характеристики автономного
КА ’’Наука"
Метод доставки информации
по радиотехническому каналу в сеансах связи,
проводимых над территорией России
Параметры орбит
минимальная высота, км 207 227
максимальная высота, км 236 425
наклонение плоскости орбиты к плоскости экватора, ° 51,6 81,4
Время активного существования, сут 11
Полетная масса КА, кг до 630
Масса научной аппаратуры, кг до 300
Габаритные размеры, мм 1780x950
В период с 1968 по 1979 г. было запущено 44 КА ’’Наука”.
Особую категорию составляют малые научные КА (МКА), масса
которых составляет 20...250 кг (рис. 1.8, г). Подобные КА, как прави-
ло, выводятся на орбиту в составе KA-носителя и затем отделяются
от него.
Примером специализированных научных КА могут служить КА
’’Энергия”, ’’Эфир’’, ’’Бион”.
Космический аппарат ’’Энергия” предназначался для проведения
исследований по изучению частиц космических лучей сверхвысоких
энергий. Общая компоновочная схема КА ’’Энергия” показана на
рис. 1.9, технические характеристики приведены ниже.
12 of
4
Рис. 1.9 Общая компоновочная схема КА "Энергия":
7 — спускаемый аппарат, 2 — фотоимпульсиый блок, 3 — приборный отсек, 4 —
жалюзи системы терморегулирования, 5 — антенны командно профаммно-траекторной
радиолинии, б — пороховая тормозная двигательная установка, 7 — шар баллоны с
азотом системы исполнительных органов, 8 — стяжные ленты, 9 — пирозамок
Технические характеристики КА 'Энергия'
Параметры орбиты
период обращения, мин
максимальная высота, км
минимальная высота, км
наклонение плоскости орбиты к плоскости экватора, °
Время активного существования, сут
Масса КА кг
Масса научной аппаратуры, кг
Габаритные размеры блока научной аппаратуры, мм
Чип ракеты носителя
89,0
251,8
210,7
51,8
8
5886
1200
1500x1145x890
"Союз”
Большой фотоимпульсиый блок научной аппаратуры устанавли-
вался внутри СА и обеспечивал угол захвата частиц больших энер-
гий, равный 90° После окончания полета научная аппаратура в СА
доставлялась на Землю. В 1972 и 1978 гг. было запущено по одному
КА ’’Энергия”.
Дальнейшим развитием КА ’’Энергия” стал КА ’’Эфир”, научная
информация с которого доставлялась на Землю по радиотелеметри-
ческому каналу. Общий вид КА ’’Эфир” показан на рис. 1.10. В
отличие от КА ’’Энергия” научная аппаратура КА ’’Эфир” размеща-
лась в гермоотсеке, роль которого играл корпус С А без теплозащит-
222
Рис. 1.10 Общий вид КА "Эфир”:
I — герметичный отсек, 2 — прибор "Сокол”, 3 — приборный отсек, 4 — жалюзи
системы терморегулирования, 5 — антенны командно программно траекторной
радиолинии, 6 — пороховая тормозная двигательная установка, 7 — шар-баллоны с
азотом системы исполнительных органов, 8 — стяжные ленты, 9 — пирозамок
кого покрытия Благодаря снятию теплозащитного покрытия, исклю-
чению систем приземления, поиска и других систем, обеспечивающих
спуск и поиск СА, масса научной аппаратуры КА ’’Эфир" была
увеличена до 2450 кг. Всего было запущено по одному КА "Эфир” в
1984 и 1985 гг.
Специализированный КА "Бион” предназначался для проведения
биологических экспериментов в условиях невесомости с мелкими
лабораторными животными (крысами), насекомыми, высшимй и
низшими растениями, а также с мартышкообразными обезьянами.
Основными задачами были исследования влияния острых эффектов
невесомости на живые организмы, их сердечно-сосудистую и двига-
тельную системы, вестибулярный аппарат, высшую нервную деятель-
ность и центральную нервную систему Исследования проводились в
обеспечение пилотируемых космических полетов. Общий вид КА
’’Бион” показан на рис. 1.11, а ниже даны его основные технические
характеристики.
Основные технические характеристики КА "Бион"
Параметры орбиты
минимальная высота, км 226
максимальная высота, км 288
наклонение плоскости орбиты к плоскости экватора, ° 82,3
Срок активного существования, сут до 30
Масса КА, кг до 5400
Масса научной аппаратуры в СА, кг 625
Масса научной аппаратуры, размещаемой в приборном отсеке, кг 90
Тип ракеты-носителя "Союз"
13 of
Рис. 1.11. Общий вид КА ’’Бион":
1 — контейнер с блоками электропитания; 2 — СА; 3 — приборный отсек; 4 — жалюзи
системы терморегулирования; 5 — антенны командно-программно-траекторной
радиолинии; 6 — пороховая тормозная двигательная установка; 7 — шар-баллоны с
азотом системы исполнительных органов; 8 — чувствительные элементы системы
управления движением; 9 — аппаратура для медико-биологических исследований; 10
— унифицированная система отделения; 11 — жалюзи системы терморегулирования
В период с 1972 по 1990 г. было запущено девять КА ’’Бион".
Классификация по конструктивным признакам. Силовая кон-
струкция КА может быть выполнена по так называемой моноблоч-
ной, свободнонесущей или смешанной схемам.
Конструктивйо-компоновочная моноблочная схема представляет
собой герметичные и негерметичные отсеки, соединенные в единый
моноблок, который выводится на орбиту ракетой-носителем под обте-
кателем или без него. К достоинствам моноблочной схемы следует
отнести возможность применения гермоотсеков большого объема для
расположения аппаратуры, требующей поддержания определенных
режимов давления и температуры. Исторически сложилось так, что
большая часть бортовой аппаратуры была работоспособна только в
гермоотсеках. Оболочки гермоотсеков Использовались как несущая
конструкция, при этом достаточно успешно решалась задача обеспе-
чения прочности корпуса КА. Поэтому моноблочная схема получила
наибольшее распространение для автоматических низкоорбитальных
КА. К недостаткам схемы следует отнести относительно большую
массу конструкции, кабелей и арматуры, связанную с необходи-
мостью обеспечения герметичности отсеков, различных гермовводов,
гермоплат, штуцеров для создания атмосферы и продувок в процессе
222
эксплуатации и вызванные этим сложности эксплуатации. При
наличии головного обтекателя зона полезного груза между гермоотсе-
ками и головным обтекателем, как правило, стеснена, что вызывает
сложности в расположении снаружи КА солнечных батарей, антенно-
фидерных устройств и других установок, вследствие чего затруднено
модульное построение бортовых систем. Необходимость перемещения
одного прибора вызывает большие доработки внутри отсека. При
моноблочной схеме трудно реализовать унификацию нескольких КА
на одной конструктивной базе.
Свободнонесущая схема выполняется в виде силовой конструкции
(это может быть рама, ферма или их различные сочетания), к кото-
рой крепятся аппаратура и агрегаты, обеспечивающая полет, а также
целевая аппаратура. Пример такой конструкции показан на
рис. 1.5, в. При этом бортовая аппаратура должна обладать способ-
ностью работать в вакууме, а ее тепловой режим обеспечивается
пассивными средствами или, например, охлаждаемыми платами.
Свободнонесущая схема обеспечивает минимальную массу силовых
и обеспечивающих конструкций, масса полезной нагрузки подобных
КА может достигать 50...60 % массы КА. При такой схеме появляет-
ся возможность в случае необходимости перекомпоновок бортовой и
целевой аппаратуры без большого объема доработок обеспечивать
наилучшие условия для реализации модульных и адаптивно-модуль-
ных конструкций. Благодаря перечисленным достоинствам свободно-
несущая схема получает последнее время все большее распростране-
ние. Этому способствует также создание электронных приборов и
материалов, способных длительно работать в условиях космического
вакуума, радиации и перепадов температур.
Компромиссом между моноблочной и свободнонесущей схемами
является смешанная. В смешанной схеме присутствует компонент
моноблочный в виде гермоотсека для обеспечивающей аппаратуры и
свободнонесущей конструкции для размещения целевой аппаратуры.
Если целевая аппаратура представляет собой единый моноблок, то
КА превращается в носитель целевой аппаратуры, например КА-те-
лескоп. Смешанная схема в большей степени, чем моноблочная,
позволяет осуществлять унификацию КА.
Классификация по аэродинамической схеме. Аэродинамическая
схема низкоорбитального КА влияет на расходы топлива, затрачивае-
мые на поддержание параметров орбиты и компенсацию аэродинами-
ческих моментов относительно центра масс КА. По расположению
относительно поверхности Земли КА могут иметь горизонтальную
или вертикальную схемы. Горизонтальная схема (рис. 1.12, а) харак-
теризуется расположением в полете продольной оси КА по вектору
скорости. Ее преимуществом является небольшое миделево сечение
14 о
Рис. 1.12. Классификация КА по аэродинамической схеме:
а — горизонтальная схема; б — вертикальная схема
и, следовательно, минимальные расходы топлива на поддержание
орбиты, значительные размеры поверхности, обращенной к Земле,
что удобно для расположения целевой аппаратуры тех КА, которые
специализируются на исследовании земной поверхности. Недостатком
является сложность размещения длиннофокусных оптических уст-
ройств, например телескопов.
У вертикальной схемы продольная ось КА в процессе полета
ориентирована по местной вертикали (рис. 1.12, б). Такая схема
удобна, например, для КА, несущих длиннофокусные оптические
устройства. В этой схеме удобно располагаются солнечные батареи и
антенные устройства для связи со спутниками-ретрансляторами. К
недостаткам следует отнести относительно большое миделево сече-
ние, приводящее к расходам топлива для поддержания орбиты на
малых высотах, и трудности борьбы с аэродинамическими моментами
относительно центра масс.
1.3. ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Эффективность КА определяется его техническими характеристи-
ками.
В качестве показателя эффективности КА часто используют
значения вероятности выполнения КА целевой задачи с учетом
реально существующих ограничений.
Приведем основные общепринятые технические характеристики.
1. Масса КА, выводимая на расчетную траекторию Для
многоэтапного палета существует понятие массы КА на каждом этапе
полета.
f 222
Конструкция КА подчиняется при этом принципу обеспечен^
минимума массы по этапам полета с целью уменьшения энергетичес-
ких затрат.
2. Масса полезного груза тп г. В нее входит аппаратура и оборудо-
вание, непосредственно предназначенные для выполнения целевог
задачи. Например, научная аппаратура, аппаратура для дистанцион-
ного зондирования Земли и т.д. Особое место занимает масса полез-
ного груза, возвращаемого на Землю.
Масса полезного груза, отнесенная к массе КА в целом,
%г = ^пг^КА
характеризует степень совершенства КА и в частных задачах может
использоваться как критерий качества КА.
3. Срок активного существования Тя с. Для орбитального КА Этс
время, в течение которого КА способен, находясь на орбите, выпо-
лнять целевую задачу.
4. Параметры траектории полета:
И — максимальная высота полета по орбите (апогей); h — мини-
мальная высота палета по орбите (перигей); i — наклонение плоскос-
ти орбиты к плоскости экватора; Т — период обращения по орбите.
5. Маневренные характеристики, отражающие способность КА
совершать маневры, необходимые для выполнения целевой задачи
Маневры могут быть:
одноимпульсные или многоимпульсные для изменения параметре!
орбиты, например маневры перехода с орбиты выведения на рабочук
орбиту;
маневры поддержания параметров орбиты, связанные с необходи-
мостью компенсации аэродинамического сопротивления;
маневры, связанные с торможением КА для возвращения его н:
Землю.
Способность КА к маневру определяется запасом характеристичес-
кой скорости Vx (м/с), которая может быть определена из формуль
Циолковского:
V = J™G,t
mKk ср
где /уд — удельный импульс; GT — расход топлива за время выдач!
импульса; ср — средняя масса КА за время выдачи импульса.
6. Характеристики целевой аппаратуры. Как правило, это техни-
ческие характеристики, определяющие объем, качество, оператив
15 of
ность выполнения целевой задачи, которые выбираются индивидуаль-
но для каждого типа КА.
Дополнительными являются следующие характеристики систем,
обеспечивающих и непосредственно влияющих на выполнение целе-
вой задачи:
точность ориентации;
точность стабилизации;
мощность системы энергопитания, отдаваемая для целевой аппа-
ратуры;
пределы поддержания температурного режима в отсеках КА и тд.
Основные агрегаты и системы КА. Несмотря на разнообразие
типов низкоорбитальных КА, можно выделить характерные, наиболее
часто встречающиеся агрегаты и системы.
Корпус КА служит основным силовым элементом, к которому
крепятся агрегаты и системы КА.
Корпус состоит из герметичных или негерметичных отсеков либо
из их сочетания. Отсеки соединяются между собой силовыми узлами,
рамами, обечайками (рис. 1.13).
Разновидностью отсеков являются СА, хотя их можно рассматри-
вать как самостоятельные модули в составе общей компоновочной
Рис. 1.13. Основные агрегаты КА:
I — навесной отсек, 2 — солнечная батарея; 3 — спускаемый аппарат; 4 — антенна
командной радиолинии, 5 — комплект шар-баллонов системы исполнительных органов;
6 — антенна системы телеизмерений, 7 — приборный отсек; в — двигатели системы
ориентации, 9 — ПТ ДУ, 10 — радиатор системы терморегулирования; 11 — приборная
рама, 12 — инфракрасная вертикаль, 13 — толкатель системы разделения; 14 —
антенна "Маяк"
222
схемы, которые способны после отделения от КА совершать автоном-
ный полет. СА являются наиболее сложными по сравнению с другими
типовыми отсеками. Особый тип СА составляют малые капсулы для
доставки грузов с орбиты на Землю. Спускаемые аппараты могут
иметь различную аэродинамическую форму (см. рис. 4.1) — шара,
конуса, типа ’’фара” — и .могут быть снабжены помимо прочих
характерных для них систем системами стабилизации и тормозными
двигательными установками.
Приборные отсеки предназначаются для размещения обеспечиваю-
щих систем КА и могут быть герметичными либо негерметичными.
В гермоотсеках поддерживаются заданные параметры атмосферы
и температуры. Приборные отсеки КА заполняются, как правило,
азотом для снижения опасности пожара. Одним из вариантов кон-
структорского решения негерметичного отсека является рамная
конструкция типа ’’этажерка”. Рамы, кронштейны и платы исполь-
зуются для крепления приборов в отсеках. В конструкцию гермоот-
секов входят гермоплаты для установки электрогерморазъемов,
кабель-мачты для электрического и гидравлического соединения с
другими отсеками.
Агрегатные отсеки предназначены для размещения двигательных
установок, элементов систем терморегулирования, энергопитания и
Т.Д..
Специальные отсеки выделяются для размещения целевой аппара-
туры. В специальных отсеках часто требуется поддержание особо
стабильных термобарических режимов.
Двигательные установки подразделяются на тормозные, коррек-
тирующие, совмещенные. Тормозные ДУ обычно пороховые твердо-
топливные (ПТДУ), предназначены для выдачи одного тормозного
импульса для схода КА с орбиты. Корректирующие ДУ (КДУ) много-
разового запуска — жидкостные на двухкомпонентном самовоспламе-
няющемся топливе — предназначены для коррекции параметров
орбит. Совмещенные ДУ используются для коррекции орбиты, тормо-
жения КА при спуске и объединены с системой малых двигателей для
ориентации и стабилизации относительно центра масс.
Бортовой комплекс управления (БКУ) КА объединяет в себе
командную радиолинию, систему управления на основе командно-
вычислительного устройства, систему ориентации и стабилизации
относительно центра масс, систему трансляции команд и распределе-
ния питания, систему телеметрического контроля, бортовое синхро-
низирующее устройство.
Командно-вычислительное устройство (КВУ) предназначается для
формирования команд управления и координации работы бортовых
систем.
16 of
Командная радиолиния (КРЛ) предназначена для приема команд
с Земли, передачи ’’квитанций” об их исполнении, осуществления
траекторных измерений, имеет антенно-фидерные устройства, являю-
щиеся элементами общей компоновочной схемы.
Система ориентации (СО) предназначена для ориентации и
стабилизации КА относительно центра масс. Внешними элементами
общей компоновочной схемы служат инфракрасные вертикали,
астродатчики.
Система трансляции команд и распределения питания (СТКРП)
предназначена для трансформации слаботочных команд от КВУ и
КРЛ в сильноточные, необходимые для управления и подачи бортово-
го питания приборам и агрегатам.
Система телеметрического контроля (СТЮ предназначена для
сбора и передачи информации о телеметрических данных на Землю.
Бортовое синхронизирующее устройство (БСУ) предназначено для
формирования и выдачи потребителям высокоточных синхронизирую-
щих импульсов.
Система энергопитания (СЭП) предназначена для снабжения
электроэнергией бортовых систем и целевой аппаратуры КА. Наи-
большее распространение получили СЭП на базе химических источ-
ников тока (ХИТ) и на солнечных батареях.
Солнечные батареи и их приводы являются элементами общей
компоновочной схемы.
Система терморегулирования осуществляет поддержание темпера-
турного режима в отсеках и на отдельных агрегатах КА.
В общую компоновочную схему КА входит наружный радиатор
для сброса тепла.
Система исполнительных органов (СИО) предназначена для
создания управляющих моментов относительно центра масс КА.
Наибольшее распространение получили СИО с реактивными двигате-
лями малой тяги, работающими на сжатом газе или двухкомпонен-
тном самовоспламеняющемся топливе, и маховичные системы.
Системы разделения используются для разделения отсеков, отде-
ления капсул, расчековки антенн, солнечных батарей и т.д.
Особое место занимают агрегаты и системы спускаемых аппара-
тов, которые работают на спуске (см. разд. 4.1).
1.4. ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К КОСМИЧЕСКОМУ
АППАРАТУ И ЕГО КОНСТРУКЦИИ
Достаточно большой опыт, накопленный в области проектирова-
ния, производства и эксплуатации КА, позволяет сформулировать
общие требования к КА и его конструкции, которые не зависят от
типа КА.
222
1. Требования по надежности. Надежность КА (Р) определяется
как вероятность выполнения КА целевой задачи с заданными харак-
теристиками в течение заданного срока активного функционирова-
ния; значение надежности задается в зависимости от типа КА и
решаемой целевой задачи, практическое значение варьируется в
диапазоне Р = 0,8...0,95. При этом регламентируется понятие ’’выпо-
лнение целевой задачи”. Надежность КА обеспечивается надеж-
ностью комплектующих его систем и агрегатов, прочностью, жес-
ткостью и герметичностью конструкции. Значение показателя надеж-
ности КА может быть увеличено путем введения дублирования или
троирования, применения более надежных комплектующих, облегче-
ния режимов работы комплектующих систем, исключения малона-
дежных элементов. Значение надежности определяется расчетом и
подтверждается наземной экспериментальной отработкой.
2. Эксплуатационные требования. Включают в себя требования,
которым должен отвечать КА-
технологичность сборки и разборки на всех этапах эксплуатации;
минимальные затраты времени на приведение КА в готовность к
запуску на техническом и стартовом комплексах;
удобство доступа к технологическим разъемам и приборам, воз-
можность замены приборов и агрегатов в процессе наземной эксплуа-
тации.
Особое место занимают требования к условиям эксплуатации КА
и его элементам. В них содержатся требования по обеспечению
работоспособности КА и его комплектующих в условиях воздействия
факторов внешней среды.
В специальном разделе эксплуатационных требований приводятся
значения диапазонов температур, давлений, влажности, значения
механических воздействий при различных транспортировках, на
участке выведения, в орбитальном полете и при приземлении, во
время действия которых и после КА и его комплектующие должны
сохранять работоспособность.
3. Экономические требования. Оценку качества КА часто прово-
дят по критерию ’’эффективность—стоимость”. Конструкция JCA
должна обеспечивать заданное значение его целевой эффективности
при минимальной стоимости изготовления и эксплуатации. Стои-
мость КА складывается из стоимости составляющих этапов, которые
укрупненно можно представить в следующем виде:
разработка технической документации на КА;
оснащение и подготовка производства;
наземная экспериментальная отработка;
изготовление КА;
разработка и изготовление обеспечивающих систем и агрегатов;
17 of
разработка и изготовление целевой аппаратуры;
обслуживание на ТК и СК;
изготовление, подготовка и запуск ракеты-носителя;
обеспечение управления полетом КА.
Необходимо стремиться к снижению стоимости каждого этапа
работ. Основными направлениями для этого являются максимальное
заимствование ранее изготовленных и отработанных узлов, агрегатов,
приборов, материалов, технологических процессов; унификация
узлов, агрегатов, оборудования; применение прогрессивных техноло-
гий; многоразовое использование конструкций, аппаратуры КА,
целевой аппаратуры; увеличение срока активного существования КА.
4. Требование наименьшей массы и объема. Малая масса элемен-
тов КА при прочих равных условиях характеризует степень их
совершенства. При выбранных параметрах элементов конструкции
необходимо рационально определить их силовые схемы и распреде-
лить массу, стремясь к равнопрочной койструкции. Существенное
влияние на массу конструкции оказывает выбор материала. При
заданных требованиях и условиях работы конструкции необходимо
стремиться к использованию титановых, бериллиевых, алюминиевых,
литиевых сплавов, композитных и высокомолекулярных полимерных
материалов. Выбирая тип материала и технологию изготовления
конструкции, необходимо учитывать ограничения со стороны распо-
лагаемой производственно-технологической базы.
На массу силовой конструкции влияет точность определения
принятых нагрузок. Следствием плохого выбора нагрузок, действую-
щих на конструкцию, является перестраховка и перетяжеление
конструкции.
На массу аппаратуры и агрегатов КА большое влияние оказывает
выбранная логика их работы, число заложенных операций, схема
функционирования, требования по надежности и точности отработки
заданных параметров. Главными путями снижения массы бортовой
аппаратуры являются упрощение функциональной схемы КА в целом
и его приборов, внедрение многофункциональных приборов и приме-
нение современных комплектующих.
Помимо требования минимальной массы действует требование
минимального объема, которое исходит от общих ограничений на
объем полезной нагрузки, выводимой ракетой-носителем, и предъяв-
ляется разработчику КА в виде зоны полезного груза. Обеспечение
заданных ограничений по массам и объемам является одним из
ключевых вопросов при разработке конструкции КА. С целью плани-
рования и контроля за ограничениями составляется лимитно-весовая
сводка на все элементы КА, включая заправку топливом, охлаждаю-
щими жидкостями и газом.
222
5. Требование прочности. Силовые элементы конструкции до-
лжны иметь достаточную прочность и выдерживать все предусмот-
ренные виды нагружения. С целью облегчения элементов конструк-
ции, работающих на завершающем этапе эксплуатации КА (напри-
мер, при приземлении СА), допускаются деформация, трещины и
частичное разрушение отдельных элементов конструкции, не влияю-
щие на сохранность полезного груза, работоспособность конструкции
и систем, обеспечивающих поиск СА или его плавучесть в случае
приводнения. Необходимо стремиться к равнопрочности конструкции,
чтобы напряжения в силовых элементах были одинаковыми.
6. Требования жесткости. Они обуславливаются необходимостью
сохранения требуемой формы, предельных заданных прогибов, углов
поворота элементов конструкции. Например, при выведении КА на
орбиту под головным обтекателем углы прогиба КА не должны
превышать значений, при которых может произойти соударение
элементов КА с элементами головного обтекателя. Требования по
обеспечению точности взаимного расположения приборов КА (напри-
мер, гироорбитанта и инфракрасной вертикали системы ориентации
относительно центра масс), стабильности в процессе полета взаимно-
го расположения точных оптических приборов часто приводят к тому,
что требования жесткости являются определяющими при выборе
конструктивно-компоновочной схемы КА, его отсеков и элементов
конструкции. Жесткость конструкции влияет на нагрузки, действую-
щие на приборы при ударах и вибронагружениях, поэтому часто
предъявляют требования по жесткости к узлам крепления и корпусам
аппаратуры и агрегатов КА.
7. Требования герметичности. Эти требования являются важны-
ми для гермоотсеков КА. Разгерметизация отсеков в условиях косми-
ческого вакуума может привести к выходу из строя аппаратуры (в
частности, вследствие перегрева), так как газ в отсеках часто исполь-
зуется для охлаждения аппаратуры. Требования к герметичности в
космической технике высокие. Типовым является следующее требова-
ние падение давления газа в отсеке не должно превышать
6* 10-4 Вт. Технология изготовления и эксплуатации КА предусмат-
ривает многократное испытание на герметичность корпусов отсеков
и всего КА в собранном виде.
8. Требования по минимальному потреблению электроэнергии.
Данные требования по отношению к агрегатам и аппаратуру КА
выступают в качестве ограничения на потребление электроэнергии
и исходят из ограничения по КА в целом. Проблема энергетического
обеспечения КА обуславливается ограниченными возможностями
источников энергии. При разработке КА обычно составляется и в
18 of
дальнейшем контролируется лимитная сводка электропотребления
аппаратуры и агрегатов.
9. Требования к производственно-технологическому комплексу.
Конструкция КА должна быть рассчитана на применение прогрессив-
ных, экономичных ресурсосберегающих технологических процессов
с учетом реальных ограничений располагаемого технологического
комплекса. Внедрение прогрессивных материалов и технологий
позволяет в ряде случаев получить качественно новое техническое
решение, наилучшим образом соответствующее перечисленным выше
основным требованиям.
Помимо основных перечисленных требований, общих для всех
типов КА, существует большое число требований второго уровня по
важности и специфические требования, характерные для конкретных
типов КА. Например, для низкоорбитальных КА, орбиты которых
находятся в диапазоне высот 170...400 км, существенное значение
имеют аэродинамические требования, направленные на снижение
лобового сопротивления КА, моментов аэродинамических сил, повы-
шение динамической устойчивости аппарата. При разработке и
производстве ряда КА, отличающихся по своим техническим характе-
ристикам, модернизации серийных КА с целью улучшения их такти-
ко-технических характеристик (ТТХ) важными становятся требова-
ния по унификации конструктивных узлов, агрегатов и аппаратуры,
заводской оснастки, технологических процессов. Частные требования
предъявляются к отдельным конструктивным узлам и агрегатам.
Совокупность этих технических требований и ограничений обычно
излагается в документе ’’Техническое задание на разработку соответ-
ствующего узла или агрегата”.
1.5. СОСТАВ КОСМИЧЕСКОГО КОМПЛЕКСА
Непосредственно сам КА является только частью системы средств,
обеспечивающих его предполетную подготовку, запуск, управление
полетом, приземление и поиск.
Космический комплекс — это совокупность функционально взаи-
мосвязанных КА и наземных технических средств, предназначенных
для самостоятельного решения задач в космосе или для обеспечения
таких задач в составе космической системы. Он включает в себя:
космический аппарат;
ракету-носитель (PH);
технический комплекс;
стартовый комплекс;
средства измерительного комплекса космодрома;
222
наземный комплекс управления КА;
наземный специальный комплекс;
поисково-спасательный комплекс для возвращаемых на Землю КА.
Технический комплекс — составная часть космического комплекса,
включающая сооружения с технологическим оборудованием и обще-
техническими системами, расположенными на одной или нескольких
технических позициях. Технический комплекс предназначен для
проведения работ По подготовке КА и ракеты-носителя к вывозу на
стартовую позицию. Он обеспечивает прием, хранение, расконсерва-
цию, сборку КА и PH, их испытание, заправку КА компонентами
топлива и сжатыми газами.
С заводов-изготовителей КА и PH доставляются на технический
комплекс по железной дороге, шоссейным дорогам, авиационным
транспортом. На технической позиции в монтажно-испытательном
корпусе (МИК) КА и PH собирают, испытывают их отдельные узлы
и агрегаты. Для PH, имеющих в своем составе ступени, часто строит-
ся отдельный МИК для их сборки.
После испытаний отдельных ступеней PH собирается в горизон-
тальном или вертикальном положении на сборочном стапеле или
пусковой платформе мостовыми кранами. Далее PH проходит авто-
номные и комплексные испытания. Одновременно со сборкой PH
собирается и испытывается КА, для этих работ на техническом
комплексе (ТК) предусматривается специальный МИК или отдельное
помещение в МИК.
Примерный план работ с КА на ТК выглядит следующим образом.
1. Выгрузка отсеков КА из транспортировочных контейнеров.
2. Зарядка химических источников тока на зарядной станции.
3. Снаряжение целевой аппаратуры.
4. Сборка КА на стенде.
5. Подключение наземной кабельной сети, соединяющей КА с
наземным испытательным оборудованием.
6. Проверочные включения бортовых систем.
7. Электрические испытания с записью результатов на теле-
метрию.
8. Анализ телеметрической информации.
9. Проверка КА в барокамере на герметичность гермоотсеков и
баков двигательных установок.
10. Заправка КА компонентами топлива на заправочной станции.
11. Создание требуемой атмосферы в отсеках путем их продувок
предусмотренными газами.
12. Проведение заключительных операций, установка элементов
общей сборки, снятие предохранительных устройств и механических
блокировок, установка экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ).
19 of
IJ. Проверка исходного состояния систем (системы и временные
устройства должны быть подготовлены к началу работы).
14. Стыковка КА с переходником PH, закрытие КА головным
обтекателем.
15. Стыковка головного блока с PH.
Сборка и испытания КА осуществляются на стенде, представляю-
щем собой сложное техническое сооружение с площадками обслужи-
вания, устройствами для разворота и кантования КА в зависимости
от технологии его сборки. При сборке КА и PH используется монтаж-
но-стыковочное оборудование. Собранный и испытанный КА направ-
ляется для заправки на заправочную станцию. Масса компонентов
топлива, заправляемого в КА, колеблется от десятков килограммов
до нескольких тонн, в связи с чем используются различные методы
дозирования — объемные либо массовые. При объемном дозировании
строго контролируется температура- топлива, что позволяет, зная
химический состав топлива, определить его плотность в момент
заправки и пересчитать объемные дозы в массовые. Из хранилищ
топлива окислитель и горючее подаются насосными установками или
методом вытеснения. Перед заправкой компоненты топлива термоста-
тируются, некоторые из них подвергаются деаэрации. Топливные
баки и часть заправочных трактов (до мембран) перед заправкой
вакуумируются для удаления из них воздуха. Система заправки
сжатыми газами обеспечивает заправку баллонов высокого давления
КА и заполнение свободного пространства топливных баков инертным
газом после заправки компонентами топлива. Заправка КА произво-
дится в заправочном зале станции.
Стартовый комплекс (СК) — составная часть космического ком-
плекса, расположенная на стартовой позиции.
СК обеспечивает доставку PH и КА с технической позиции на
стартовую, установку ракеты с КА на пусковое устройство, заправку
PH компонентами топлива и газами, испытания, выполнение всех
технологических операций по подготовке PH к пуску и пуск PH. СК
имеет одну или несколько пусковых установок. Стартовые комплексы
по конструкции, схемному решению и составу наземного оборудова-
ния не однотипны. Их различия определяются классом запускаемых
с них PH.
На стартовый комплекс PH ’’Союз” с КА доставляются на транс-
портно-установочном агрегате в горизонтальном положении с неза-
правленной топливом PH. Помимо пускового устройства на стартовом
комплексе расположены комплекс стационарного и подвижного
наземного оборудования, бункер командного пункта и ряд других
< сооружений. Подвижные агрегаты и системы наземного оборудования
размещаются на бетонированной площадке, а стационарное оборудо-
222
ванне — в помещениях пускового и других сооружений, за исключе-
нием пускового устройства, смонтированного на козырьке пускового
сооружения.
Пусковая установка предназначена для удержания PH с КА в
вертикально-подвешенном положении. На основании пусковой уста-
новки с противоположных сторон шарнирно крепятся две фермы
обслуживайия. Внутри ферм обслуживания размещены подъемные
лифты. На стартовом комплексе размещены системы заправки и
подпитки PH жидким кислородом и азотом, расходное хранилище,
насосные станции, трубопроводы, коллекторы, системы заправки
горючим из железнодорожного заправщика.
Измерительный комплекс предназначен для проведения телемет-
рических измерений в ходе различных проверок PH и КА на техни-
ческом и стартовом комплексах при подготовке их к пуску; проведе-
ния телеметрических и траекторных измерений на активном участке
полета PH; привязки измерительной информации к единой шкале
времени; автоматизированного сбора, обработки и отображения
информации и документирования измерительной информации. Изме-
рительный комплекс информационно сопрягается со' всеми составны-
ми частями своего космодрома, а также с наземным комплексом
управления полетом (НКУ), привлекаемыми подвижными средствами
и другими организациями.
Наземный комплекс управления КА. НКУ предназначен для
управления всей совокупностью КА, функционирующих в космичес-
ком пространстве. НКУ включает в себя комплекс стационарных и
подвижных систем и средств обмена командно-программной, телемет-
рической и траекторной информацией с КА, средств связи и автома-
тизированного сбора и обработки информации с необходимым мате-
матическим обеспечением. Средства НКУ размещаются на командно-
измерительных пунктах (КИП), центральном командном пункте
(ЦКП), центральных пунктах управления (ЦПУ) различными КА.
Состав средств, назначение и функционирование НКУ и автоматизи-
рованной системы управления (АСУ) КА подробно рассмотрены в
гл. 5.
Поисково-спасательный комплекс (ПСК). ПСК предназначен для
поиска, обнаружения места посадки СА, его послеполетного обслужи-
вания, а также для доставки СА в места, где с ними производятся
дальнейшие работы. ПСК включает в себя авиационные, наземные
и морские поисково-спасательные средства.
Основными подвижными средствами поиска СА являются самоле-
ты и вертолеты. Они оборудуются радиопеленгаторами, которые
регистрируют радиосигналы передатчиков КА (СА). По трассе -спуска
и в районе посадки патрулируют самолеты и вертолеты.
2 0 of
Координаты точки посадки СА определяются с использованием
данных прогноза о районе посадки, выдаваемых Центральным пун-
ктом управления, а затем на основании измерений радиопеленгаци-
онных средств на участке спуска СА. Непосредственно поиск и
визуальное обнаружение СА на месте посадки производятся авиаци-
онными средствами (самолетами, вертолетами), оборудованными
поисковыми радиокомплексами УКВ диапазона. В случае неблагопри-
ятных метеоусловий или в темное время суток поиск и обнаружение
приземлившихся СА производятся силами и средствами поисково-
эвакуационных отрядов. Поисковая группа производит на месте
посадки вскрытие технологических люков СА, извлечение кассет с
информацией для последующей доставки их по назначению, дезакти-
вацию СА, демонтаж некоторых устройств и подготовку их и СА к
эвакуации. При посадке СА в акватории Мирового океана для их
поиска, обнаружения, спасения и эвакуации используются специаль-
но оборудованные средства поисково-спасательной службы флотов.
222
ГЛАВА 2
ОБЕСПЕЧЕНИЕ СТОЙКОСТИ КОСМИЧЕСКОГО
АППАРАТА К ПАРАМЕТРАМ МЕХАНИЧЕСКОГО
НАГРУЖЕНИЯ. АЭРОДИНАМИКА НА БОЛЬШИХ
ВЫСОТАХ
2.1. СОСТАВ КОМПЛЕКСА РАБОТ ПО ОБЕСПЕЧЕНИЮ
СТОЙКОСТИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА К ПАРАМЕТРАМ
МЕХАНИЧЕСКОГО НАГРУЖЕНИЯ
Неотъемлемой и составной частью разработки КА является обес-
печение стойкости его конструкции и аппаратуры к параметрам
механического нагружения (ПМН). Под стойкостью понимается
способность КА сохранять требуемые характеристики в процессе или
после действия механических нагрузок. К ПМН относятся изменяю-
щиеся по времени сосредоточенные и распределенные силы, моменты
— внутренние силовые факторы (ВСФ) нагружения конструкции,
значения ускорений и амплитудно-частотные характеристики виброу-
дарных ускорений и акустического давления.
Как температура, давление окружающей среды и в отсеках КА,
радиация, так и параметры механического нагружения являются
конкретизацией общих требований по условиям эксплуатации,
которые предъявляются к разработке КА и его составных частей. Они
используются для установления потребной несущей способности
(ПНС) силовой конструкции и аппаратуры КА (для их геометричес-
ких параметров), для выбора имеющихся или разработки новых
электро-, радио- и других комплектующих элементов аппаратуры, а
также для непосредственной проверки стойкости КА и его составных
частей к ПМН при наземной экспериментальной отработке.
Таким образом, ПМН обуславливают прочностную надежность и
надежность функционирования систем КА, с одной стороны, с другой
— массовые характеристики КА, объемы его экспериментальной
отработки и, следовательно, стоимость создания КА. При конструиро-
вании предпочтительны такие методы определения ПМН, которые бы
обеспечивали прогнозирование режимов нагружения, близких к
21 of
реализующимся в натурных условиях эксплуатации (без излишних
запасов). Но практика показывает, что этого еще недостаточно для
оптимального процесса создания КА. ПМН являются реакцией кон-
струкции КА и его элементов на параметры внешних воздействий
(ПВВ) со стороны, например, транспортных средств (ТС) при пере-
возке КА или собственных систем при орбитальном полете, спуске,
посадке и т.д., т.е. ПМН зависят от характеристик конструкции и
систем КА, которые также определяются в процессе создания КА с
учетом ПМН. Установление этих взаимозависимых характеристик —
процесс итерационный, как и проектирование КА, и скорость его
сходимости существенно влияет на сроки и стоимость создания,
особенно тогда, когда этот процесс охватывает этап изготовления
опытных образцов и их экспериментальной отработки. Поэтому
важным при конструировании является осуществление управления
нормированных ПМН методами разработки и внедрения рекоменда-
ций и требований к конструкции, системам КА, к средствам и усло-
виям его эксплуатации и постоянного мониторинга взаимосвязанных
характеристик.
Кроме того, успешные результаты по определению режимов
нагружения будут иметь эффект, если будут применяться адекватные
методы определения ПНС конструкции, совершенные и вместе с тем
дешевые методы воспроизведения ПМН при испытаниях и методы их
проверки при натурных испытаниях. Из изложенного выше следует,
что обеспечение стойкости КА и ПМН — это комплексная проблема,
эффективность решения которой зависит от того, насколько комплек-
сно будут решаться составные задачи создания КА, зависимые от
ПМН и одновременно влияющие на эти параметры.
Обеспечение стойкости КА к механическому нагружению включа-
ет в себя- комплекс следующих взаимосвязанных научных, научно-
гсхнических и организационно-технических работ:
анализ общих условий эксплуатации, заданных на разработку КА,
его ККС и работы его систем и средств выведения КА, выявление
внешних факторов, параметров внешнего силового и кинематического
воздействия и установление расчетных случаев нагружения КА;
определение характеристик и разработка математических моделей
ПВВ в расчетных случаях нагружения;
расчетно-теоретическое моделирование процессов нагружения,
определение вероятностных характеристик (ВХ) внутренних силовых
факторов и ускорений динамического нагружения конструкций;
разработка нормативных режимов виброударного и акустического
нагружения КА и методов проверки стойкости его к ПМН;
разработка и реализация -технических решений по управлению
ПМН;
222
определение потребных ПНС и геометрических характеристик
силовых элементов конструкции КА;
экспериментальная проверка стойкости конструкции и аппаратуры
КА к ПМН при наземных испытаниях;
измерения, обработка и анализ фактических ПМН, полученных
при натурной эксплуатации; заключение о соответствии им норма-
тивных режимов.
1.1. АНАЛИЗ УСЛОВИЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ И УСТАНОВЛЕНИЕ
РАСЧЕТНЫХ СЛУЧАЕВ НАГРУЖЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Типовыми этапами эксплуатации автоматического КА являются
наземная эксплуатация, полет на активном участке выведения его на
орбиту искусственного спутника Земли (ОИСЗ), активный полет на
орбитальном участке, спуск с орбиты, посадка на поверхность Земли.
Для КА с передачей информации по радиоканалу два последних
этапа отсутствуют. На каждом из этих этапов с КА непосредственно
или в составе средств выведения проводится совокупность операций,
которая определяется исходя из особенностей конструкции и назначе-
ния КА, средств выведения и требований по условиям эксплуатации.
В свою очередь, каждая из этих операций характеризуется сово-
купностью факторов, определяющих силовые и кинематические ПВВ
на его конструкцию. Такие операции или моменты эксплуатации,
которые характеризуются свойственным лишь данному моменту
сочетанием окружающих условий и составом ПВВ, называются в
нормах прочности расчетными случаями нагружения КА или просто
расчетными случаями. Соответственно расчетным случаем по про-
чности будет называться расчетный случай нагружения, в котором
ВСФ или деформации будут определять потребную несущую спо-
собность или жесткость какого-то элемента конструкции КА. Чаще
всего ПНС конструкции определяют квазистатические и низкочастот-
ные ПМН, соответствующие реакции первых основных тонов колеба-
ний конструкции (40...60 Гц, в отдельных случаях несколько боль-
ше). Это определяется и ограниченными возможностями по точности
теоретического описания процессов нагружения за пределами этих
диапазонов частот.
Кроме задач прочности характеристики квазисгатических и низко-
частотных ускорений в этих расчетных случаях нагружения вместе
с характеристиками виброударного нагружения в более широком
диапазоне частот (обычно до 2...2,5, а в отдельных случаях — до
4 кГц) являются исходными для формирования эксплуатационных
условий ПМН, которые используются при разработке комплектую-
22 of
щих систем КА и экспериментальной отработке стойкости КА и
составных частей к этим параметрам. Поэтому установившийся
термин ’’расчетный случай нагружения” будем использовать в более
широком смысле, т.е. в контексте задачи настоящего раздела.
Выявление расчетных случаев нагружения является первичной
задачей обеспечения стойкости КА. Неучет той или иной операции
может быть связан с нежелательными последствиями при эксплуата-
ции КА и поэтому, несмотря на кажущуюся простоту, этому этапу
работ должно уделяться внимание.
Опыт проектирования автоматических КА показывает, что среди
операций по наземной эксплуатации обязательно найдутся такие
расчетные случаи, нагружение в которых будут определять ПНС
конструкции и в значительной степени влиять на стойкость аппара-
туры КА. Исходя из общих требований к транспортировке КА в
эксплуатирующую организацию, его конструктивных характеристик
(например, схемы крепления на ТС местных и распределенных
жесткостей корпуса и др.), такими расчетными случаями часто
являются транспортировка КА каким-либо видом транспорта (желез-
нодорожным, авиационным, автомобильным), операции по сборке КА
с PH, транспортировка их к месту старта и установка на стартовое
устройство. В зависимости от конструкции КА расчетными случаями
могут быть и операции по сборке, межцеховой транспортировке и
транспортировке отдельных частей КА из-за изготовления и сборки
их на разных заводах. Внешними воздействиями при этих операциях
являются стационарные или нестационарные режимы ускорений при
движениях подъемно-транспортных систем.
Этап эксплуатации в составе PH характеризуется заданными
внешними агроклиматическими условиями и воздействиями на PH
тяги ее ДУ, управляющих и аэродинамических сил.
В качестве расчетных случаев для КА при совместном полете с PH
должны быть рассмотрены переходные режимы работы ДУ при старте
и разделении ступеней PH. В зависимости от конструкции PH эти
случаи могут определять ПНС конструкции. Такими же определяю-
щими могут быть режимы работы системы управления (СУ) PH,
которые при взаимодействии с конструкцией PH приводят к ограни-
ченным и допустимым для PH упругим колебаниям его корпуса. При
старте ДУ является источником интенсивного акустического (звуко-
вого) давления и механической вибрации широкого диапазона частот,
которые генерируют широкополостную вибрацию Конструкции КА и
акустическое давление на его поверхности и внутри отсеков..
Как правило, КА на атмосферном участке полета защищен голов-
ным обтекателем от действия тепловых и аэродинамических нагру-
зок. Поэтому полет PH в зоне максимальных скоростных напоров
222
(случай "max q”) обычно не является расчетным по прочности
силовой конструкции КА, но так же, как и при старте, характеризу-
ется высоким уровнем воздействия на КА широкополостного акусти-
ческого давления и механической вибрации и поэтому как расчетный
случай требует тщательного анализа.
На орбитальном участке активного полета КА расчетные случаи
нагружения определяются воздействием на КА исполнительных
органов СУД и тяги КДУ при осуществлении заданной программы
полета, а также воздействием приводных механизмов при операциях
раскрытия и управления подвижными элементами конструкции
(ПЭК), например солнечными батареями. Эти же операции являются
источниками возбуждения на конструкции КА виброударных ускоре-
ний широкого диапазона частот, что необходимо учитывать при
проверке функционирования аппаратуры.
Характерным для орбитального участка полета и новым предме-
том изучения являются постоянно (или длительное время) работаю-
щие устройства, которые могут служить источником возникновения
на конструкции виброускорений с малыми амплитудами (S «
< 1 м-с-2), микровибраций. Их принципиально важно учитывать
При организации на орбите получения сверхчистых материалов, а
также цри оценке точности прецизионной аппаратуры КА длительно-
го времени существования. "Если в составе КА имеется СА или спус-
каемые капсулы (СК), расчетными для них могут быть воздействие
сил системы отделения от остающейся на орбите части КА, действие
максимальных температур на силовой части конструкции, макси-
мальный перепад давлений на оболочке отсека и максимальных
ускорений при д вижении центра масс и относительно центра масс С А
при входе в плотные слои атмосферы. При определении ПНС кон-
струкции в этих случаях рассматривается одновременное действие
максимальных значений и двух других вышеупомянутых параметров.
Кроме того, вход в плотные слои атмосферы вплоть до ввода пара-
шютной системы сопровождается нестационарным аэродинамическим
обтеканием и уносом слоя теплозащитного покрытия, что является
причиной возникновения на конструкции широкополостной вибрации
и акустического давления в отсеках СА. Этап посадки начинается с
операции ввода ПС. Это динамические операции, характеризующие-
ся воздействием на СА импульсных сил для открытия крышки пара-
шютного отсека СА и произвольного направления и значительного
градиента сил ст ПС. Окончательное гашение вертикальной скорости
посадки может осуществляться действием тормозного импульса
двигателя мягкой посадки, что может явиться расчетным случаем
нагружения, влияющим на ПНС отдельных элементов конструк-
of
пни СА и виброударные характеристики нагружения аппарату-
ры СА,
Наиболее тяжелым случаем нагружения СА является непосред-
ственная посадка на земную поверхность. Нагружение в этом случае
определяется кинематическими параметрами движения СА на момент
касания поверхности земли, заданными условиями и районами
приземления, из которых соответственно определяются характеристи-
ки земной поверхности и горизонтальной скорости посадки.
2.3, ОПРЕДЕЛЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК И РАЗРАБОТКА
МАТЕМАТИЧЕСКИХ МОДЕЛЕЙ ПАРАМЕТРОВ ВНЕШНИХ
ВОЗДЕЙСТВИЙ В РАСЧЕТНЫХ СЛУЧАЯХ НАГРУЖЕНИЯ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Определение конкретных характеристик ПВВ в расчетных случаях
нагружения является задачей следующей части работ по обеспечению
стойкости КА к параметрам механического нагружения. Эти харак-
теристики в значительной степени определяют как значения ПМН и,
следовательно, ПНС конструкции, так и методы их прогнозирования.
Внешние воздействия чаще всего носят стохастический характер
и при наличии статистических данных об этих воздействиях исследу-
ются известными методами математической статистики. При разра-
ботке нового КА для получения априорных вероятностных характе-
ристик ПВВ используются опытные данные по близким прототипам
КА, PH и наземных средств их эксплуатации. Из-за отсутствия
таких данных на начальном этапе развития ракетно-космической
техники (РКТ) получили распространение и в связи с недостаточным
использованием накопившихся данных еще остаются доминирующи-
ми детерминированные методы определения ПМН. Поэтому актуаль-
ной задачей является обобщение полученных данных в различных
областях конструирования РКТ для более широкого внедрения веро-
ятностных методов в проектирование, в частности по теме настояще-
го раздела — определение статистических моделей ПВВ и на их
основе определение вероятностных характеристик ПМН в целом.
Широкую известность среди специалистов получили статистичес-
кие модели параметров внешних аэроклиматических условий эксплу-
атации в приземном слое атмосферы и на высотах. Представление о
них можно получить в работах [2, 3]. На основе этих моделей фор-
мулируются обоснованные требования по внешним условиям эксплу-
атации для создания новых КА в зависимости от места его запуска
и могут быть оценены вероятностные значения ПМН от ветровых
воздействий на старте и в палете на участке выведения КА на ОИСЗ.
222
Нагружение КА при транспортно-такелажных операциях опреде-
ляется массовыми статическими силами тяжести, распределенными
аэродинамическими квазистатическими силами (в случае ветровых
воздействий на КА) и дополнительными динамическими составляю-
щими массовых сил, как реакции КА на динамические ускорения в
узлах крепления (опорах) КА при этих операциях.
Характеристика динамических ускорений при работе подъемных
кранов определяется экспериментально на жестких, различной массы
грузовых эквивалентах (иногда непосредственно на КА и его частях)
и при операциях, имитирующих работу с различными по массе КА
(подъем, опускание, укладка на опоры и т.д.). Такие работы прово-
дятся на заводе-изготовителе КА и в МИК полигонов для проверки
выполнения требований технической документации. Это является
своего рода дополнительной аттестацией кранового оборудования по
параметру ’’ускорение” и является обязательным при монтаже новых
кранов.
Результаты таких работ с широко применяемым мостовым краном
КМЭ-50/10 (с кранами грузоподъемностью 500 и 100 кН) показали,
что модель воздействия крановых ускорений [8кр (()] может быть
представлена в виде быстрозатухающего близкого к гармоническому
характеру процесса, который представляется в следующем виде:
ja . ~ Sj, t
SKp (t) = A§e sin wt,
где Ag — максимальное значение ускорения процесса; бк — декре-
мент процесса колебаний; ы — круговая частота.
В результате обработки измерений при операциях с грузами до 80
(для крана грузоподъемностью 100 кН) и до 200 кН (для крана
грузоподъемностью 500 кН) получены (с доверительной вероятностью
0,8) следующие статистические характеристики ускорений в направ-
лении подъема (опускания):
на основной скорости тЛ
на установочной скорости
§
= 0,63 м- с 2, о*
AS
mA„ = 0,30 м- с-2,
= 0,40 м-с’2;
о« = О,26м-с-2;
при опускании в момент укладки на опоры на установочной
скорости шА_ = 0,90 м- с-2, оЛ_ = 0,63 м- с-2 (т — математическое
ожидание; о — среднеквадратичное отклонение).
Значение частоты может лежать в диапазоне 1...10 Гц при подъе-
ме (опускании) и до 20 Гц при укладке.
Декремент колебаний изменяется в пределах 0,3...0,6.
24 of
В связи с быстрым затуханием процесса 8кр(0 и его низкой
частотой чаще всего в расчетах нагружения этот процесс рассматри-
вается как квазистатический с максимальным значением При
наличии у КА элементов конструкции с низкой частотой для расчета
ПМН используются все характеристики процесса КА При перевозке
железнодорожным или автомобильным видами транспорта КА с
укупоркой в дальнейшем будем называть ’’изделие”. При стационар-
ных режимах движения случайными возмущениями, действующими
на систему изделие — транспортные средства (ИТС), являются
дорожные неровности.
При перевозке по железной дороге — это стыковые неровности
случайной величины и случайные геометрические неровности пути,
создающие кинематическое возмущение на каждую необрессоренную
колесную пару ТС.
По результатам исследований нагружения систем ИТС математи-
ческая модель неровностей железнодорожного полотна может быть
представлена в виде комбинации периодических стыковых [5П(/)] и
случайных геометрических неровностей [Й^(ь>)];
ч m Mi 2яУ.'
Sn<t = T ’ 17”1 ’
где Uo — случайная величина глубины неровностей, описываемая
нормальным законом распределения с математическим ожиданием и
дисперсией = 0,01 м, = 16- КГ"6 м2; V — скорость движе-
ния ИТС, см/с; Ья = 3 м — длина стыковой неровности.
Случайные геометрические неровности описываются спектральной
плотностью вида
Q с (и)
ь>)
где Kj = 50 МН-м""1 — коэффициент упругости пути; Pi =
= 0,8 МН- м—1 — коэффициент вязкости; £1Л(м) — спектральная
плотность сил взаимодействия F между колесом и рельсом, представ-
ляемая ’’белым шумом” в диапазоне частот от 0 до 64 Гц с дисперси-
ей, равной 4- 1(Г® м2.
Приведенная стохастическая модель обеспечивает аналоговое и
цифровое моделипование пяижриио гигтяи пгтг1 „ —
жение результатов к данным экспериментальных измерений ПМН на
КА.
Распространенной в практике моделью воздействий на перевози-
мые грузы является спектральная плотность ускорений ТС в местах
опирания груза, которые определяются экспериментально в результа-
те обработки данных измерений ускорений при натурной транспорти-
ровке.
Обобщенные характеристики таких стохастических моделей для
железнодорожных транспортных средств приводятся в работах 12, 3]
и др. Точность результатов использования таких моделей в прогнози-
ровании ПМН зависит от близости динамической схемы вновь разра-
батываемой системы И ТС к прототипу и достоверности полученных
для него экспериментальных данных.
На рис. 2.1 приведены экспериментальные данные по замерам
ускорений на опорах изделий для трех систем ИТС, отличающихся
жесткостными, массовыми характеристиками изделий, перевозимых
на одном типе железнодорожного транспорта. Эти данные подтвер-
ждают бытующие логические суждения о взаимовлиянии нагружения
динамических систем изделия и ТС и дают качественное и количес-
твенное представление об изменении амплитудно-частотных характе-
ристик ускорений на опорах изделия. Исходя из этого и учитывая,
что разделить воздействия по каждой из опор практически невозмож-
но, наилучшим способом прогнозирования ПМН при стационарном
режиме транспортирования является задание возмущений на систему
ИТС со стороны дороги, причем на каждую колесную пару. Примеры
таких моделей в виде зависимости спектральной плотности переме-
щений от неровностей дорог приведены в работе [3]. Общей чертой
этих моделей является то, что они описывают возмущения в диапазо-
не до 5...7 Гц. Для автомобильного типа тяжелых ТС, имеющих
пневматику и гидравлические амортизаторы подвесок колес, как
показывают экспериментальные данные о нагружении перевозимых
изделий, эти модели удовлетворяют потребностям практики. Для
ИТС железнодорожного типа применение таких моделей ограничено,
так как имеющиеся экспериментальные измерения ПМН этих систем
показывают, что существенные для конструкции узлов и аппаратуры
КА значения амплитуд ускорений лежат в диапазоне до 40...60 Гц.
Для получения стохастических моделей неровностей железных дорог,
наиболее удовлетворяющих практике конструирования применяются
расчетно-экспериментальные методы с решением обратной задачи
статической динамики.
Суть метода заключается в следующем:
1. По результатам специальных прямых измерений ускорений на
элементах конструкции системы ИТС для представительных участков25 of
Рис. 2.1. Экспериментальные значения перегрузок 5 и частот Л на опорах I и II
грузов различной массы и жесткости:
а — схема "изделие — транспортное средство"; б — на опоре Г, в — на опоре II; А —
ИТС-1, масса 18 т; Б — ИТС-2, масса 15 т; В — ИТС-3, масса 6 т
железных дорог с различным качеством пути, в различных климати-
ческих условиях определяются спектральные плотности ускорений
(ы) на I элементах конструкций корпусов и устанавливаемых на
них узлов для различных скоростей стационарного движения. При
этом выбираются элементы с различными собственными частотами
колебаний.
222
2. Расчетным путем определяют передаточную функцию системы
ИТС по каждому элементу I— (сш).
Для этого исследуемую систему представляют в виде сложной
модели из п элементов с использованием их индивидуальных дина-
мических характеристик и демпфирующих свойств, определенных
экспериментально (можно без учета связи друг с другом). Методика
определения (ш) и построения такой модели описана ниже.
3. На основании известной формулы статистической динамики
Qj( со) - | Wf <( со) ) 2Цувх ( ы) ,
устанавливающей зависимость спектральных характеристик
выхода [Qс(со)] от входа [(К (со)] динамической системы по данным
вх
для каждого из анализируемых элементов /[И^(ко), □$(«)], опреде-
ляются обобщенные значения спектральной плотности неровностей
железной дороги (К (со).
QBX
По данным экспериментальных измерений при транспортных
испытаниях одного из КА на транспортере типа 11Т710 получена
следующая обобщенная модель вертикальных неровностей железной
дороги в диапазоне частот до 40 Гц:
Q^(w) - a^V2 при со < 30 с -1;
Dj (со) = а2У2{1 + exp[-p(w~30)]} при 30<<о s 125 с ^.1)
Qs (со) = а3 +ехр[-р (со-125)]} при 125< со i250 с 1,
где а! = 207- 1(Г10 с3; а2 = 0,26- 1(Г1(> с3; а, = 0,07- 1О“10 с3; р =
= 0,5 с *.
Графически эта модель представлена на рис. 2.2.
Для случая транспортировки на стартовую позицию КА в составе
PH на транспортно-установочном агрегате (ТУА) целесообразен
несколько другой подход к определению воздействий на КА при
стационарных режимах движения. Как правило, возможности PH по
массе выводимого им полезного груза используются максимально и
отличия между собой по массе различных прототипов КА по сравне-
26 о
Рис. 2.2. Обобщенная спектральная плотность Оа воздействия полотна железной
дороги на транспортное средство:
при движении со скоростью 100 км/ч (-) и 50 км/ч (--):
л, о — расчетно-экспериментальные значения
нию с массой транспортной системы в целом незначительны. Поэтому
для этого случая эксплуатации воздействие на КА может быть пред-
ставлено в виде спектральной плотности вертикальных и боковых
ускорений в сечении по стыку КА с PH, определенных по результа-
там соответствующих экспериментальных измерений при транспорти-
ровке прототипа КА в составе PH с различными эксплуатационными
скоростями движения по установленному для конкретного PH мар-
шруту.
По результатам таких измерений практический интерес представ-
ляют вероятностные распределения максимальных поперечных
ускорений для всего маршрута, а также распределения амплитуд
ускорений по частотам колебаний, которые могут быть использованы
для обоснования этих распределений как внешних квазистатических
воздействий на КА.
Такие данные для случая транспортировки одного из КА в составе
PH типа ’’Союз" приведены на рис. 2.3 и 2^4. Согласно этим данным
распределение вероятностей максимальных значений поперечных
f 222
Рис. 2.3. Дифференциальные [/(ЗД и интегральные [ТОД] законы распределения
ускорений при транспортировке кА в составе ракеты-носителя с различными
скоростями:
1 — гистограмма; 2 — 3 — F(S^) (ms = 0,89; - 0,38) для V -
= 3...15 км/ч, 4 — F{S_) (та = 0,69; <т^ - 0,28) для V = 3.. 5 км/ч; 5 — Д5Д
<ms - 0,87; oj = 0,30) для V - 13... 15 км/ч; 6 - ТОД <mj = 0,90; us - 0,34) для
V = 6.. 8 км/ч
Рис. 2.4. Периодограмма разложения вертикальных ускорений 5 на стыковочном
шпангоуте ракеты-носителя с КА:
---—-----скорость транспортировки Ртр = 4,8 км/ч;----------скорость транспор-
тировки Е, - 9,0 км/ч
27 of
(вертикальных Sy) ускорений подчиняется логарифмически нормаль-
ному закону распределения. Параметры этого закона для вертикаль-
ных ускорений приведены на рис. 2.3.
Для боковых ускорений эти параметры составляют:
для V= 3...5 км- mg = 0,64 м-с~2, ag = 0,34 м- с—2 ;
для V = 6...8 км- ч-1 mg = 0,8 м- с~2, ag = 0,33 м- с-2;
для V= 9...12 км-ч—1 mg = 0,62 м-с-2, ag = 0,33 м-с-2;
для V = 13... 15 км- ч—1 mg = 0,52м-с~2, ag = 0,19 м-с-2.
Эти данные дают представление об отличии распределений веро-
ятностей и частотного состава амплитуд ускорений в зависимости от
скоростей движения по одному и тому же маршруту.
Многочисленные исследования показывают, что из всех режимов
движения железнодорожного вагона в поезде и при маневровых
операциях на сортировочных горках наиболее интенсивное нестацио-
нарное нагружение вагон может испытывать при маневровых опера-
циях и особенно — при соударениях одиночных вагонов. Хотя для
таких грузов, как КА, существуют строгие ограничения на такие
режимы эксплуатации, однако приходится считаться с практической
стороной работы железнодорожного транспорта и рассматривать
такой случай нагружения КА, который превышает по интенсивности
все другие виды нестационарного нагружения.
Нагружение КА в этом случае определяется характеристиками
возникающего продольного усилия в автосцепном устройстве. В
настоящее время основным ударопоглощающим устройством автос-
цепки является фрикционный поглощающий аппарат (ФПА), при
сжатии которого часть энергии затрачивается на работу сил трения.
Все серийно изготавливаемые ТС оборудованы одним типом ФПА —
Ш-1-ТМ.
Значение и спектр усилия в автосцепном устройстве вагона опре-
деляются целым рядом случайных факторов. Определению их статис-
тических закономерностей и влиянию на характеристики усилий
посвящены большие исследования, согласно которым основными
случайными взаимно независимыми факторами, определяющими
характеристики усилий в автосцепном устройстве, являются:
масса вагона-бойка т$;
начальная скорость соударения вагонов Ко;
коэффициент трения ФПА р.
Гистограммы распределения вероятностей этих величин приведены
на рис. 2.5. Кроме этих характеристик усилия в автосцепке зависят
и от массовых, жесткостных' характеристик конкретной исследуемой
222
в)
системы ИТС. Поэтому вместо дорогостоящих прямых эксперимен-
тальных исследований может быть применен расчетно-эксперимен-
тальный метод определения вероятностных характеристик (ВХ)
нестационарного продольного воздействия на ТС.
Целью этого метода является формирование банка спектров
продольных усилий со стороны автосцепного устройства на опреде-
ленный тип ТС, загруженного массой перевозимого груза. Для его
формирования используются ВХ значений и р, полученные в'
результате упомянутых выше экспериментальных исследований. На
основании этих же исследований допустимо значение р и эквивален-
тные жесткости модели вагона-бойка Cg принимать одинаковыми с
соответствующими значениями р и Св для исследуемого ТС. Данные
по ВХ значений wig, и р представляются в виде гистограмм,
состоящих из к участков дая Ио, из п участков для wig, из т участков
для. р. В этом случае для каждого из этих участков средние значения
величин , wig , р/ будут иметь соответственно следующие значе-
ния вероятностей:
(j = 1, л); Р;(р;) <1 = 1, tn)-,
(i = 1, .... к).
С учетом этого методика формирования банка данных включает
следующие этапы.
28 of
Рис. 2.6. Расчетная схема процесса соударения двух вагонов
1. Решение системы дифференциальных уравнений, описывающих
расчетную схему соударения двух вагонов, приведенную на рис. 2.6.
В результате определяются реализации временных процессов
изменения усилия в сцепке = M(Vir т6 , р;, 0 как функции
случайных величин У., тб , р/ и времени t, выбранного с таким
расчетом, чтобы обеспечить достаточное разрешение в частотной
области спектра (в рабочем диапазоне частот).
2. Определение вероятности появления временного процесса
, которая при независимости случайных величин У0;,
определяется как
3. Определение нормированных энергетических спектров продо-
льных усилий в сцепке в виде
£2^(ы) = [201g ]Л^у/) |]a(lV17/)’2,
где | — модуль ненормированного фурье-преобразования
усилий; а(Л^) — среднеквадратичное отклонение процесса.
В результате получается L = кпт энергетических спектров уси-
лий.
4. Из совокупности L спектров определяются классы спектров
й^(ы) по критерию подобия спектров друг другу (входящих в дан-
ный класс), Критерием подобия спектров, входящих в класс, прини-
мается
j£3jj/(co> - Ojj(<o) [ < 3 дБ,
где Йд(«) — нормированный спектр, представляющий собой /?-й
класс спектров в банке данных для частотного диапазона 0 ы
- “max- Совокупность спектров, входящих в Л-й класс, заменяется
222
спектром Йд («). Вероятность его определяется как Рд = Р [, где
к-1
г — число спектров, входящих в данный класс R, R = 1, ..., г.
5. Определение основных атрибутов класса спектров:
закона распределения вероятностей максимальных усилий в
сцепке, спектры которых принадлежат классу
й£(ы) -/W“;ax Т Й«);
закона распределения дисперсий продольных усилий на вагон,
принадлежащих классу спектров
Йд(ш) t Йд) .
Таким образом, получим банк данных по ВХ продольных внешних
воздействий на систему ИТС, которые могут быть использованы для
определения ПМН, КА в случае соударения двух ТС при маневровых
операциях ТС. Примеры изменения относительного усилия в сцепке NI}1
и спектра усилий одного из классов R, (X), полученные для
случая соударения вагона-бойка с платформой типа 1IT710, загру-
женной контейнером с КА, приведены на рис. 2.7 и 2.8.
В случае транспортировки КА авиационными видами транспорта
внешние воздействия на него задаются в виде квазистатистических
значений ускорений на полу грузовой кабины для различных этапов
и режимов эксплуатации на основании нормативных документов
разработчиков самолета (вертолета).
Значения ускорений являются случайными величинами, и они в
виде интегральных повторяемостей этих значений с учетом упругости
конструкции самолета (вертолета) определяются экспериментально
по результатам эксплуатации прототипов авиационных средств и
характеристик конкретного самолета (вертолета).
На рис. 2.9 дана для примера функция повторяемости ускорений
[IgF(ri)] для транспортного самолета Ан-124.
По данным о повторяемости значения эксплуатационных ускоре-
ний нормируются в соответствии с требованиями по надежности
крепления грузов исходя из обеспечения безопасности для экипажа
и самолета (вертолета) в целом.
КА авиационным видом транспорта обычно перевозятся в специ-
альных контейнерах, прочность которых при установке в грузовой
кабине должна обеспечиваться в соответствии с требованиями норма-
29 of
Рис. 2.7. Пример изменения по времени относительного значения усилия [ЛГ(/|(О] в
сцепке
Рис. 2.8. Пример нормированного спектра Я-го класса й«(1) относительных значе-
ний усилия в сцепке Мя(0
222
Рис. 2.9. кривая интегральней повторяемое™ вертикальных ускорений s , мс 2, при
посадке самолета Ан-124
тивных документов на самолет (вертолет). Эксплуатационные на-
грузки на КА могут отличаться от этих требований и назначаться в
соответствии с уровнем вероятности непревышения нагрузок, задава-
емых в нормах прочности на КА. Согласно данным об ускорениях для
различных типов транспортных самолетов при их эксплуатации
максимальные значения ускорений имеют место при посадке. Для
этого случая эксплуатации интегральная функция распределения
вероятности случайной величины числа посадок (П) самолета Р(П)
аппроксимируется следующей формулой:
Р(П) = е-яп)п.
Число посадок определяется как произведение возможного макси-
мального числа посадок самолета при перевозке единичного КА на
число изделий в серии. Затем для заданной нормами прочности на
КА вероятности непревышения Р(П) определяют значение функции
интегральной повторяемости
Р(П) = - 1пРШ>
П
В соответствии с полученным значением Р(П) определяется
значение ускорения при посадке. Аналогичный подход возможен и
для определения максимального ускорения в полете, например в
неспокойной атмосфере (болтанка). Для этого необходимы данные по
интегральным повторяемостям значений ускорений на час полетного
времени. И значение функции интегральной повторяемости будет
определяться исходя из заданного для одного КА полетным числом
часов и числом КА в серии.
30 of
На участке выведения КА на ОИСЗ в значительной степени его
нагружение определяется стохастическими параметрами тяги двига-
тельных установок PH при нестационарных режимах работы. ВХ
параметров тяги ЖРД рассматривают для двух переходных режимов:
при включении ЖРД в процессе старта или в начале работы последу-
ющей ступени PH в полете; при выключении ЖРД на старте или в
процессе полета PH по траектории.
В зависимости от установленных расчетных условий нагружения
конструкции рассматривают режимы выхода различных ЖРД на
промежуточную и главную ступени тяги или только на промежуточ-
ную ступень. При выключении ЖРД без промежуточных ступеней
рассматривают режим снижения тяги от максимальной величины на
момент начала выключения до нуля.
В качестве случайных параметров тяги ЖРД для переходных
режимов их работы при решении задачи нагружения конструкции PH
и КА рассматривают следующие:
градиенты выхода (спада) тяги в указанных режимах работы ЖРД
яв(яс);
значение времени от команды на включение ДУ до момента
достижения контролируемого минимального давления в камере
сгорания (КС) в начале выхода на режим (в — для двигательных
установок, работающих в пакете;
значение времени от подачи команды до начала реального выклю-
чения ДУ, соответствующего началу спада давления в КС tc — для
установок, работающих в пакете;
амплитуда ДТ, частота ы и декремент S колебательного изменения
тяги, реализующегося после выхода на режим промежуточной или
главной ступени некоторых типов ЖРД.
Указанные параметры тяги конкретных типов ЖРД определяют
путем обработки данных по измерениям давления в КС, получаемых
в процессе наземных стендовых испытаний и при летной эксплуата-
ции PH.
Значения градиентов 7?В(АС) определяют по перепаду давлений в
КС — Др за соответствующий промежуток времени по формуле
Кв (Яс) = —,
*0 Ро
где и р0 — номинальные значения полного изменения тяги и
соответствующего давления от начала включения (выключения) до
достижения стационарного (номинального) режима какой-либо
промежуточной (7^) или главной (Т'Ог) ступени тяги (или полного
выключения).
222
Верхнее значение давления в КС при определении градиентов
принимают по графику линейного участка процесса устойчивого
нарастания (спада) тяги.
Совокупности полученных случайных величин /?в, 7?c, ts, tc с
помощью методов математической статистики обрабатывают приме-
нительно к различным типам ЖРД, отличающихся по схеме, мощ-
ности и назначению.
Опытные данные должны быть получены при пусках изделий в
течение ряда лет в отличающихся климатических условиях с тем,
чтобы соответствующие статистические совокупности параметров
учитывали максимально возможное число факторов, влияющих на
исследуемые параметры ЖРД.
При расчетах нагружения изделий РКТ могут применяться раз-
личные аналитические представления изменения тяги (давления в
КС) при запуске и выключении ЖРД различных типов. При реше-
нии динамической задачи методом реализаций изменение тяги при
выходе на промежуточную и главную ступени описывают сочетанием
линейных зависимостей или показательных функций по формуле
T(t) = TOn(l - e"T"f) + ДТОпе’6('-и х
х sinw(/ - (п) Д(/ - tn) + (2.2)
+ ГОг[1 - e'Vf-U] Д(/ - (г),
где ДО — fn) « 1, Д(Г — fn) “0, Д(Г- tT) - 1, д а - /г) =о, если t > гп; если t < /п; если t 4; если t < tT;
ДО — fn), Д it — tp) — единичные ступенчатые функции; tn — время
достижения контролируемого значения давления в КС при выходе
ДУ на промежуточную ступень тяги; — время начала изменения
тяги при включении главной ступени тяги.
Изменение тяги при выключении (по аналогии с включением)
может аппроксимироваться выражением
T(t) = ТОве'т-((-у.
(2.3)
Случайные отклонения 7’0п," ТОв от номинальных значений
отличаются незначительно, в пределах 1...2 % согласно работе [2].
Они не оказывают практического влияния на динамические нагрузки,
и в задачах статистической динамики учитывают их номинальныеЗ 1 of
значения. Практический интерес представляют такие случайные
величины, как /?в, Лс, /в, tc.
На основании исследований ВХ этих величин для различных
типов ЖРД, отличающихся мощностью, компонентами, гидравличес-
кими схемами и конструкцией, получено, что градиенты тяги при
включении (Лв) и выключении (Лс) ЖРД подчиняются логарифми-
чески-нормальному закону распределения вероятностей, а значения
и /с — нормальному закону распределения.
Статистический анализ имеющих место колебаний тяги на проме-
жуточной ступени одного из типов ЖРД PH тяжелого класса пока-
зал, что значения частоты ы, амплитуды ДТ^ и декрементов S зату-
хающих колебаний тяги имеют нормальный закон распределения.
Коэффициенты вариации этих величин имеют, для примера, следую-
щие значения: 0,08; 0,21; 0,4 соответственно.
Для общего случая изменения тяги на величину То (опуская
условно индексы ступеней) соотношение показателей экспонент в
формулах (2.2), (2.3) с величинами градиентов ЯН(ЯС) определяется
зависимостями
г0
тв = -—1---------L - для случая включения тяги;
(2.4)
то
т = -_______ - для случая выключения тяги.
'о
Здесь tQ — время достижения фиксированного значения тяги
(То < То), принятого для всей статистической совокупности реализа-
ций тяги при определении градиентов для каждой из этих реализа-
ций, т.е.
(о = V*-
Для задач статистической динамики линеаризованных деформиру-
емых систем имеет практический интерес представление изменения
тяги с использованием метода канонических разложений, разрабо-
танного В.С. Пугачевым. Для этого, опуская индексы величин /?в, Лс,
тв, тс, Tfa, Т^, нестационарный процесс изменения тяги, описанный
выше в виде экспонент с показателем т, выразим через сумму эле-
ментарных случайных функций вида
222
T^t) = r,. p,.(0.
Каждая из них представляет собой произведение неслучайной
функции р;(() (координатной функции) и случайной функции У(.,
независимой от времени. Случайную величину т представим в виде
суммы математического ожидания йгт и центрированной случайной
величины г, т.е. т = т. + f.
п нг
Представив экспоненту в виде е' ' , разложив ее в ряд и ограни-
чившись первыми двумя членами разложения, получим представле-
ние тяги в виде суммы математического ожидания [лгх(0] и центри-
рованного случайного нестационарного процесса [Т(0], т.е.
Г(0 = mT(t) + fit), (2.5>
где mT(t) = TQ (1
4
е ) - Е ту/
. _ 1
— при включении тяги;
mT(r) = То е
4
Е "1К/Р, (О
1-1
— при выключении тяги;
4
f (0 = TqE УгРг-(О — при включении и выключении тяги ДУ.
t = l
На основании логарифмически-нормального закона распределения
/?в и /?с и формул (2.4) величина т имеет нормальный закон распре-
деления с математическими ожиданиями
=<
> - при включении тяги;
(2.6)
> - при выключении тяги
и среднеквадратичным значением
= ----— при включении и выключении тяги ДУ.
<*0>
32 of
Здесь для краткости индексы ”в” и ”с” при Л опущены.
В формуле (2,5) обозначено:
ту/ = 0, и/ = 4т*, р[ (t) = te
т / - 6<\, vL = 6т*2, p,(/) = t2e m,t
vi г‘
ту! ~ 0, - 4т*3, p3 (0 = i3e (2-7)
туг = За*; У4 = Г4; p4(rt = Z4e
4’
5т
- туг, ot = -
Значения дисперсий Dv и корреляционных моментов
случайных величин Vt определяются согласно следующим выраже-
ниям:
Dv = 16щ; Dv = 72 а4; Dv = 240а?; Dv = 96о®;
Ч Т’ К2. Т т ’ и4 т
Ку у = 48 а?; Ку у =72aJ; <2.8)
ktr3 t’ и2 и4 t’
= Kvtv4 = Kv2v3 = Kv3v4 = °-
Исследования показали, что распределение случайных значений
силы тяги при включении и выключении ЖРД близко к нормальному
закону. Математическое ожидание этого нестационарного процесса
определяется формулами (2.6), дисперсии с учетом (2.8) — по форму-
ле
4 2
Dytt) = £ Dy^(f) + £ <2-9>
i=I i<;
Известно, что в полете на активном участке траектории могут
возникать упругие колебания корпуса PH и КА вследствие колебаний
Рис. 2.10. Упрощенная структурная схема подключения потенциометрического
датчика:
Г — гироприбор, ПГ — потенциометрический датчик гироприбора, ШМ — шаговый
мотор, АС — автомат стабилизации, РМ — рулевая машина, РО — рулевые органы,
СТМ — система телеметрии
его рулевых органов (РО) как результат взаимодействия нелинейной
системы управления с упругой конструкцией.
Такие колебания различной интенсивности характерны для полета
PH типа ’’Союз”.
На рис. 2.10 приведена упрощенная схема подключения потенцио-
метрического датчика гироприбора СУ рассматриваемого типа PH.
Командные напряжения снимаются с витков потенциометрического
датчика скользящей по виткам щеткой, связанной с неподвижной
осью гироскопа.
При повороте базы потенциометра шаговым мотором (ШМ) под
действием дискретно поступающих командных сигналов с генератора
программных импульсов (ГПИ) или при повороте места установки
гироприбора из-за упругих колебаний корпуса PH происходит пере-
мещение щетки относительно витков потенциометра. Попеременный
контакт щетки с двумя рядом расположенными витками приводит к
съему ступенчатых командных напряжений, пропорциональных углу
рассогласования. Эти напряжения усиливаются в СУ и вызывают
скачкообразное изменение положения РО. Если частота съема сту-
пенчатых сигналов лежит в диапазоне частоты пропускания автомата
стабилизации (АС), то возникают колебания РО, возбуждающие
поперечные колебания корпуса КА. При перемещении щетки из
межвитковой зоны в зону непрерывного контакта с одним из витков
командное напряжение с гироприбора (ГП) становится постоянным
и колебания прекращаются. Таким образом, г!ак показали исследова-
ния, нестационарные колебания РО и корпуса КА обусловлены
витковостью потенциометрических датчиков гироприбора, дискрет-
3 3 of
ностью подачи командных сигналов с ГПИ и особенностями отработ-
ки СУ суммарных сигналов.
Для определения угла 5^ ниже приведен математический алгоритм
динамического отклонения РО с учетом нелинейной зависимости
напряжения, снимаемого с потенциометра ГП, как функции вариа-
ции значения угла тангажа. Представим уравнение относительного
движения потенциометра, приведенное к угловому эквиваленту
сигнала рассогласования ДД2 в виде
п
= РГ©С О -Ргтг) + S2f + I? V*rn>S?’
(=3
где рт = 1, 2, 3 ... — число импульсов ГПИ; 0 — угол поворота базы
потенциометра относительно щетки токосъемника, эквивалентный
цене импульса ГПИ; S2(f) — поворот оси ЛА как твердого тела;
1 при t = ргтг;
С <t - РРтг) =
О при t * Рттт;
тг — период следования импульсов с ГПИ; i|F((xrn)Si(rt — поворот
сечения корпуса ЛА в месте установки чувствительного элемента
гироприбора при колебаниях корпуса ЛА по z-му тону, где S((/) —
обобщенная координата; — форма колебания z-ro тона.
Витковую структуру потенциометра ГП можно представить в виде
нелинейного элемента с релейной многопозиционной характеристи-
кой с зоной нечувствительности. Схематично она приведена на
рис. 2.11. Подавая на вход такого нелинейного элемента сигнал
рассогласования ASj, получим выходную координату нелинейного
звена в виде
ДФ =
О, если | ДХу; | s Со;
sign(AS£>£3, если Со < [Д5р| £ ЗС0;
ДФ = signfAS^) ЬВа, если (2Ь - 1)С0 < |ДХу;| < (2Ь + 1>С0,
где b — номер витка, включая виток зоны нечувствительности (Z>0 =
= 0); Вэ — угловой эквивалент нелинейного звена (витка).
При решении задач по устойчивости и управляемости КА, как
правило, определяются характеристики отклонения РО при входных
импульсных сигналах прямоугольной формы с различной амплитудой
и частотой с учетом изложенного выше. Реакцию СУ на ступенчатый
222
ром происходит изменение функции);
Рис. 2.11. Схема определения угла
отклонения l>g рулевых органов
сигнал в виде отклонения РО
можно аппроксимировать
следующим аналитическим
выражением:
5дф = s*n (“дф-^и +
+ Фдф)81яп(Д5Е)Г(Д1и),
(2.10)
где и ч>дф — соответ-
ственно амплитуда и фаза
выходного сигнала АС при
прямоугольных импульсных
сигналах с частотой ш4ф на
входе; Д(м = t — (^ — фик-
сированное время, при кото-
А(Д?И) =
1 при К> (ЫдфД^и+фдф) и
«
0 при t<tK и (ыДФД/и+ч>Дф)>л
вДФ( ’
’ и
— условие момента переключения.
При переходе щетки на другой виток раньше, чем будет выполне-
но условие t z £и, в диапазоне изменения аргумента л > (шдфД1и +
+ Фдф) > 0, т.е. при t > 1и+|, вычисление производится по следующему
алгоритму:
2 л
если ----------- > о ,
2«и+1
то А. = 0;
°ЛФ
2п
если < ---------------- <
ШП 2«и+1 -U
ыДф вычисляется по формуле
то в выражении (2.10) значение
2п
Х.р ~ 2(ги+1 -Q’
тае «min " “max
— диапазон частот пропускания АС.
3 4 of
В соответствии со значением шДф по амплитудно-частотной и фазо-
частотной характеристикам СУ определяются значения Ая * * и
Фд%*„
п " Фдф,
Тогда на участке времени < t <, - амплитуда РО
“дф(
вычисляется по формуле
\ ” &ДФ, + &АФ(1 + ••• + &Дф ) (2.11)
7И ,!Н+1'
ТаКим образом, с учетом изложенного выше алгоритма определе-
ния 6g представляется возможным получить замкнутую систему
уравнений, описывающих возмущенное движение упругого КА под
действием управляющих сил.
На орбитальном участке палета основное нагружение КА опреде-
ляется воздействием на него управляющих сил МЖРД и корректиру-
юще-тормозной двигательной установки (КТДУ).
На КА могут применяться МЖРД большой тяги, порядка ста
ньютонов (условно МЖРД-2), и малой тяги, до нескольких десятков
ньютонов (МЖРД-1). В последнее время стали применяться силовые
гироскопы, создающие подобные МЖРД управляющие моменты, но
более экономичные по энергетике КА в целом. Обычно СУД КА
являются релейными системами автоматического регулирования
пространственного движения его в орбитальной системе координат
(ОСК). Это обуславливает и импульсный режим воздействия управ-
ляющих сил.
На рис. 2.12 показан характер воздействия на КА управляющих
МЖРД в режиме гашения угловых скоростей (ГУС) и построения
ОСК после отделения КА от последней ступени PH.
Режим ГУС может длиться от нескольких секунд до десятков
секунд.
Рис. 2.12. Характер циклограмм работы микрожидкостного реактивного двигателя
КА по каналам К, Р, Т в режимах гашения угловых скоростей и построения орби-
2 2 2 тальной системы координат
Рис. 2.13. Характер циклограмм работы микрожидкостного реактивного двигателя
КА при выполнении программных поворотов в плоскости тангажа (крена):
а — циклограмма импульсов по каналу Т(К); б — циклограмма импульсов по каналам
Р и К(Т) — режим стабилизации
Построение ОСК может длиться несколько сотен минут, причем
меньшую часть времени, например до 100 мин, работают МЖРД-2,
а остальную часть — МЖРД-1.
Длительность импульсов ти составляет доли секунды, пауз тп —
от десятых долей секунд до нескольких секунд.
Для наблюдения заданных районов земной поверхности осущес-
твляются программные повороты в плоскости тангажа (ППТ) и в
плоскости крена (ППК) с помощью МЖРД-1, МЖРД-2 в зависимос-
ти от потребной скорости и точности параметров движения. При
выполнении поворота в одной из плоскостей (например, ППТ) управ-
ление в двух других плоскостях — крена (К) и рыскания (Р) —
осуществляется на режиме стабилизации (СТБ). Характер таких
циклограмм работы МЖРД приведен на рис. 2.13.
Значения ти и т могут составлять соответственно от десятых
долей секунды до 15 и 60 с; значения ти и тп^ — соответственно до
5 и 10 с; значения ти^, тп^ аналогичны соответствующим значениям
в режиме ГУС.
В режиме СТБ значения ти и тп находятся в пределах десятых
долей секунды и нескольких секунд соответственно.
Для обеспечения коррекции орбиты, для примера, СУД может
работать в такой последовательности; осуществляется ППТ, ось
камеры сгорания КТДУ выставляется на центр масс КА, дается
корректирующий импульс тяги КТДУ, затем осуществляется обрат-
35 of
Рис. 2.14. Характер изменения
угла отклонений <ркс камеры кор-
ректирующего тормозного двигате-
ля относительно центра масс КА
по каналам К и Т
О
Переходный
режим
устане8и&ишйся режим
t
ный ППТ (ОППТ). Характер отклонения оси КС от положения
центра масс КА приведен на рис. 2.14. Обычно угол отклонения КС
составляет порядка 3°, а возможная частота колебаний составляет
десятые доли герц.
Таким образом, из изложенного выше следует, что силовые воз-
действия на орбитальном участке полета КА носят нестационарный
характер. Не учитывая из-за малости случайные отклонения тяги
МЖРД от номинальных значений этот процесс представляет собой
дискретную случайную последовательность значений времени ти и
тп, которые зависят от множества факторов, влияющих на выходные
характеристики СУД и системы исполнительных органов.
В связи с этим принимается априорно равномерный закон распре-
деления величин т и тп в интервалах их значений, полученных в
результате моделирования СУД.
Другими факторами, обуславливающими нагружение конструкции
КА, в частности подвижные элементы его конструкции, являются
моменты от работы электромеханических приводов при перекладках
ПЭК и газодинамическое давление, возникающее на их поверхностях
при включениях МЖРД и КДУ. Характер воздействия этого давле-
ния соответствует циклограммам работы МЖРД и КДУ, примеры
которых даны выше. Изменение давления в импульсе соответствует
закону изменения сил от МЖРД и КДУ.
Для определения воздействий на ПЭК электромеханических
приводов математическую модель можно представить в виде системы
дифференциальных уравнений второго порядка.
Расчетно-функциональная схема двухскоростного привода пред-
ставлена на рис. 2.15.
Система уравнений электропривода имеет вид
_(2), (1> гЛВ ^(1) (!) >Л1) ,,
^пр ф ) 2 т) к^еякм /я ^вн\
(2.12)
r<2)ffl(2) = 2 п(2) ^(2) „(2). (2) _ „(2) _ „(2).
"'пр Ф ^ред-^м гя "Чт ^вн ’
222
Рис. 2.15. Расчетно-функциональная схема двухскоростного электропривода
,.(1)
Т U) _ п(1) »ш;0) г(1.>гшЬл
я ~0Г ~ Ua ~Лдв я ’ Лвд % ’
(2.12)
,.(?>
г<2> = (2) _ (2) (2) _ (2) .(2)
“я Лдб *я К} Лредф ,
где = К К • = К К • = М • i® »М
где Кред Л1Л12’ Кред Л2К12’ Лм 1я МДВ;> Км 1я Мдв2>
(1) 2 (2) 2
7пр =JlK12, 2пр ж ^2-^12’ ^4’ К-2 ~~ передаточные отношения
редукторов 1-й и 2-й ветвей привода соответственно; МДВ1, Л/дв^ —
моменты, развиваемые электродвигателями 1-й и 2-й ветвей привода
соответственно, Н- м; т/2 — КПД 1-й и 2-й ветвей редуктора
привода соответственно; — статические моменты сопро-
тивления, приведенные к выходному валу привода для 1-й и 2-й
ветвей соответственно, Н- м; Л/Вн — внешний момент, действующий
на привод со стороны ПЭК, Н-м; К12 — передаточное отношение
общего редуктора; (фпр — <р(2)) — составляющая угла поворота приво-
да, соответствующая повороту вдоль 1-й ветви, рад; q/2) — составля-
ющая угла поворота привода, соответствующая повороту вдоль 2-й
ветви, рад; — суммарный момент инерции электродвигателей Ml
и М2 и редуктора 1-й ветви, приведенный к выходному валу редук-
тора 1-й ветви, кг- м2; У2 — суммарный момент инерции электродви-
гателей М3 и М4 и редуктора 2-й ветви, приведенный к выходному
3 6 of
валу редуктора 2-й ветви, кг-м2; t/J1*, I/J2* — напряжение, подавае-
мое на электродвигатели 1-й и 2-й ветвей редукторов, В; £я — индук-
тивность обмотки якоря, Гн; гя — сила тока якоря, A; R^ — активное
(омическое) сопротивление якоря, Ом; Ki —коэффициент противо-
ЭДС, В - с/рад; км — коэффициент момента двигателя, Н- м/А.
Определяющими уровень нагружения СА при приземлении явля-
ются следующие стохастические параметры:
условная прочность грунтовой поверхности
вертикальная Ув и горизонтальная Vr скорости приземления;
угол раскачки <рп и направление, азимут Рф раскачки на момент
приземления;
азимут вектора горизонтальной скорости р у;
угол склона 0 и азимут склона земной поверхности в точке при-
земления р0.
Функция распределения вероятностей этих параметров, в свою
очередь, зависит от множества случайных факторов.
Параметры а^, 0, р0, Гг, р^, являясь многомерными функциями
случайных аргументов, в конечном счете зависят от географической
точки приземления, геофизических и аэроклиматических условий в
районе приземления. В связи с тем, что случаи приземления на
искусственные преграды принимаются согласно нормам прочности
нерасчетными, для установления стохастических моделей о^, 0, 0е
наиболее приемлемым является метод определения статистических
значений этих параметров непосредственно в точках приземления СА
в определенном районе посадки при натурной эксплуатации предста-
вительной серии КА. Предпосылкой этому является использование в
качестве полигона посадки для большой серии автоматических КА
равнинных районов Казахстана.
Такие исследования проведены по сбору и обработке статистичес-
ких данных значений о^. Исследования показали, что плотность
распределения вероятностей наиболее достоверно описывает
гамма-распределение
и, А> = - Г(п)
1(5 Л°гр’ при Огр * О, Л > О, Т] > 0; {2 13)
0 в остальных случаях
с параметрами Л = 0,47-105 Па, т] « 4, где Г(т]) = J" 1 е °,'|,dorp —
222 гамма-функция.
При г) > 0 Г(г,) = (п — 1)!
Параметры Лит] этого закона получены с доверительной вероят-
ностью 0,99 и обеспечивают описание этим распределением
вероятностей наибольшее число наблюдений в области значений
о >1,5 МПа и наблюдений грунтов со значением а г
>2,2 МПа.
При определении вектора суммарной нагрузки на СА и возможной
площади контакта его с грунтом наихудшим является случай, когда
раскачка СА происходит в вертикальной плоскости, направление
которой в момент приземления может иметь угол азимута Рт .
▼м
В этом случае колебание системы СА—ПС описывается уравнени-
ем колебания физического маятника, закон распределения значений
/п для которого имеет вид
/<ФЯ> = J-
2 л
max
sin2±_
2
1
2
(2.14)
2
Экспериментальные данные, позволяющие сделать вывод об
апостериорных законах вероятностей значений 0, , отсут-
ствуют в литературе.
С применением метода чувствительности интегральных распреде-
лений максимумов нагрузок СА к различным законам распределения
параметров 0, р0, рф , соответствующих физической природе этих
величин, проведены исследования законов этих параметров методами
численных экспериментов.
При ограничении максимальных значений 0 в соответствии с
директивными документами на КА на основе этих исследований в
качестве априорных законов распределения принимаются равномер-
ные законы распределений 0, £й, В „ .
Специфическое исследование закономерностей ПВВ проводится
для определения конкретных характеристик виброударных и акусти-
ческих параметров нагружения в широком (до 2...2,5 и даже до
4 кГц) диапазоне частот. Эта специфика заключается в следующем.
Формально этими параметрами внешних механических воздействий
в целом для КА являются акустическое давление на его поверхности
и виброударные процессы на шпангоуте отсека PH, к которому
крепится КА. Для приборной рамы в приборном отсеке внешними
факторами являются уже акустика в ПО и вибрация на шпангоуте,
к которому крепится рама, а для прибора на раме — вибрация мест
крепления прибора и акустика в ПО.
Но математический аппарат механики деформируемых тел имеет
ограниченные возможности по точности математического описания
сложных процессов нагружения в вышеупомянутом диапазоне частот
таких сложных упругих систем, каковыми являются КА и его отсеки.
Поэтому на практике для прогнозирования характеристик виброудар-
ного и акустического нагружения проектируемого КА используются
соответствующие данные экспериментальных измерений на близких
прототипах КА и анализируются не только характеристики упомяну-
тых выше внешних факторов, но и реакция на них различных типо-
вых узлов конструкции прототипа КА. По данным таких измерений
выявляются природа, общие закономерности внешних воздействий и
реакция конструкции на них с увязкой этих данных с конструктивно-
компоновочной схемой как нового КА, так и PH с траекторными
параметрами их движения, энергетическими характеристиками их
двигательных установок и другими источниками динамических
кинематических воздействий на КА и его узлы (системы управления
движением, системы разделения, посадки и т.д.). В результате этих
работ нормируются ожидаемые характеристики виброударных и
акустических воздействий на проектируемый КА. Распространенной
математической моделью таких случайных процессов, как акустичес-
кое давление и вибрация, являются спектральные плотности мощнос-
ти звукового давления и виброускорений. Спектральная плотность
мощности такого случайного процесса представляет собой предел
отношения дисперсии амплитуд процесса, приходящейся на полосу
частот А, к ширине полосы, когда ее значение стремится к нулю, т.е.
Q = lim -2_,
дх -о АЛ
где о — среднеквадратичное значение амплитуды процесса.
Как акустическое давление, так и виброускорение могут характе-
ризоваться среднеквадратичными значениями в октавных поддиапа-
/ дх\
зонах частот lo0KT ), которые определяются как
= Е «4/з>2 ,
n i=i
где etj/з — среднеквадратичная величина параметра 1/3 октавного
диапазона частот.
222
L,35 $,м-С~г
Рис. 2.16. Изменение по времени палета пиковых значений акустического давления
L на внешней поверхности приборного отсека КА и виброускорений 8 на его узлах:
I — L; 2 — 8 на силовом шпангоуте приборного отсека; 3 — S на приборной раме
приборного отсека, 4 — 8 на узле крепления прибора на раме
Эти параметры могут характеризоваться в виде суммарных или
пиковых значений по всему частотному диапазону. За пиковое
значение принимается утроенное суммарное значение, которое
определяется как
где — число октавных поддиапазонов в анализируемом диапазоне
частот.
На рис. 2.16 дано изменение цо времени пиковых значений акус-
тического давления на поверхности приборного отсека КА типа
’’Ресурс” и значении виброускорений в диапазоне частот 20...2000 Гц
для трех характерных для любого КА конструктивных элементов
такого отсека. Из этого рисунка видно, что максимальные значения
этих параметров имеют место при запуске двигателей первой ступени
38 о
Рис. 2.17. Перепад &L внешних акусти-
ческих давлений L для головного обтека-
теля КА в случаях "Старт” и "шах <?”:
J -L 1
} случай ”шах <?”,
2 — А 1. ]
5 - L
> случай "Старт”
4 - A LJ
(случай ’’Старт”) и в зоне 40...
60 с его полета, что соответствует
случаю полета в зоне максималь-
ных скоростных напоров (случай
”шах <7”).
Начиная с момента запуска ДУ
первой ступени PH во всех отсе-
ках КА и PH возникает вибрация,
имеющая характер широкополос-
ного случайного процесса, обус-
ловленного механическим воздей-
ствием работающих ДУ на кон-
струкцию PH и КА, а также воз-
действием акустического давле-
ния.
Согласно зарубежным и отечественным исследованиям, при старте
PH акустическое давление обусловлено как звуковым полем струй
ДУ, так и полем отраженных звуковых волн от конструкций PH,
стартового устройства, причем последнее имеет значительное влия-
ние. Поэтому интенсивность акус-
тического давления уменьшается по
мере удаления от нижнего торца
PH, изменяется также и частотный
состав.
Если у нижнего торца PH в аку-
стическом процессе превалируют
среднечастотные и высокочастотные
составляющие, то в районе головно-
Рис. 2.18. перепад &L внешних акустичес-
ких давлении L для негерметичного при-
борного отсека ракеты-носителя в случаях
’’Старт” и "шах q":
1 - L 1
) случай ”шах q"\
2 A 1.J
3 - L 1
f случай "Старт”
4 - A LI
f 222
го обтекателя КА в спектре преобладают среднечастотные и низко-
частотные составляющие. Это видно из рис. 2.17 и 2.18, если сравни-
вать среднеквадратичные значения акустического давления на повер-
хности приборного отсека (ПО) первой ступени PH типа ’’Союз” и
на поверхности головного обтекателя при запуске этим PH одного из
КА серии ’’Космос” в случае ’’Старт”.
Часть звуковой энергии, отражаясь от внешней поверхности
головного обтекателя, проходит через его оболочку, и на поверхности
КА образуется свое звуковое поле. При этом конструкция головного
обтекателя (ГО) служит как бы преобразователем этой энергии,
усиливая ее в одном и демпфируя ее в другом частотном диапазоне
вследствие динамических свойств конструкции. Механическая вибра-
ция отсека PH, с которой стыкуется КА, вместе с внешним акусти-
ческим полем являются источниками вибраций конструкции КА.
Участок с интенсивным акустическим давлением и вибрацией спустя
6...8 с после запуска двигателей сменяется участком ’’спокойного”
полета. Затем происходит нарастание скоростного напора и в зоне
чисел Маха, равных 0,8...1, возникает резкая турбулизация набегаю-
щего потока вследствие образования скачков уплотнения на повер-
хностях ГО и корпуса PH, имеющих изломы, выступающие элементы
стыков, надстройки, шероховатые поверхности и т.п. Это приводит
к случайным по времени и пространству пульсациям акустического
давления.
Исследования показали, что при прочих равных условиях уровень
акустического давления пропорционален значению скоростного
напора. Как и в случае ’’Старт”, рост акустического давления снару-
жи ГО, как и всего PH, влечет за собой рост акустического давления
на поверхности КА и вибрационных параметров (см. рис. 2.16).
Из изложенного выше очевидна различная природа акустического
давления при старте PH и в полете. Это косвенно объясняет и то, что
при значительно больших пиковых значениях акустического давле-
ния в случае ’’Старт” (см. рис. 2.16) пиковые значения виброускоре-
ний в случае ’’max q” либо близки, либо больше, чем при старте. Из
рис. 2.19 и 2.20 видно, что реакция трех типов узлов одного отсека
сю значительным количеством резонансных частот в пределах 200 Гц
далека от той, которую имели бы эти узлы при возбуждении вибра-
ции приборного отсека с помощью вибростенда спектром, соответ-
ствующим этим рисункам (например, на шпангоутах, в точке, для
которой он получен при натурной эксплуатации).
Виброускорения узлов конструкции КА являются следствием
воздействия механических колебаний прилегающих к нему узлов и
непосредственного воздействия на него акустического давления.
Количественно разделить реакцию узлов на эти воздействия не
представляется возможным. Но для прогнозирования виброускорений
необходимо хотя бы качественное определение приоритетности этих
39 о
Рис. 2.19. Среднеквадратичные уровни акустического давления L на внешней
поверхности приборного отсека КА и виброускорений S на его узлах в случае
"Старт":
] — L; 2 — S на силовом шпангоуте приборного отсека; 3 — S. на приборной раме
приборного отсека; 4 — 5 на узле крепления прибора на раме
Рис. 2.20. Среднеквадратичные уровни акустического давления L на внешней
поверхности приборного отсека КА и виброускореиий 5 на его узлах в случае
"шах q":
1 — L, 2 — S на силовом шпангоуте приборного отсека; 3 — S на приборной раме
приборного отсека; 4 — S на узле крепления прибора на раме
двух факторов.-На рис. 2.21 и 2.22 для одного из КА серии ’’Космос”
в различных точках по длине корпуса КА дано изменение огибающих
пиковых и среднеквадратичных значений виброускорений по резуль-
татам двух запускав. Близость значений акустического давления при
этих запусках подтверждает рис. 2.23, на котором дано распределе-
ние по частотам среднеквадратичных значений акустического давле-
ния на поверхности этого КА, расположенного под обтекателем,
который выполнен из стеклосотопласта толщиной 15 мм. Из этих
данных видно, что на участке 10.,.20 % длины КА от места крепле-
ния его с отсеком PH имеет место резкое уменьшение виброускоре-
ний.
Далее на участке 20 % длины КА в направлении от стыка его с
PH пиковые значения ускорений уменьшаются незначительно в
случае ’’max <?”, а в случае ’’Старт” имеет место увеличение виброус-
корений. Анализ изменений среднеквадратичных значений виброус-
f 222
40 о
Рис. 2.23. Огибающие максимальных и минимальных среднеквадратичных значений
акустического давления Л по внешней поверхности ЕСА по результатам двух запус-
ков:
1 — случай ’’Старт”, 2 — случай "max g”
корений в октавных поддиапазонах частот объясняет избирательную
реакцию этой части конструкции корпуса КА именно на акустичес-
кое воздействие. Это подтверждает:
тенденция к увеличению в диапазоне 160...320 Гц и некоторое
увеличение виброускорений в диапазоне 320...640 Гц в случае
’’max а также резкое увеличение виброускорений на этих же
узлах при большем (почти на порядок) давлении в этом диапазоне
частот в случае ’’Старт” (см. рис. 2.23);
близость реакции тех же мест конструкции в диапазоне частот
40...80 Гц и 1280...2500 Гц, в которых значения акустического давле-
ния близки для случаев ’’Старт” и ’’max
небольшие разбросы опытных значений акустического давления,
имевшие место при одновременном измерении виброускорений (см.
рис. 2.23).
Таким образом, из приведенного выше краткого анализа одного
конкретного примера и целого ряда опытных данных, полученных в
результате исследований нагружений КА и PH, можно сделать
следующие выводы:
f 222
при старте и в палете в зоне ’’max q", где вибрация конструкции
КА максимальная, основной вклад в формирование вибрационных
характеристик вносит акустическое давление;
для прогнозирования ускорений на конструкции новых КА необхо-
дима систематизация совместных опытных данных по акустическому
давлению и виброускорениям для определенного класса типовых
элементов конструкции КА.
По результатам многочисленных исследований характеристик
стационарной вибрации КА на участке выведения, там где акустика
отсутствует, уровни виброускорений в 2...3 раза и более меньше, чем
в рассматриваемых выше случаях ’’Старт” и ’’max q'\
Это объясняется значительным, как правило, удалением КА от
двигательных установок той или иной ступени PH и демпфированием
конструкцией PH механической вибрации, вызванной работой двига-
телей, хотя нельзя исключить и возможности таких компоновок КА
с PH или разгонными блоками, конструкция которых не может
существенно снизить вибрацию их двигателей, В этом случае механи-
ческая вибрация конструкции КА может иметь определяющее значе-
ние. Но это должно определяться опять-таки сравнением этих харак-
теристик с данными на атмосферном участке полета PH. Поэтому
принципиальное значение для КА имеют анализ и прогноз виброа-
кустических характеристик в случаях ’’Старт” и ’’max q".
Таким образом, исходя из приведенных выше выводов отправным
моментом в этом анализе является задача определения спектральных
характеристик внешнего акустического давления на поверхности ГО
и виброускорений на шпангоуте отсека, к которому крепится КА.
Кроме того, для прогнозирования характеристик акустического
давления на поверхности КА и в его отсеках необходимы данные по
изменению этих характеристик при прохождении через оболочечные
конструкции ГО и отсеков КА. Для этого в первом приближении
можно воспользоваться известными данными по снижению акустичес-
кого давления в зависимости от конструкции и материалов преград.
Но наиболее эффективными для прогнозирования характеристик
внешнего акустического давления и перепадов этих давлений на
оболочечных конструкциях новых КА являются соответствующие
экспериментальные данные, полученные при эксплуатации ракетно-
космических комплексов. Эти данные анализируются совместно с
влияющими на акустическое давление характеристиками двигатель-
ных установок первой ступени PH и типа стартовых сооружений и
с конструктивно-компоновочной схемой PH, КА и материалами
оболочечных конструкций ГО, отсеков КА, аэродинамической компо-
новкой ГО и баллистическими параметрами полета на первой ступе-
ни.
41 of
Рис. 2.24. Перепад Л£ внешних акус-
тических давлений L для герметично-
го приборного отсека КА в случаях
"Старт" и ”шах <?”:
1 - L
случай "Старт”;
2 - Д L)
3 - L
А случай "max q”
По данным отечественных
и зарубежных исследований,
при выведении КА с помощью
PH среднего (с тягой ДУ
3-106 Н) и тяжелого (с тягой
ДУ 6- 10б Н) классов сред-
неквадратичные уровни сум-
марного в диапазоне частот до
2 кГц акустического давления
на поверхности КА могут со-
ставлять 140... 150 дБ при
старте и 135...140 дБ в случае
max q.
Давление на поверхности- КА определяется величиной давления
на поверхности ГО и изменением характеристик этого параметра из-
за звукопоглощающих и отражающих свойств оболочки ГО. Назовем
это изменение перепадом акустического давления AL. Пример распре-
деления среднеквадратичных значений акустического давления L в
децибелах и перепадов AL в диапазоне до 2 кГц для упомянутого
выше ГО, выполненного из стеклосотопласта, приведен на рис. 2.17.
Значение ДА определялось по датчикам давления, установленным на
цилиндрической части ГО в месте стыка ее с носовым конусом и в
этом же месте поверхности КА. Эти опытные данные подтверждают
общеизвестные качественные данные о значительном снижении
такими конструкциями звукового давления в области высоких частот
и дают конкретную информацию (малопредставленную в печатных
изданиях) о перепадах аэродинамических акустических давлений в
случае max q для таких конструкций ГО в натурных условиях.
Критериями значений перепадов ДА на оболочке отсеков проекти-
руемого КА являются данные о прямых измерениях акустического
давления на поверхности и в герметичных и негерметичных отсеках
прототипов КА. Причем для оценки возможных значений ДА могут
быть использованы результаты измерений давлений на конструкции
отсеков PH. Примеры таких данных для герметичного сварного
222
еис. 2.23. отношение л.ь значении
виброускорения S и внешнего акус-
тического давления L для двух типов
силовых шпангоутов в случаях
"Старт" и "шах д” при одном из
Запусков КА:
---------- случай "max g”; -----
-------------------------------- - случай "Старт”; 1 — для
шпангоута приборного отсека; 2 —
для шпангоута СА
ПО КА из материала
АМГ-6БМ с толщиной обо-
лочки, равной 3,5 мм, приве-
дены на рис. 2.24. Для негер-
метичного ПО ракеты-носите-
ля данные по перепадам дав-
лений приведены на рис. 2.18.
Этот отсек представляет собой
оболочку из материала
АМГ-6БМ толщиной 2 мм, подкрепленную рядовым и усиленным
продольным набором, который вместе с торцевыми шпангоутами
образует клетки 175*555 мм, покрытые с внутренней стороны пороп-
ластом толщиной 35 мм.
С целью учета взаимосвязи акустического давления и вибронагру-
жения для типовых узлов конструкций по данным измерений на
прототипах устанавливаются закономерности изменения по частотам
отношений KL среднеквадратичных значений виброускорений и
акустического давления. Пример такой зависимости для силовых
шпангоутов двух отсеков КА ’’Ресурс” приведен на рис. 2.25.
Систематизация упомянутых выше экспериментальных данных по
прототипам КА, а также создание банка данных являются научно-
техническим обеспечением прогнозирования виброакустических
характеристик нагружения КА и его систем.
Большой практический интерес представляют исследования в
натурных условиях отношений Ка среднеквадратичных значений
виброускорений в 1/3-октавных поддиапазонах частот на узлах
конструкций, приборах, устанавливаемых ’’жестко” или с примене-
нием амортизаторов на корпусе КА, а также на других конструкциях
(например, рамах) к соответствующим значениям виброускорений в
местах крепления этих узлов (приборов). Эти отношения называют
коэффициентами вибропередач. Определение этих коэффициентов
входит в задачу вибропрочностных испытаний КА. Коэффициенты в
42 of
большинстве определяются при сканирующем методе задания вибра-
ции по частоте или на фиксированных частотах.
Полученные данные используются для проверки расчетных значе-
ний нагрузок.
При разрушениях конструкции или получении значений Кв
бблыпих, чем в расчетных эксплуатационных нагрузках, может
осуществляться доработка конструкции с целью увеличения ее по-
требной несущей способности или уменьшения коэффициентов
вибропередачи.
Поэтому еще больший интерес представляет сопоставление коэф-
фициентов вибропередач, полученных в натурных условиях и в
наземных испытаниях, так как последние являются приближенной
имитацией натурных условий вибронагружения.
На рис. 2.26 приведены значения максимальных коэффициентов
вибропередач для различных узлов КА типа ’’Ресурс” в случаях
’’Старт” и max q.
Исследовались приборные рамы двух отсеков КА и амортизирован-
ные с помощью втулочных резиновых амортизаторов кронштейны с
жестко закрепленными на них приборами. Приведенные результаты
показывают, что в диапазоне частот до 1250 Гц значение Кв = 2 для
приборных рам ПО и СА и Ка ~ 3 для амортизированных кронштей-
нов в области основных частот амортизации.
Проведенные исследования подобных соотношений на других КА
и PH показывают, что значения коэффициентов Кв в пределах 2...3
Рис. 2.26. Коэффициенты вибропередач для приборных рам и амортизированных
узлов КА:
/ — для центра приборной рамы СА; 2 — для основания приборной рамы приборного
отсека; 3 — для центра приборной рамы приборного отсека; 4, 5 — для двух амортизи-
2 2 2 рованных кронштейнов СА с жестко установленными приборами
характерны для жестко устанавливаемых на корпусе значительных
по массе (несколько десятков и более килограммов) узлов.
Для рассматриваемых амортизированных узлов при действии
гармонической вибрации на резонансной частоте амортизации значе-
ние составляет 6...8, т.е. значительно больше, чем при натурных
условиях эксплуатации. Исследования показывают, что часто наблю-
дается увеличение виброускорений на амортизированных узлах в
области высоких частот, как на рис. 2.26, что не укладывается в
механическую природу соотношения Кв и является следствием воз-
действия акустического давления.
На рис. 2.27 приведены значения Ав для прибора управления PH
типа ’’Союз”, установленного в ПО с помощью специальных, пру-
жинного типа (с резиновым демпфером), амортизаторов и амортизи-
рованного с помощью резиновых втулок кронштейна этого отсека.
Результаты получены по данным натурных измерений и автономных
испытаний узлов на гармоническую вибрацию.
Как видно из рисунка, коэффициенты отличаются в 3...6 раз, т.е.
коэффициенты вибропередач в натурных условиях значительно
меньше, чем те, которые определяются в лабораторных условиях.
Подобные исследования проведены по результатам натурных
транспортных испытаний КА се-
рии ’’Космос”, одного ракетного
блока и их вибродинамических
испытаний в лабораторных усло-
виях. Эти исследования показали,
что при стационарных режимах
движения для узлов, устанавлива-
емых на корпусе КА, собственные
частоты которых лежат выше
одной-двух первых частот колеба-
ний ТС и корпуса КА, значение
Кв < 3. При совпадении этих час-
тот усиление виброускорений на
Рис. 2.27. Коэффициенты вибропередач
К, для двух амортизированных узлов при-
борного отсека ракеты-носителя типа
"СОЮЗ”:
1 - натурный полет 1 прибор системы
2 - виброиспытания] управления;
3 - натурный полет 1
) кронштейн
4 - виброиспытания]
43 of
узлах, устанавливаемых на корпусе КА, происходит в соответствии
с соотношением X = —, где 6 — значения декрементов колебаний,
в 6
полученных для этих узлов при лабораторных вибродинамических
испытаниях.
Установившиеся вибропроцессы имеют место также на участке
орбитального полета КА при работе, например, корректирующих
двигателей, а на участке спуска СА — при работе тормозных двигате-
лей и, как и на участке выведения, — при прохождении зоны макси-
мальных скоростных напоров, а также участка траектории спуска
при М-0,8... 1. При этом ввиду того, что тяга КДУ и ТДУ существен-
но ниже тяги ДУ PH, а акустическое давление на участке спуска
существенно меньше, чем акустическое давление в пространстве под
ГО на участке выведения, уровни виброускорений на КА на участках
орбитального полета и спуска в несколько раз ниже, чем на участке
выведения.
Однако описанными выше процессами не исчерпывается все
многообразие вибровоздействии на КА. Так, имеют место кратковре-
менные, но весьма интенсивные вибровоздействия при ’’мягкой”
посадке КА с помощью ракетных твердотопливных двигателей, кото-
рые запускаются на несколько десятых долей секунды перед непо-
средственным приземлением для создания тормозного импульса и
уменьшения скорости соударения СА с Землей. Газовые струи,
создаваемые этим двигателем, оказывают интенсивное воздействие
на СА, возбуждая на нем вибрации, существенно превышающие
уровень вибраций участков выведения, орбитального полета или
спуска. Максимальное значение амплитуды виброускорения суммар-
ного процесса может составлять на конструкции СА 300...400 м- с .
Вторым характерным типом воздействий являются так называе-
мые виброударные импульсы, возникающие при срабатывании уст-
ройств, содержащих пиросредства (пироболты, пиропатроны). К
подобным устройствам относятся различные пирозамки, пирочеки,
входящие в системы раскрытия, расфиксации, разделения узлов,
отсеков и блоков PH.
Импульсы, возбуждаемые на конструкции КА из-за срабатывания
пиросредств, имеют вид быстрозатухающих полигармонических
процессов. В первом приближении они описываются максимальным
уровнем, длительностью затухания, основными частотами. Более
объективной моделью ударного импульса является косвенное описа-
ние импульсов с использованием понятия ’’спектр удара”. Типичный
график спектра удара приведен на рис. 2,28. Его амйлитудные значе-
ния в диапазоне частот определяются как реакции на ударный им-
пульс системы независимых осцилляторов с добротностью Q и часто-
222
Рис. 2.28. Типовой характер спектра удара от срабатывания пирозамка фиксации
подвижных элементов конструкции на корпусе одного КА
тами, соответствующими средним значениям 1 /3-октавных поддиапа-
зонов.
Результаты измерений импульсов показывают, что их интенсив-
ность резко снижается по мере удаления от источника воздействия
и прохождения их через стыки, неметаллические элементы конструк-
ции, амортизаторы и т.д. Изменяется при этом и частотный состав,
смещаясь в сторону более низких частот вследствие преимуществен-
ного демпфирования высокочастотных составляющих.
В результате исследования распространения ударных импульсов
от пиросредств различной интенсивности, удлиненных кумулятивных
зарядов (УКЗ), пиросредств типа пиродатчиков обтюраторных
(ПДО), применяемых в пирозамках, и пиропатронов накального типа
(ППН), применяемых в пирочеках, по различным типам конструк-
ций получены обобщенные характеристики изменения максимальной
44 о
2.4. ОПРЕДЕЛЕНИЕ вероятностных характеристик
ВНУТРЕННИХ СИЛОВЫХ ФАКТОРОВ И УСКОРЕНИЙ
ДИНАМИЧЕСКОГО НАГРУЖЕНИЯ КОНСТРУКЦИЙ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Расчетные динамические схемы для определения
нагружения конструкций летательных аппаратов
В основе расчетного моделирования процесса нагружения ЛА
лежит динамическая схема, т.е. система уравнений, описывающая
условие динамического равновесия конструкции под воздействием
внешних динамических сил. Конструкция КА представляется в виде
динамической модели, которая должна отражать основные характе-
ристики натурной конструкции и быть достаточно простой для ее
описания и решения практических задач.
Одной из наиболее распространенных при расчетах нагрузок на
изделия РКТ является балочная или стержневая схема. При расчетах
по балочной схеме сложную конструкцию представляют системой
упругих балок, эквивалентных по своим жесткостным и инерцион-
ным характеристикам рассчитываемым блокам изделий РКТ. Балки
с переменными по длине жесткости ы ми и массовыми характеристика-
ми, соединенные между собой сосредоточенными упругими или
жесткими связями, могут нагружаться изменяющимися внешними
силами и моментами.
Крупные узлы изделий — топливные баки, двигательные установ-
ки, агрегаты систем в расчетной схеме представляют собой как
упруго или жестко закрепленные к балкам сосредоточенные массы и
тела. Упруго закрепленные массы конструкции представляют в виде
системы осцилляторов.
Влияние колебаний жидкости в топливных баках учитывают при
необходимости системой маятников или осцилляторов. Параметры
продольных и поперечных колебаний жидкости, точки подвеса маят-
ников и осцилляторов на балке, моменты инерции жидкости, не
участвующей во вращательном движении при крутильных колебани-
ях изделия, определяют отдельно по известным методикам.
Связи блоков изделий РКТ с транспортным и пусковым оборудо-
ванием отражают в расчетной схеме в виде соответствующих опор,
определяющих ограничения на перемещения балок.
Для расчетов собственных частот, форм колебаний и их производ-
ных, единичных нагрузок в сечениях по длине балок, приведенных
масс применяют известные методы — метод конечных элементов,
конечно-разностный метод, метод начальных параметров.
f 222
Допускается при расчете динамических нагрузок принимать
массовые и жесткостные характеристики по номинальным значениям.
При использовании дискретно-массовой модели конструкцию
имитируют системой, состоящей из сосредоточенных масс, сосредото-
ченных элементов, обладающих массой и моментами инерции, или
системой твердых тел с учетом их геометрических и инерционных
характеристик. Элементы соединены между собой безынерционными
связями.
Континуальные элементы в дискретно-массовой модели представ-
ляют в виде сосредоточенных масс, соединенных между собой упру-
гими связями или связями, задаваемыми матрицами жесткостей,
которые определяются из решения статических задач.
Количество масс, имитирующих стержневую подсистему, должно
обеспечивать адекватное описание динамического поведения заменяе-
мой системы. Высшему тону колебаний должно соответствовать такое
разбиение стержневых подсистем на элементы, чтобы каждой полной
волне колебаний однородной стержневой подсистемы соответствовало
не менее четырех масс.
При определении динамических нагрузок спектр собственных
частот колебаний дискретно-массовой модели должен нс менее чем
вдвое превышать частотный спектр внешнего воздействия.
При определении нагрузок рекомендуется использовать метод
разложения по собственным формам колебаний или метод прямого
интегрирования дифференциальных уравнений движения дискретно-
массовой модели.
При использовании метода разложения по собственным формам
колебаний диссипативные силы учитывают в уравнении для обобщен-
ных координат путем введения слагаемых, пропорциональных скорос-
тям обобщенных координат, через логарифмические декременты
колебаний.
При использовании метода прямого интегрирования в случае
нестационарных внешних воздействий рекомендуется учитывать
рассеивание энергии матрицами диссипативных сил, выражаемых
через систему парциальных частот и декрементов колебаний. В
случае стационарных колебаний для определения передаточных
функций целесообразно использовать комплексные матрицы жесткос-
ти, выражаемые через логарифмические декременты колебаний.
Прямое интегрирование уравнений движения при использовании
дискретно-массовой модели рекомендуют для систем с небольшим
числом степеней свободы (нс более ста) при наличии существенных
нелинейностей в связях либо в диссипативных силах, скачкообразно-
го изменения массовых либо жесткостных характеристик отдельных
элементов системы.
45 о
Метод разложения по собственным формам колебаний примени-
тельно к дискретно-массовым моделям рекомендуют для линейных
систем с большим числом степеней свободы (порядка нескольких сот
и более), особенно в тех случаях, когда частотный диапазон внешних
воздействий значительно меньше спектра собственных частот систе-
мы.
В результате расчетов с использованием дискретно-массовой
модели определяют усилия и моменты в связях между массами,
перегрузки отдельных элементов и кинематические параметры —
перемещения и углы поворота.
Среди методов, ориентированных на эффективное использование
ЭВМ при проведении прочностных расчетов, наибольшее распростра-
нение получил метод конечных элементов (МКЭ). По МКЭ кон-
струкцию представляют в виде совокупности конечных элементов,
массовые и жесткостные свойства каждого из которых рассматривают
независимо от остальных. Перемещения, деформация и напряжения
внутри каждого элемента определяют через перемещения принадле-
жащих ему узлов.
Если в процессе эксплуатации изменяется силовая схема кон-
струкции, например при старте или разделении ступеней PH, то
расчет динамического нагружения выполняют как для целой кон-
струкции; так и для разделившихся частей. При этом элементы
пусковой установки при старте, замки соединения ступеней PH могут
иметь нелинейные характеристики на растяжение-сжатие. Для
правильного учета демпфирования подвесных грузов формируют
матрицу, учитывающую различное демпфирование частей конструк-
ции. Все эти сложные для линейных задач проблемы решаются с
применением в МКЭ методов прямого пошагового интегрирования
уравнений движения.
Учет сосредоточенных масс и влияния колебаний жидкости в
топливных баках производят как в балочной схеме.
Связи блоков PH с транспортным и пусковым оборудованием
отражают в расчетной схеме в виде соответствующих абсолютно
жестких или упругих опор, определяющих ограничения на перемеще-
ния в направлении этих связей.
Массовые, жесткостные, геометрические характеристики, демпфи-
рующие свойства конструкции принимаются детерминированными.
При расчетном определении ПМН динамическое равновесие
упругих систем описывается следующей системой дифференциальных
уравнений в матричной форме:
fAf] [S] « [С[ [S] + [АД [5] = [G], (2Л5)
f 222
где [М], [С] и [X] — соответственно матрицы масс, демпфирования
и жесткостей; [S], [S], [S] — векторы ускорений, скоростей и
перемещений узлов модели; [(7] — вектор внешних нагрузок.
Для решения этой системы уравнений применяют различные
методы интегрирования в зависимости от выбранной расчетной схемы
конструкции и метода решения задачи статистической динамики.
Векторы внешних воздействий задаются в соответствии с их
математическими моделями, описанными в разд. 2.3.
Определение спектральных характеристик параметров
механического нагружения летательных
аппаратов при кинематическом и силовом воздействии,
задаваемых в виде спектральных плотностей
Изложенная ниже методика расчета предназначена для расчета
продольных и поперечных характеристик ПМН при стационарных
режимах транспортировки наземными видами транспорта, при неста-
ционарных продольных воздействиях, задаваемых с помощью спек-
тральных представлений, а также при других случаях эксплуатации,
когда ПВВ могут быть описаны спектральными плотностями пара-
метров.
Методика описывается на примере расчета нагружения системы
ИТС при стационарном режиме транспортировки.
При стационарных режимах транспортировки по железной дороге
систему изделие-^грацспортное средство представляют в виде линеа-
ризованной динамической модели, включающей балочные жесткие
или упругие элементы и осцилляторы. Элементы соединяются между
собой упругими Связями. Ходовые части транспортных средств пред-
ставляют в виде упругих элементов (пружин) с параллельно вклю-
ченными демпферами колебаний.
Динамические характеристики балочных элементов определяют
без учета связей балок с другими элементами. При необходимости
могут быть использованы экспериментально определенные динами-
ческие характеристики закрепленных элементов.
Действующие на элементы связей динамической модели ИТС с
дорожным полотном параметры кинематических воздействий задают
в соответствии с разд. 2.3.
Возмущение может быть приложено к элементам связей с запаз-
дыванием на величину Дт, определяемую в зависимости от геометри-
ческих параметров транспортного.средства и скорости движения.
При описании динамической модели ИТС характеристики системы
задают с учетом следующих требований.
46 of
Динамическая модель конструкции представляется как совокуп-
ность элементов различной структуры Z, соединенных между собой
упругими или жесткими связями.
Внешние воздействия G(x, t) от распределенных и сосредоточен-
ных сил на элемент I представляются как векторы обобщенных сем
<7(/(х, t) по соответствующим координатам S, системы уравнений
(2.15). В общем виде для z-й обобщенной координаты элемента I
t) - Jpu, 0//(х) - cos|p(x,
Для всей системы (2.15) векторы правых частей
(2.16)
[<7] = {[GJ*, [G]2...
[<?]' = {?/, <12, ч/,
где [G] — матрица-столбец обобщенных сил элементов I.
Учитываются различные коэффициенты демпфирования по эле-
ментам конструкции и связям. Для каждого элемента могут задавать-
ся присущие ему демпфирующие свойства, в том числе определенные
экспериментально. Матрица коэффициентов демпфирования элемен-
тов I по i тонам собственных колебаний строится из условия, что
рассеивание энергии пропорционально первой производной обобщен-
ных координат.
Уравнения динамического равновесия системы (2.15) после преоб-
разований Лапласа при нулевых начальных условиях и с переходом
к комплексному аргументу z будут иметь вид
5 (z) {az 2 + Bz + с} = <70 (z) У [z];
G0(z) = {|<70<г) I1, ..., |G0(z) I'};
(2.17)
(2.18)
IG0 <z> I' = W1 (z> > «01 <z> ’ «On <z)
Возмущения могут быть приложены к различным сечениям одного
элемента или к разным элементам с учетом запаздывания по време-
ни на произвольную величину т, в частности, для ИТС исходя из
222
геометрии ТС и скорости движения. Тогда выражение для обобщен-
ной силы по i-му тону колебаний элемента I представляется в виде
, Р
/=1
Уд(/ - т);
YU - т.) = 1
Cm Yu ~ ’
где YR(t — т}) ~ функция силового воздействия в сечении с запаз-
дыванием на величину Yu(t — ту) — функция кинематического
воздействия на связь т с жесткостью Ст.
Тогда
_/ Р г
<70, = '•
/“1 ,
Исходя из (2.17) обозначим передаточную функцию системы:
W(z) = С°<Z) . (2.19)
[Hz2+5z+C] K(z)
По аналогии с (2.19) для i-й обобщенной координаты передаточ-
ная функция
f,(z)
W, (z) = -J.---
Yr(z>
Таким образом, задача сводится к определению статистических
характеристик реакции линейной системы на стационарное воздей-
ствие. Практический интерес при исследовании нагружения представ-
ляет получение для любого элемента I динамической системы ВХ
параметров ускорений U, продольных jV и поперечных Q сил и
изгибающих моментов М в любом сечении х.
В общем виде, используя формулы определения спектральных
плотностей Qp(to) и дисперсии выходных параметров динамической
системы по спектральной плотности входа Qy получим
□ 'р(ы) = I^Gco) |2Qy(<o>; <2-20>
47 of
*>/
Dp = 1 J Qp(co)dZw,
(2.21)
где p = U(x); U(x), Qm, Nix), Q(x), Mix); VKp(ito) — амплитудно-
частотная характеристика случайной функции р.
Так как (ш) = —ш2И^ (iw), то для элемента I будут иметь
место следующие соотношения:
I т (
=ЕрЛ1И^миОсо)Гх
(2.22)
х Д(х' - х^)} + [И^ Jito)]'^];
/ (
=Е 1Д1ИЖе м 0«)]m(x/ -
лт’ т
- х^1х! - Х^) - [Д2] \WQ м (ta))JmA(x' -
- 4)} + ^rq и0<о)1Чд21,
где
Г1ТЛ о to)]'
л2 w
IVJ (г«)
ка
Wr (Ito)
Ллг
= и2 (л) ?[1FS(гео) ]г;
222
И"1
Wilin')
КП!
W™ Ou)
inm
[Wfs(zo)]/
[И^(ш)]л
1Д21 =
- матрицы-столбцы;
0
Д (x Z - x^) =
О при x < x^;
. l I
1 при X > Xm.
Получить аналитическое решение уравнений (2.20)...(2.22) прак-
тически невозможно. Поэтому решение получают численным мето-
дом с применением реализуемого на ЭВМ следующего алгоритма:
1) выражения (2.20)...(2.22) являются комплексными функциями
и записываются через комплексные АЧХ обобщенных координат
системы;
со) =ReiSi(to) + iJms (со);
И^йсо) = Rep(a>) + iJnip(со);
(2.23)
2) при подстановке Z = гео в (2.15) проводится преобразование
Фурье, в результате которого получают алгебраические уравнения в
матричной форме относительно реальной и мнимой частей M^(zto);
[CJ - <о2[Л] -со [Б] [Re^(to)]
со [В] [С] -со2 [А] (“> ]
4 8 of
52 coscar [Gq(iw) J
1 = 1
52 sintoT^GoGw) ]z
! = i
i де [G0Oco)j — матрицы-столбцы приведенных сил от внешних воз-
действий, соответствующих воздействиям с запаздыванием т^;
3) вычисление реальных и мнимых значений И^/йы) и
/ j7
1 JTp (£<•>> | проводится для дискретных частот (ыр) с шагом А со в
(иапазоне рассматриваемых частот системы ыс. По формуле (2.20) в
цикле по Дш могут быть вычислены с учетом (2.22) дискретные
шачения Йр(ыр) для сечений (х) элементов системы;
4) по окончании цикла при достижении со = со вычисляется дис-
персия Dp по формуле (2.21).
Для стационарных режимов транспортировки закон распределения
параметров нагружения принимается нормальным. Нормативную
величину параметра нагружения определяют с учетом формул (2.21):
|де Хн — квантиль нормального распределения.
Максимальные уровни параметров нагружения определяют исходя
in вероятности непревышения экстремального значения за время
। ранспортировки на заданное расстояние.
С применением указанной методики могут быть получены:
статистические характеристики параметров нагружения;
данные для разработки режимов механических воздействий для
мбораторных испытаний конструкции и аппаратуры на случай
I ранспортировки;
данные о влиянии массовых и жесткостных характеристик перево-
<имых грузов на АЧХ ускорений в местах опирания их на транспор-
нгое средство.
Результаты расчета ВХ нагружения одного из КА типа ’’Космос”
< учетом математической модели (2.1) приведены на рис. 2.30, На
рис. 2 31, а также в табл. 2,1 приведены расчетные и соответствую-
щие им экспериментальные данные этого КА, При сравнении этих
и иных видна их удовлетворительная сходимость.
222
Таблица 2.1
Расчетные и экспериментальные значения ускорений на
узлах конструкции КА при транспортировке по железной дороге
Характерные точки систе- мы V - 100 км/ч V = 55 км/ч
Эксперимент Расчет Эксперимент Расчет
<4 $
Передний срез изделия (НП-1) 33,0 18,6 42,0 19,5 — — 35,0 17,7
Район упру- гой опоры <НП-2) 22,0 14,0 26,0 15,0 2,2 4,5 8,0 8,4
На шпангоу- те корпуса (НП-13) 2,0 4,2 3,5 5,4 1,5 3,6 2,0 4,5
Задняя опора изделия (КП-14) 6,0 7,2 5,0 6,6 1,5 3,7 3,0 5,4
Опора кон- тейнера (НП-7-2) — — 8,0 8,3 3,0 5,4 5,0 6,0
Средняя опора изде- лия (НП-З) 1,2 3,3 2,7 4,8 — — 1,7 4,0
Середина рамы транс- портера (HI1-7) 4,9 6,6 5,3 7,0 — — 4,0 6,0
Место креп- ления узла № 1 (НП-5) 10,6 9,0 2,9 5,0 — — 1,7 3,9
На узле N“ 1 (НП-6) 11,0 10,0 4,0 6,0 — — 1,7 4,0
АР of
Рис. 2.30. Расчетная динамическая модель (а), и расчетные спектральные плотности
ускорения Q в точках 1 и 2 системы (б)
Рис. 231. Расчетные и экспери-
ментальные значения спек-
тральных плотностей перегру-
зок (точка 3 на рис. 2.30, а):
--------эксперимент;
-------- расчет
Расчет ВХ продольно-
поперечного нагружения
систем ИТС при продо-
|ьном нестационарном
воздействии на ТС прово-
1ится в соответствии с
изложенной выше методи-
। ой для каждого нормиро-
ванного спектра усилий в
1 цепке ТС, представляю-
щего Л-ю группу спек-
। ров, вероятность которо-
н) составляет PR. Эти
представления описаны в
разд. 2.3.
Дальнейшее решение
проводится в следующей последовательности.
1. Для каждого из г классов воздействий определяется
Р™ах = max^F 1 (1ы) WR (/со>]
222 н- F 1 — обратное фурье-преобразование.
2. Исходя из свойства линейной системы для каждой /?-й группы
строится линия регрессии и определяются максимальные динамичес-
кие нагрузки, соответствующие каждому значению Nl{ согласно
выражению
„Ятах
ртах
жгтах
^я
N^
3. Используя закон распределения в каждой группе/<W(™ax),
можно определить закон распределения максимальных значений
параметров р , для каждой группы Я:
и *
4С“)
= f
я
РГ
nr
4. Глобальный закон распределения определяется как
0 = Е Л = 1, 2, ...
Я = 1
Рис. 2,32. Распределение вероятностей максимальных значений продольных F(St)
и вертикальных [/(Sp, Fускорений на корпусе КА при соударении вагонов:
а-----------/(SJ,--------Гф, б--------------f(S),--------F(S^ 5С
Рис, 2.33. Осредненные по г группам спектральные плотности ускорений на корпусе
КА при соударении вагонов
Максимальное значение нагрузки для заданной вероятности
непревышения Р$ определяется как решение интегрального уравне-
pJHax
ния Р$ = J 0с/р относительно ртах,
о
Примеры распределения вероятностей максимальных значений
продольных (при р = §х) и поперечных (при р = 5у) ускорений и
осредненные по г группам спектры ускорений в одном из сечений
корпуса КА при соударении вагонов приведены соответственно на
рис, 2,32 и 2.33,
Определение вероятностных характеристик параметров
нагружения летательного аппарата при переходных
режимах работы ДУ
Рассматриваются режимы продольно-поперечного нагружения
конструкций КА и PH произвольной пакетной схемы как наиболее
общей схемы КА при нестационарном воздействии тяги его двигате-
лей и стационарном воздействии ветра (при старте).
Стохастические модели приземного ветра и тяги двигателей
рассмотрены в разд. 2.3. С учетом этих моделей и характеристик
динамических моделей КА или системы космический аппарат —
пусковое устройство (КА—ПУ) представлены два метода решения
стохастических задач для реальных в космической технике эксплуа-
тационных условий:
метод аналитического определения ВХ нагружения с применением
кумулянтного анализа нестационарного процесса;
222
метод численных реализаций нестационарных; процессов нагру-
жения и статистической обработки их характеристик.
Аналитический метод применяется при описании системы КА—ПУ
линейной динамической моделью в следующих эксплуатационных
случаях: случай старта с ПУ, жесткостные характеристики которого
линейны и КА взаимодействует с ПУ линейно, т.е. без подпрыгива-
ния до отрыва от ПУ; случай холодного разделения блоков PH (в
частности, нагружение при запуске ДУ ступени после ’’холодного”
разделения); случаи выключения двигателей последней ступени PH,
запуска и выключения КДУ КА. В этих случаях используется кано-
ническое представление характеристик тяги PH, приведенное в
разд. 2.3. При нелинейных характеристиках конструкции системы
КА—ПУ и нелинейном взаимодействии КА с ПУ до потери их кон-
такта во всех случаях применяют численные методы решения стохас-
тических задач.
Определение вероятностных характеристик нагружения
конструкции летательного аппарата при переходных
режимах работы ДУ на старте и в полете методом кумулянтного
анализа нестационарных процессов
Динамическая модель КА или системы ”КА—ПУ” описывается
методами, изложенными выше. Систему схематизируют упруго
взаимосвязанными балочными элементами с консольно закрепленной
динамической моделью КА, включающей в себя балочные и осцилля-
торные элементы. Элементы пускового устройства представляют в
виде невесомых пружин. Характеристики упругих связей изделия и
пускового устройства линейны.
Режимы нагружения рассматривают с учетом заданной циклог-
раммы работы ЖРД.
Применяют метод с использованием канонического разложения
входного воздействия, рассматривается прямое аналитическое реше-
ние уравнений динамического равновесия системы. Для этого исход-
ное уравнение вида (2.15) преобразуется известными методами к
нормальным координатам, в результате получим систему п независи-
мых линейных уравнений второго порядка.
Внешние возмущения и реакцию конструкции PH на них рассмат-
ривают для определенных плоскостей симметрии исходя из конкрет-
ной компоновочной схемы PH.
ВХ полного нагружения определяют векторным сложением ВХ
параметров, рассчитанных от каждого воздействия по плоскостям
симметрии PH. 5
Ветровые нагрузки определяют с учетом ограничений по макси-
мально допустимой скорости ветра при старте PH с учетом равномер-
ного распределения направления ветра.
Суммарное внешнее силовое воздействие на PH пакетной схемы,
имеющей wig боковых блоков с независимыми ДУ (или mQ независи-
мых ДУ моноблочной конструкции PH), представляется в виде
^0
/(Z) = £ Ti(t - tk),
2 = 1
где Tj(t — ^ ) соответствует выражению (2.5); — случайная вели-
чина, характеризующая время запаздывания начала изменения тяги
;-й ДУ после подачи команды на включение (при к = в) или команды
на выключение (при к = с).
Реакция системы (2.15) на внешнее силовое воздействие вида
(2.5) определяется по отдельности от каждой составляющей суммы,
а затем с помощью принципа суперпозиции и методов теории вероят-
ностей находятся ВХ реакции на суммарное воздействие.
Обобщенная приведенная сила при воздействии ДУ одного боково-
го блока PH определяется в виде
Gn(t) = + Gn(t), (2.25)
п
где mG (Z) = <7n[l — exp(— mzt) + £ (—1)'“’ pf(01;
" 2 = 1 ‘
n
(-i)'1 wo;
i=i
TQ
выражения для mv, Vi даны в (2.7); vn(xlp), Mn — форма и
11 риведенная масса п-тона колебания системы в нормальных коорди-
натах соответственно, п = 1, 2, ..., п^; х1р — место приложения
। яги ДУ.
Решение системы независимых уравнений динамического равнове-
222 1 и я в нормальных координатах представляется в виде
Sn(i) = + Sn{t),
при этом
4
i = 1 *
(2.26)
4
sn(z) = £ (-l)'-1^ (0.
(=1
Вцд правых частей в (3.25) позволяет получить с помощью квад-
ратур решение относительно неизвестных функции 4*^(0 и <р^ (О.
Подставляя полученные значения cp^W и <р^ (() в (2.26), опреде-
ляем параметры движения системы при воздействии тяги ДУ каждого
блока.
Аналогично определяются ВХ скоростей и ускорений.
При переходе режима работы ДУ с промежуточной ступени на
главную или при выключении ДУ применяются аналогичные выра-
жения. При этом в формулах для вычислений координационных
функций, математического ожидания, дисперсии и корреляционных
моментов необходимо заменить числовые характеристики закона
распределения показателя экспоненты t и номинальное значение
тяги на характеристики, соответствующие режиму главной ступе-
ни.
Параметры движения системы, определяющие реакцию конструк-
ции PH от воздействия тяти ДУ боковых блоков, зависят от характе-
ристик времени запаздывания Реакция конструкции от воздей-
ствия ДУ бокового блока I находится при фиксированных значениях
времени рассогласования. При этом получаем условный закон рас-
пределения параметров движения системы. Используя теорему умно-
жения законов распределения и формулу определения одномерного
закона из многомерного, находим полный (безусловный) закон
распределения параметров движения.
Внутренние силовые факторы (продольные и поперечные силы,
изгибающие моменты в сечениях корпуса), ускорения от воздействия
ДУ определяют по формуле
52 о
Нк(.х, Г) = - £ Sn(t)ff^(x},
n = i
—
тще Hn (х) — единичные динамические нагрузки в сечении х.
Уравнения нагрузок в сечении х от воздействия тяги г-й ДУ по
аналогии с параметрами движения представляются в виде
tt) = тпи, t‘) + Йк{х, t‘),
i = 1, 2, .... т0, tt = t - .
Закон распределения нагрузок при фиксированных значениях
случайной величины /в будет нормальным вследствие нормальности
распределения функции внешнего воздействия и линейного ее преоб-
разования, Параметры этого закона определяют по .формулам
тп л (х, I!) = Фд (х, t1);
Я£*(л, г'> = Ё (-l/F^ytx, г');
/ = 1
= -Г
в = 1
п
+ Е ab
/'1 1 1
Н^хУ,
“о
Ф*(л, tl) = £ ф (/')Я^(х).
га = 1 ’
Дисперсию вычисляют по формуле
f 222
4 Г t -I2
D,.*(x, 0 = У Dy Ф, a, Z() +
/1, r/L J J
‘ J=1
+ У <-l)'+rKFy Фу (X, th^ix, t().
j<r J '
Значения Dv , Kv v даны в (2.8).
Используя теорему умножения законов, находим полный (безус-
ловный) закон распределения нагрузок
OQ
/[я/чх, z *)] = |/[я/(х, t г)/^]/аВ() dbt^.
(2.27)
Однако при вычислении ВХ нагружения от суммарного воздей-
ствия всех ДУ по этой формуле возникают значительные трудности.
В связи с этим применяется моментное представление ВХ нагрузок,
которое является тождественным представлением вероятностного
распределения.
Начальный момент от распределения (2.27) вычисляют по фор-
муле
* " £
/=1
где / ?в — математическое ожидание условного нормального
закона; p^_y(fB ) — условные центральные моменты нормального
распределения f[Ht (х, ?)/(в ], равные рА_у(/н )
= (к—j— 1)!! 0Н , где под символом (X—j—1) понимается произведе-
4 •(
ние всех нечетных чисел от 1 до К—j— 1.
От началвных моментов распределения (2.27) осуществляют
переход к кумулянтам распределения, обладающим согласно работе
[6} рядом преимуществ при дальнейших преобразованиях и связан-
ных с начальными моментами формулами вида
5 3 of
я/
К,
£ £
7=1
LH"
Pi
"|
(-р'-Чг-р!
где второе суммирование распространяется на все положительные
значения Пу и I, подчиненные условиям
+ P2Tt2 + ... + Р/Я/ = г;
т!1 + я2 + ... + = Z.
Полученный набор кумулянтов, так же как и моменты, тождес-
твенно представляет вероятностное распределение параметров нагру-
жения от воздействия ДУ г-го блока.
ВХ суммарного нагружения при действии тяги т0 независимых
ДУ боковых блоков в продольном направлении и в двух взаимно
перпендикулярных плоскостях определяется как сумма кумулянтов
одного порядка от каждого воздействия для соответствующего на-
правления
ль,
< = £ <2-28>
i=i
Вероятностное распределение нагрузок в продольном направлении
представляется в виде ряда Эджворта
/<Я) = /г(Я) + £ (-1/ *//(#),
ьз к'
где /Г(Я) — нормальный дифференциальный закон распределения;
/г (Я) — производные Л-го порядка от нормальной плотности рас-
пределения; — квазимоменты, определяемые по формуле
222
тде второе суммирование производится по всем положительным
значениям -тс^, для которых
+ - + Л71/ = к-
Интегральный закон распределения продольных нагрузок и уско-
рений имеет вид
F(H) = Ф*(г) + У (-1)* S£/(A’n(z),
♦ If 27
где Ф (z) = -- е dn — интеграл вероятностей; z =----------
fa i о#1'2
ВХ параметров поперечного нагружения в биссекторной плоскости
определяется как
Я2(х, t) = tffa t) + f),
где Нх (х, t) и /fjj (х, 0 — проекции поперечных нагрузок от суммар-
ного воздействия тяги ДУ всех блоков на взаимно перпендикулярные
плоскости, совпадающие с плоскостями симметрии или стабилизации.
ВХ параметров поперечного нагружения в биссекторной плоскости
аппроксимируется с помощью рядов Латтера. Дифференциальный и
интегральный законы распределения нагрузки Я(х, г) имеют вид
Л1 sy Ап о А ( о
,/1Л 2Н Л , н2 , „ н2 А я2
/(Я) - ----- У ь-------- 1^--------ехр -------
Уо л-о Ур У» J Ур
(2.29)
Г(Я) = £ ^2 £ П (т1+1)Г0 (Ti + m + 1), (2‘30)
ге=О п- т=3 1^т^\
54 о
ие n =
<)2 £>*
„--bYo” -Jt(n>-1, Yo>O);L'
£*
(л) Н2
’ tv
— обобщен-
а
ный полином Лштера; Гд(т] + т + 1) = J I T|+ml ехр(—fydt — неполная
1, 0
гамма-функция; Q =° Н /у0.
Коэффициенты Ьп в формулах <2.29), <2.30) имеют вид
Г<п + 1)
6, =0; /?2 - 0;
2 л а$ л « а*
£ (Ч)МС ™ П (Л+0-4+£ (-l)mcnm п (п+о —
лТц) <-о лГз 1=«*1 у™
П (т]+1>Г(т] + 1)
i-i
где Г<т)+1) — гамма-функция,
Ст _ и!
п ml(n -т) 1 '
Описанная процедура представления вероятностных распределе-
ний продольных и поперечных нагрузок при одноступенчатом выходе
ДУ на режим тяги применима для линейной системы с целью расче-
тов при выходе ДУ на режимы промежуточной и главной ступеней,
а также при выключении ДУ. В этом случае слагаемые, входящие в
формулу (2.28), определяются так:
я?
кг , t< tr;
я" нг
кг + кг , t > tT.
н” н"
Кумулянты кг , кг характеризуют параметры нагружения от
воздействия тяги ДУ i-ro бокового блока при выходе на режим соот-
ветственно предварительной и главной ступеней.
я,
Кг =
f 222
Рис. 2.34. Изменение средних тя и среднеквадратичных значений продольных
ускорений на корпусе КА при старте ракеты-носителя типа "Союз”:
— ms;>----------°s,
Рис. 2.35. Изменение математического ожидания atj и среднеквадратичного значе-
ния ускорения в сечении корпуса одного из КА при старте ракеты-носителя типа
"Союз^:
-----mSt’-------° 5,
55 of
Рис. 236. Платности вероятностей значений продольных ускорений на корпусе одного из КА при старте ракеты-носителя типа "Союз”:
г = 2 г = 3 г = 4,5 число членов ряда Эджворта ft
Рис. 2.37. Платности вероятностей ускоре- ний в сечении корпуса одного из КА при i /
старте ракеты-н — г = 10 г = 9 г - 8 жителя типа хоюз : число учитываемых кумулянтов /7
О Z Зу,п-с~!
222
Рис. 2.38. Изменение математического ожидания и дисперсии распределения
изгибающих моментов в одном из сечений ракеты-носителя при старте:
----тм(х),-----DM(x)
На рис. 2.34 и 2.35 для примера приведены изменения вероятнос-
тных характеристик продольных и поперечных (в плоскости у)
ускорений на корпусе одного из КА при старте PH типа ’’Союз”.
На рис. 2.36 и 2.37 даны дифференциальные законы распределе-
ния этих параметров в фиксированные моменты времени старта. ВХ
изгибающих моментов в одном из сечений центрального блока этого
PH приведены на рис. 2.38 и 2.39.
Рис. 2.39. Функции распределения изгибающих моментов М(х) в одном из сечений
ракеты-носителя при старте (t„ - 0,7 с):
------- РОИ),--------/(Л/)
56 of
Определение вероятностных характеристик нагружения
конструкции летательного аппарата при старте PH
с использованием нелинейной динамической модели
Рассматривают режимы продольно-поперечного нагружения
конструкции КА и PH при нестационарных воздействиях тяги ДУ PH
при старте с пускового устройства, включающего элементы с нели-
нейными жесткостными характеристиками.
Для дискретизации нелинейной динамической модели системы
КА—PH, включающей физически нелинейные элементы ПУ, исполь-
зуют метод конечных элементов.
Для решения системы уравнений движения конечно-элементной
модели (КЭМ) применяют методы прямого пошагового интегрирова-
ния.
Математическое описание изменения тяги ДУ при переходных
режимах включения принимают по формуле (2.2).
Для решения задачи статистической динамики нагружения КА
нелинейной динамической схемы применяют численные методы
реализаций нестационарного нагружения (метод статистических
испытаний). Исследования показали, что при числе случайных
величин в пределах 6 рационально применять известный в литера-
туре метод интерполяционных полиномов, разработанный Н.П. Чер-
нецким.
Для поперечных сечений корпуса изделия определяют ВХ следую-
щих параметров нагружения:
продольных максимальных и минимальных сжимающих или
растягивающих сил;
продольных ускорений;
перерезывающих сил изгибающих моментов в направлениях двух
поперечных плоскостей стабилизации и соответствующего суммарно-
го вектора этих параметров;
поперечных ускорений двух поперечных плоскостей стабилизации
и суммарного вектора этих величин;
максимальных для сечения величин эквивалентных сжимающих
и растягивающих сил.
Для заданного числа осцилляторов, включенных в расчетную
динамическую схему изделия, определяют ВХ продольных ускорений
и поперечных ускорений в двух поперечных плоскостях стабилизации
суммарного вектора этих величин.
В результате расчетов по методу статистических испытаний
определяют следующие ВХ указанных выше параметров нагружения:
изменения математических ожиданий и среднеквадратичных
отклонений во времени процесса;
Изменение математического
(----) среднеквадратично-
Рис. 2.40.
Ожидания
го значения продольного ускорения^
(------) для одного из сечений корпуса
КА в процессе старта ракеты-носителя
Рис. 2.41. Изменение математического
ожидания (—) и среднеквадратичного
значения поперечного ускорения
(---) в биссекторной плоскости для одно-
го из сечений корпуса КА в процессе
старта ракеты-носителя
дифференциальные законы
распределения параметров для заданных моментов времени;
параметры статистических законов распределения пиковых значе-
ний, выбранных из совокупного числа просчитанных реализаций
(число определяется исходя из сходимости МО и СКО параметров
подсчитанных реализаций);
нормирование величины пиковых значений параметров нагруже-
ния для заданных уровней вероятности непревышения и доверитель-
ной вероятности.
57 of
С применением метода интерполяционных полиномов рассчитыва-
ют следующие ВХ указанных выше параметров нагружения:
изменение математических ожиданий и дисперсий по времени
процесса;
корреляционные функции и интегральные законы распределения
вероятностей для заданных Моментов времени.
Для примера на рис. 2.40 и 2.41 приведены результаты расчета
вероятностных характеристик значений продольных и поперечных
ускорений в сечении корпуса одного из автоматических КА при
старте PH пакетной схемы. При исследовании статистических зако-
нов распределения по 1500 реализациям нестационарных процессов
получено, что максимальные значения (за время старта) продольных
сил и ускорений имеют нормальный закон распределения с коэффи-
циентами вариации 0,03.-.0,035.
Максимальные значения ускорений, изгибающих моментов и
перерезывающих сил имеют логарифмически-нормальное распределе-
ние вероятностей с коэффициентами вариации примерно 0,045...0,05.
Определение вероятностных характеристик нагружения
конструкции летательного аппарата при поперечном разделении
ступеней PH в полете с использованием нелинейной
динамической модели
Рассматривают режимы продольно-поперечного нагружения
конструкции КА и PH при нестационарных воздействиях тяги ДУ PH
в процессе поперечного разделения ступеней с учетом нелинейных
жесткостных характеристик связей блоков.
Дискретизацию конструкции проводят применительно к МКЭ. В
динамическую схему включаются подвесные элементы конструкции
и физически нелинейные характеристики элементов связей разделяю-
щихся ступеней.
Методика и алгоритм решения задачи аналогичны решению для
нелинейной модели в случае ’’Старт”.
Учет нелинейных характеристик разрывающихся связей при
прямом интегрировании уравнений движения осуществляют путем
контроля знака продольного эквивалентного усилия в каждом из эле-
ментов, моделирующих замки.
Начальные условия определяют для осевого направления PH как
квазистатические значения перемещений элементов расчетной моде-
ли от действия максимальных осевых сил при значении тяги ДУ
отработавшей ступени на момент начала выключения ДУ.
В поперечном направлении при необходимости могут учитываться
222 силы, обусловленные квазистатическим воздействием управляющих
сил или собственными поперечными колебаниями конструкции до
начала процесса разделения ступеней.
Законы изменения газодинамических сил, действующие на отра-
жатели и донные защиты, при включении ДУ последующей ступени
принимают подобными закону изменения тяги этой ДУ.
При решении задачи время запаздывания момента раскрытия i-ro
замка Дг, по отношению к моменту времени подачи команды на
замки системой управления рассматривается как независимая слу-
чайная величина с известным законом распределения.
Для равномерного закона плотность вероятности
________!_______ при ДГ е [Д/min, Д/так];
д^тах _ Дгпйп
О при ДГ 6 [Дгт‘п, Д/так|,
где Д/ тш, Дг тах — допустимые границы диапазона разбросов.
Рис. 2.42. Изменение значений математического ожидания и среднеквадратично-
го продольного ускорения для одного из сечений корпуса КА при разделении
ступеней ракеты-носителя:
---------- ms;--------CTs,
58 of
Рис* 2*43* Изменение математического
ожидания nt5 и среднеквадратичного
значения поперечного ускорения os в
биссекторной плоскости для одного из
сечений корпуса КА в процессе разделе-
ния ступеней ракеты-носителя:
-------- ---------%
Для примера характер измене-
ния по времени ВХ продольных и
поперечных ускорений на корпусе
одного из КА при разделении сту-
пеней PH пакетной схемы приве-
ден на рис. 2.42 и 2.43.
Так же как и при старте, про-
дольные нагрузки имеют нормаль-
ное, а поперечные — логарифми-
чески-нормальное распределение
вероятностей с коэффициентами
вариации 0,06...0,07; 0,1...0,15
соответственно.
Вероятностные характеристики нагружения летательного аппарата
при нестационарных воздействиях управляющих сил
К таким случаям эксплуатации относятся нагружение КА на
участке выведения КА на ОИСЗ при нелинейных взаимодействиях
упругого (с жидким наполнением его баков) корпуса с системой
управления PH и нагружение КА на орбитальном участке палета при
нестационарных воздействиях сил от управляющих органов и КДУ.
В разд. 2.3 представлена математическая нелинейная модель
изменения угла отклонения б^ рулевых органов PH типа ’’Союз” при
изменении угла тангажа на активном участке полета.
Рассмотрим нагружение КА в этом случае полета.
Динамическая модель КА описывается изложенными выше мето-
дами и может быть представлена линейными уравнениями вида
(2.15).
Управляющие усилия этого типа PH обусловлены поворотом его
рулевых ЖРД на угол б. Управляющая сила Ry(xp) при отклонении
РО на угол б в сечении хр корпуса определяется формулой
222
* j dRv
ЯуСср) = Ryt, ще Яу =
Представим угол 6 в виде
* = \ + 6g,
где бт — угол отклонения PH, определяемый линеаризованным
уравнением автомата стабилизации (АС), описывающим управление
PH как твердым телом, вида
----бт + 6Т + &2а1 ^2 + +
*4Т2 у
+ бт ~ k^k2dQS2 ~ Мз~
где Лр ^2, Л3, Л4, Ор, ар ау, av — постоянные коэффициенты уравне-
ния, определяемые при стендовом моделировании устойчивости и
управляемости PH; Sj, S2, Sj, S2 — обобщенные координаты вектора
[5] и [S] уравнения (2.15), соответствующие (/= 1, 2) тонам коле-
баний PH как твердого тела.
Введем еще одну обобщенную координату SAC, соответствующую
углу 6Т. Тогда в результате преобразований получим окончательное
выражение динамического уравнения в виде
[A] [S] + [В] [5] + [С] [5] = [G] ,
где [S] - {[S]SAC};
О
1
[А]
[А] = 0
; [в] =
[5] о
5] ь2 ^4 ’
[С] = [С а] + [С h .
59 of
Здесь
51 — — Z»2 — &2^1 ’
Ci - -^1Л3ау( С2 - -к1к2а0;
d} = -Лу8/у(хр) при у = 1, 2, ..., п;
/у(хр) — форма колебания в сечении (хр) корпуса PH.
Вектор обобщенных сил будет иметь вид
[G1 = {[с/у] [0]АС},
гае приу = 1, 2, п.
Таким образом, исходя из математической модели изменения угла
6^ (2.1) и учитывая значительный расход топлива, т.е. изменение
массовых и динамических характеристик КА на траектории полета,
динамическое равновесие КА в рассматриваемой задаче описывается
нестационарной системой уравнений (2.15), правая часть которой
является нелинейной функцией взаимодействия РО с параметрами
возмущенного движения КА.
В результате интегрирования такой системы численными метода-
ми рассчитываются стохастические нестационарные процессы нагру-
жения конструкции КА и PH.
Вероятностные характеристики нагружения определяются метода-
ми математической обработки стохастических параметров в процессе
моделирования возмущенного движения КА на всей ступени полета.
Параметры расчетной модели, т.е. переменные, изменяющиеся во
времени коэффициенты системы (2.15), принимаются детерминиро-
ванными и выбираются исходя из получения максимальных нагрузок
или других задач расчета.
Принципиальным при моделировании нагружения является вопрос
методики обработки случайного процесса, который имеет стационар-
ные и нестационарные участки. Для распознавания таких участков
222
использован метод ’’статистик”, применяемый для выделения им-
пульсных сигналов на фоне шума [16].
С целью использования этого метода для рассматриваемых типов
случайных процессов с помощью машинных экспериментов установ-
лены следующие значения параметров процесса, необходимые для
получения изменений так называемых статистик в функции времени:
6 = 60 — число значений оценок корреляционной функции; Я = 600
— число точек в реализации; L = 15 — параметр памяти фильтра
текущего среднего.
Установлено, что за стационарный можно принимать участок, для
которого производная изменения статистик была меньше или равна
tg!5°.
Для оценок спектральной плотности стационарного процесса с
помощью таких же машинных экспериментов установлены следую-
С’2
’°L.....
е)
Рис. 2.44. Расчетные и экспериментальные значения командного сигнала ДФ, углов
отклонения рулевых органов и ускорений на корпусе КА при отработке програм-
мы угла тангажа:
а, в, д — расчет, 6, г, е — эксперимент
60 of
Рис. 2.45. Спектральные плотности Qj по резуль- И^,п^‘С~^Гц-г
атам расчета и экспериментальных ускорений на
корпусе автоматического КА:
-------- расчет,----эксперимент
щие соотношения параметров дискрети-
зации процессов. R = 600, р = 6, х = 100,
где р — число участков по к точек в каж-
дом из общего числа R точек процесса
для последующего осреднения р резуль-
татов расчета периодограмм. В этом слу-
чае периодограмма является несметен- о
ной оценкой спектральной плотности
й (Ш).,
Изложенный метод расчета параметров нагружения характеризу-
ют приведенные ниже расчетные и экспериментальные данные для
одного из КА при выведении его PH типа ’’Союз”.
На рис. 2.44 показано удовлетворительное приближение данных
эксперимента расчетных значений командного сигнала ДФ, углов 3g
отклонения РО PH и ускорении на корпусе КА
На рис 2 45 приведены для сравнения спектральные плотности
ускорений по данным расчета и экспериментального измерения на
КА.
На рис 2.46 иллюстрируется нормальное распределение амплитуд
ускорений в спектре
На рис 2.47 дан пример результатов допустимых областей частот
отработки угла тангажа v для одного из КА исходя из различных
допустимых значений ускорении и их вероятностей Р непревышения.
Для этого же КА на рис. 2.48 приведены зоны допустимых частот v
исходя из обеспечения непревышения допустимых ускорений в
Рис. 2.46. Расчетные спектральные плотности [О у (1)] и функции распределения
ускорений [/(Sy)] в одном из сечении корпуса автоматического КА:
а — О j (1), б — f(S) ------- расчет,-----------нормальный закон распре-
деления [/(Sjl с экспериментальными числовыми характеристиками
222
Рис. 2.47. Зоны ограничений диапазонов
частот отработки программы угла тангажа
v в зависимости от допустимых значений
ускорений 5уиа корпусе КА:
А — зоны ограничений; Б — зоны ограни-
чений в линейной постановке согласно
работе [2];
------ Sy = 10 м-с’1! д л = 0...6 гц,
-------Sy - 8 м-с2 Р = 1;
-------\ - 10 м-с’2! Д1 . 0...6 Гц,
—X— S, = б м-с-2 Р = 0.993;
ДА. — частотный диапазон S
различных диапазонах частот Л, В качестве допустимых значений
принимались три среднеквадратичных значения Sy.
Таким образом, рис. 2.47 и 2.48 иллюстрируют практическое
применение изложенного метода как для определения ВХ ПМН, так
и для регулирования их уровня путем наложения ограничений на
выбор частоты v изменения угла тангажа.
На орбитальном участке полета КА воздействия управляющих
органов носят нестационарный Характер в виде дискретных знакопе-
ременных импульсов, время длительности и пауз у которых могут
принимать случайные значения в широком диапазоне значений
времени (ти, тп)> Из оценки частоты импульсов очевидно, что их
воздействия будут определяющими по нагружению низкочастотных
конструкций, например раскрытых солнечных батарей, антенных
устройств и т.п. Причем продолжительные режимы работы СУД
приводят к ’’раскачке” этих конструкций до значительных амплитуд.
Медленное затухание их колебаний и короткие паузы, например,
Рис. 2.48. Зоны ограничений диапазонов
частот отработки программы угла тангажа
в зависимости от допустимых значений
ускорений S для КА:
А — зоны ограничений;
------- Sy - Ю м-с’2
. „ , Д X - 0...6 Гц,
-------5=8 м-с'2
у Р ~ 0,997;
—х—- Sy - 6 м -с ~г
------- 5у " 6 м- c"z, ДА. - 4...6 Гц,
Р- 0,997;
ДХ — частотный диапазон §у
между ППТ и началом перекладки солнечных батарей на другой угол
относительно осей КА с помощью привода вызывает возрастание на-
грузок. Поэтому при детерминированном подходе к решению задачи
о нагружении таких конструкций всегда приходится сталкиваться с
нагружением в резонансном режиме, что чревато перетяжелением
конструкции и проблемами создания электромеханических приво-
дов. Для корпуса КА, первые частоты колебаний которых, как прави-
ло, более 10 Гц, воздействия будут носить квазистатический харак-
тер.
Исходя из представлений качественной физической картины
нагружения КА динамическая схема для расчетов нагружения будет
следующей:
возмущенное движение КА рассматривается в пространственной
орбитальной системе координат;
модель КА описывается по методу МКЭ, при этом силы в связях
корпуса КА и ПЭП определяются через относительные уровни и
линейные перемещения точек в пространстве и соответствующие
жесткости. При осуществлении связей через приводы в уравнения
Рис. 2.49. Характер изменения моментов на приводе солнечной батареи КА в
плоскостях крена М* и тангажа м*
f 222
добавляются относительные перемещения, вызванные работой приво-
дов и описанные уравнениями (2.12).
Динамическая модель представляется уравнением вида (2.15).
Правая часть этого уравнения описывается случайной по длительнос-
ти значений ги и т дискретной последовательностью импульсов
обобщенных сил от управляющих органов и КДУ и приводов ПЭК.
Задача о нагружении решается методом численных реализаций.
На рис. 2.49 для примера приведен характер одной из реализаций
изменения моментов по крену М* и тангажу , приходящихся на
привод в следующем режиме работы СУД: ’’Поворот в плоскости
тангажа — работа корректирующего тормозного двигателя — обрат-
ный поворот в плоскости тангажа”.
Вероятностные характеристики ПМН определяются методами
обработки случайных нестационарных процессов.
Определение вероятностных характеристик нагружения
конструкции СА со сферическим днищем при приземлении
Рассматривается нагружение конструкции СА при первом ударе
о грунт в плоскости, образу-
емой векторами горизонталь-
ной и вертикальной Vg
скоростей посадки. За рас-
четные принимают естест-
венные характеристики зем-
ной поверхности в полигоне
посадки. Соударения с ис-
кусственными и естествен-
ными преградами являются
нерасчетными.
Вероятностная модель
прочности грунта (2.13) и
кинематические параметры
движения СА при приземле-
нии задаются в соответствии
с разд. 2.3.
Расчетная динамическая
модель конструкции СА
(рис. 2.50) представляется в
Рис. 2.50. Расчетная динамическая
модель гипотетического СА
виде совокупности масс, соединенных между собой задемпфирован-
ными невесомыми упругими связями. В общем случае модель состоит
из массы, имитирующей массу корпуса СА, и присоединенных к ней
подвесок на упругих связях, имитирующих оборудование СА. Модель
описывается уравнением вида (2.15).
Движение СА рассматривается в неподвижной системе координат
ХОУ, начало которой соответствует точке начала контакта сферичес-
кого днища с плоскостью грунта. Ось ОХ направлена по нормали к
поверхности грунта в сторону вектора Ув, ось OY — вдоль поверхнос-
ти грунта в сторону Уг.
Внешней нагрузкой для СА являются силы взаимодействия грунта
с контактирующими элементами СА. Давление со стороны грунта на
сферическую поверхность контакта определяется скоростью и глуби-
ной внедрения этой поверхности в грунт и прочностью грунта. В
качестве расчетной модели взята хорошо зарекомендовавшая себя на
практике модель взаимодействия Любина—Повицкого, развитая по-
зднее в работах Б.А. Рабиновича и В.Г. Житомирского,
агр + Сг (х - а)2 при х > а-,
°гр " С2 (а - х) при 0 < х < а;
агр - С2а - Cz<xmax х). X < О,
где Ру = /(у) — давление грунта, определяемое по аналогичным (2.31)
формулам с изменением координат х на у; Р*, Ру — нормальная и
касательная составляющие давления грунта; х, х — соответственно
перемещение, скорость перемещения СА в грунте по нормали к его
поверхности; акр = 4...5 м/с — критическая скорость, при которой
заканчиваются пластические деформации грунта; Cj = 7...10 Я2/м2,
С2 =/(х0) — экспериментальные коэффициенты; Сг — коэффициент
постели грунта; х0 — скорость на момент касания днищем грунта.
Допускается принимать значения экспериментальных констант
Oj.p, Cj средними из приведенного диапазона либо с некоторым
запасом, например акр = 4 м/с.
Значения С2 и С_ получены Б.А. Рабиновичем для летних грунтов
двух типов:
для грунта высокой прочности (о^ = 22’ 105 Па) С2 = 2* 105 +
+ 0,225- 105^о Н/м3; Сг = 300- 105 Па;
для грунта средней прочности (о^, = 11- 105 Па) С2 = 1,55- 105+
2 22 + 0,078- 105 х0 Н/м3, Cz = 170- 105 Па.
Для грунтов с условной прочностью от И* 105 Па до 22- 105 Па
коэффициенты С2 и Cz определяются линейной интерполяцией для
грунтов с о,-, <11- 105 Па и о > 22 105 Па — линейной экстрапо-
ляции.
Силы реакции грунта определяют через значения нормальной и
касательной составляющих давления грунта по формулам (2.31) и
площади проекций (7^, 2^) погруженной в грунт контактной
поверхности СА на плоскости, перпендикулярные осям ОХ и OY:
т х = р F х
дн дн’
F^ = 2я/?х; - 1,88,/А при R > х,
где Я — радиус кривизны поверхности контакта; — коэффициент
трения поверхности контакта о грунт.
Предложенная методика имеет следующие ограничения:
движение СА рассматривают в процессе первого удара о грунт;
задача о нагружении конструкции СА рассматривается в плоскос-
ти;
деформация днища СА А < й, где h — глубина внедрения в грунт.
С учетом (2.32) определяются обобщенные силы уравнения (2.15).
При решении задачи задаются отличные от нулевых следующие
начальные значения координат:
начальные угол и угловая скорость поворота продольной оси СА
в системе координат ХОУ;
проекции вертикальной и горизонтальной скоростей Vx и Vy на
направление нормали и касательной к поверхности грунта.
Из решения системы уравнений движения рассматриваемой моде-
ли СА в матричной форме (2.15) определяются:
нормальная и касательная составляющие реакции грунта на
сферическую поверхность;
нормальная и касательная составляющие, а также суммарное
-£
значение ускорения S- , действующего на каждую г'-ю массу, входя-
щую в динамическую модель;
63 of
Рис. 2.51- Экспериментальные и расчет-
ные значения ускорений на конструкции
одного из С А типа "Ресурс”:
I — расчет; 2 — эксперимент
Рис. 2.52. Интегральные функции распределения перегрузок на конструкции
различной жесткости КА типа "Ресурс”:
---/--- Дти = 0,05 мм
---°--- “0,1 мм
---х--- Дщд = 0,3 мм
упругая конструкция;
жесткая конструкция
222
Рис. 2ЛЭ. Области совместных значений SE
и f с различными уремиями вероятностей
их непревышения Р для СА КА "Бион”:
1 - 0,999; 2 - 0,997; 3 - 0,993; 4 -
0,990; 5 - 0,950; б - 0,900; 7 - 0,800;
в - 0,500
угол ф, определяющий положе-
ние вектора .
Вероятностные характеристики
параметров нагружения СА при
случайном внешнем воздействии
определяются методом статисти-
ческих испытаний. При этом из
каждой реализации выбираются
максимальные значения суммарного ускорения 5;- t-й массы,
входящей в динамическую модель, а также другие требуемые пара-
метры для статистической обработки.
По полученной выборке определяют:
интегральное распределение суммарного ускорения S(- ;
Г-У.
распределение вероятностей совместных случайных величин 5; ,
ф; и другие требуемые вероятностные характеристики параметров
нагружения СА.
Пример расчета одной из реализаций ударного ускорения на
корпусе СА типа ’’Ресурс” в сопоставлении с экспериментом приве-
ден на рис. 2.51.
На рис. 2,52 приведено для примера интегральное распределение
вероятностей максимальных ускорений для такого же типа СА,
Распределение вероятностей совместных случайных параметров
вектора ускорений 5 и ф для СА КА ’’Бион” показано на рис. 2.53.
Приведены также интересные для практики зависимости:
отношение кд равновероятностных значений ускорений на выходе
упруго установленного на корпусе СА узла к соответствующему
значению на входе в зависимости от перемещения Дтау узла под дей-
ствием его веса (рис. 2.54), а также зависимости максимальных
ускорений на упругих узлах одного из СА при учете предельных
соотношений случайных исходных параметров и максимальных
ускорений, полученных по изложенной методике в зависимости
6 4 о
Рис. 2.54, Коэффициенты динамичности для конструкций различной жесткости:
-----Gw ’ 300 “]
f АГ — при вероятности непревышения Р = 0,95;
упр КГ J
---------при детерминированных условиях, соответствующих максимальным
нагрузкам
Рис, 2.55. Зависимость детерминированных и вероятностных значений ускорений и
массы узла конструкции СА типа "Ресурс,” от жесткости:
------ 04 1
? отношение массы узла к массе спускаемого аппарата;
—------- 0,01 J
1 — при предельных условиях приземления; при вероятностях непревышения: 2 —
0,997; 3 - 0,99; 4 - 0,95, 5 - 0,9; 6 - 0,3
от перемещения этого узла под действием собственного веса
(рис. 2.55).
Приведенные материалы демонстрируют преимущества представ-
ленного здесь расчетного метода прогнозирования нагрузок при
приземлении.
2.5. НОРМАТИВНЫЕ РЕЖИМЫ И МЕТОДЫ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ НА МЕХАНИЧЕСКИЕ ВОЗДЕЙСТВИЯ
При проектировании КА важным результатом обобщения работ по
расчетному определению характеристик ПМН в низкочастотном (до
40...60 Гц) диапазоне и анализа закономерностей их в широком
эксплуатационном диапазоне частот спектра (до 2...4 кГц) является
f 222
разработка эксплуатационных требований по механическим воздей-
ствиям на конструкции и аппаратуру КА.
Эти требования представляются в виде нормативных режимов
линейных вибрационных ударных и акустических воздействий и
входят в общие эксплуатационные условия для разработки КА и его
систем.
Если в низкочастотной области определяются характеристики
ПМН в конечном, необходимом для формирования режимов виде, то
за границей указанного выше низкочастотного диапазона формирова-
ние ожидаемых режимов механических воздействий осуществляется
на основе обобщения результатов измерений на изделиях подобных
(родственных) классов и экспертного прогнозирования тенденций
изменения этих режимов с учетом различий характеристик проекти-
руемого и существующих изделий.
Нормативные режимы виброударных и акустических воздействий,
в том числе конкретная форма их представления, разрабатываются
исходя из характеристик процессов в натурных условиях эксплуата-
ции и с учетом возможностей испытательного оборудования, а также
приемлемой длительности и трудоемкости испытаний. Такое двуедин-
ство обусловлено тем, что нормативные режимы не являются само-
целью описания процесса нагружения, а в конечном итоге предназна-
чены для назначения режимов практических испытаний аппаратуры
и конструкции КА.
Из изложенных выше результатов расчетных работ по определе-
нию ПМН при транспортировке КА наземными видами транспорта
очевидно, что воздействия на КА в целом, т.е. в местах его опирания
на ТС, реакция его корпуса в виде внутренних силовых факторов
(ВСФ) и ускорений и входные воздействия на узлы и аппаратуру
описываются спектральной плотностью ускорений и ВСФ. На основа-
нии результатов расчета таких случайных характеристик при различ-
ных скоростях движения нормируются обобщенные спектральные
плотности ускорений в диапазоне частот обычно 40...60 Гц для
нескольких диапазонов скоростей движения и для характерных
конструктивных групп КА (корпус, приборные рамы и т.п.) или в
местах опирания КА в целом на ТС. При назначении времени исхо-
дят из статистических распределении вероятностей скоростей движе-
ния транспорта заданной дальности и средней скорости транспорти-
ровки этим видом транспорта. Для примера закон распределения
скорости движения железнодорожного транспорта приведен на
рис. 2.56. Обычно расчеты проводятся в направлении максимального
нагружения, т.е. в вертикальной плоскости У. В этом случае режимы
в других плоскостях определяются на основе приведенных ниже
соотношений. Эти соотношения определяют значения спектральные 5
of
Рис. 2.56. Платность вероятностей скорос-
ти грузового вагона в эксплуатации
плотностей ускорений в плоскос-
тях Z и X[QZ(A), и соот-
ветственно время (tz, tx) в зави-
симости ст спектральной плотнос-
ти [Йу(А)] и времени ее воздей-
ствия [ty]:
Qx (Л) = 0,3Qy(A);
OZW =0,5Qy(A);
tx = 0,15 ty, tz = 0,3 tv.
Далее индексы X, Y, Z в обозначении спектра ускорений для
краткости опущены.
Обычно режимы транспортировки по железной дороге и автомо-
бильным транспортом совмещаются в отдельных диапазонах частот,
и в них нормируется одно большее значение 0(A) и f из двух для
этих видов транспорта. Пример нормативных режимов для случая
транспортировки одного из КА серии ’’Космос” приведен в табл. 2.2.
Таблица 2.2
Режимы случайной вибрации (в вертикальной плоскости)
при транспортировке одного из КА серии ’’Космос" по
железной дороге
Отсеки* КА, конструктив- ные группы Спектральная плотность виброускорений, м2’ с~*• Гц_| при поддиапазоне частот, Гц Время воздей- ствия, мин
2...5 5...8 8...20 20...30 30...40 40...60
Отсеки меж- опорной 1,154 0,578 0,578 0,578 0,385 0,077 1800
части КА (двигатель- 0,385 0,385 0,192 0,192 0,192 0,077 4500
иый, прибор- ный) 0,96 0,192 0,096 0,096 0,014 0,058 2100
Консольная 2,308 2,308 1,154 0,578 0,578 0,192 1800
часть КА 0,776 1,536 0,385 0,192 0,288 0,192 4500
0,192 0,776 0,192 0,096 0,192 0,154 2100
Навесной 5,174 3,453 3,453 2,116 1,054 0,192 1800
отсек КА 1,732 2,308 1,154 0,673 0,578 0,192 4500
0,385 1,154 0,578 0,385 0,481 0,154 2100
222
Вибрация конструкций КА в полете носит характер случайного
широкополосного процесса с участками квазистационарности, длящи-
мися от нескольких секунд (участки ’’Старт” и ’’max <?”) до несколь-
ких сотен секунд (участок ’’спокойного полета” PH) или нескольких
тысяч секунд (суммарное время работы КДУ КА), На данный широ-
кополосный процесс на отдельных участках полета (особенно на
участке выведения) накладываются низкочастотные дискретные
составляющие, определяемые колебаниями КА как упругого тела.
Существующее виброиспытательное оборудование позволяет
проводить испытания на широкополосную случайную вибрацию, хотя
настройка и поддержание испытательных режимов достаточно слож-
ны.
Настройка уровня вибраций в месте крепления объекта испытаний
ведется по среднеквадратичному уровню ускорения для каждой из
полос частот, пока не будет достигнуто равенство аД1 = ^Й(/) ДА., где
Й(А) — спектральная плотность виброускорений в полосе частот ДА;
о ДА — среднеквадратичный уровень виброускорения в полосе частот
ДА.
Поэтому нормативные режимы Й(А) или о (ДА) задаются в форме
достаточно простой зависимости от частоты. При этом стремятся,
чтобы число режимов, характеризующих вибровоздействия разных
участков палета, было минимально необходимым, а сами режимы по
возможности характеризовались однотипными графиками и различа-
лись лишь интенсивностью. Такой подход обеспечивает упрощение
и сокращение длительности настройки испытательного оборудова-
ния, которая обычно в несколько раз превышает длительность самого
процесса испытаний. Зависимости нормативных значений Й(ДА)
для различных участков работы одного из КА типа ’’Ресурс” приведе-
ны на рис. 2.57.
Режимы воздействий, как правило,
задаются дифференцированно для
разных конструктивных зон изделия
с учетом различий фактических усло-
вий эксплуатации.
Рис. 2.57. Нормативные режимы вибрацион-
ных воздействий для одного из отсеков КА
типа ’’Ресурс”:
1 - случав «Старт» и «тах^»)
} выведение,
2 - «спокойный полет» J
3 — орбитальный полет г .
о b of
Нормативные режимы помимо О(%) характеризуются временем
действия соответствующего режима.
Для традиционных конструкций КА длительность воздействия
вибраций на большинстве участков полета вполне приемлема для
воспроизведения при испытаниях.
Кратковременные переходные режимы нагружения КА, имитиру-
ющие разделение блоков или старт PH, представляют собой затухаю-
щие вибрационные процессы с частотами до 30...40 Гц и максималь-
ной амплитудой ускорения до 20...40 м- с-2 на корпусе КА и до
70... 100 м-с- для отдельных подвесных элементов. Реализовать
1акие и приближенные к ним режимы на стандартном оборудовании
в указанных диапазонах не всегда удается для легких узлов и невоз-
можно для отсеков и собранных КА. В этом случае разрабатываются
для небольших по массе узлов резонаторы к вибростолам, которые
при наличии запаса мощности позволяют развить большую амплиту-
ду ускорений, например для узла массой 50 кг — до 200... 250 м- с-2
па частотах до 10 Гц. Для испытаний КА в сборе и его отсеков
проектируются резонансные стенды. Они представляют собой продо-
1ьные балки, опирающиеся на подвижные по их длине опоры. На
|><1лках крепится объект испытаний (например, КА). Частота первого
। она колебания системы КА — балка обеспечивается соответствующей
жесткостью балок и расстоянием между опорами.
Частота колебания системы выбирается эквивалентно основной
несущей частоте переходного режима.
Режим создается мгновенным снятием нагрузки, предварительно
приложенной в середине пролета (под КА), и работой специального
юмпфирующего устройства. Максимальная амплитуда регулируется
величиной предварительной нагрузки на балки.
Другой проблемой являются особо длительные вибрационные
юздействия, соответствующие, например, воздействиям при транспо-
ртировке на большие расстояния и воздействиям на орбитальном
v частке полета от работы МЖРД, КДУ, приводов ПЭК и силового
। ироскопического комплекса. К этой проблеме примыкает проблема
t ттельности воздействий для конструкции и аппаратуры многоразо-
вого применения.
Для подтверждения вибропрочности элементов конструкции КА
и аппаратуры вполне обоснованным является использование подхода
и к называемого форсирования режимов испытаний. Основой форми-
рования режимов форсированных испытаний является концепция
г 1вной повреждаемости исследуемой конструкции при эксплуатаци-
н ных и программных (ускоренных) режимах испытаний. Для таких
। инструкций, как ПЭК, нагружение характеризуется процессами
нестационарного характера, восп|юизвести которые в лабораторных
условиях практически невозможно или очень сложно. Концепция
равной повреждаемости является единственной для разработки таких
режимов испытаний, которые могут быть реализованы на более
простом оборудовании. При этом также актуально форсирование этих
режимов. Таким образом, разработка более простых для воспроизве-
дения режимов испытаний и форсированных режимов основывается
на определении усталостной долговечности реальной конструкции в
условиях нестационарного нагружения.
В последние годы все больше переходят от дорогих эксперимен-
тальных к более дешевым расчетным методам определения долговеч-
ности реальных конструкций.
Расчет усталостной долговечности базируется на решении следую-
щих вопросов:
определение характеристик эксплуатационного нагружения эле-
ментов конструкций и представление в пригодном для расчета виде
сложной последовательности регулярных и случайных нагрузок;
определение характеристик усталости материалов, образцов,
простых типовых конструктивных элементов, по которым ведется
расчет усталостной долговечности всего многообразия элементов
конструкций;
переход от характеристик усталости материалов или простейших
конструктивных элементов (образцов) к характеристикам усталости
сложных натурных деталей;
учет асимметрии цикла — переход от какого-либо цикла, принято-
го для определения характеристик усталости материала, ко всему
многообразию асимметрии циклов, присущему условиям работы
конструкций;
учет несгационарности напряжения — решения задачи о суммиро-
вании усталостных повреждений для сложных последовательностей
нагрузок на элементах конструкций.
Анализ повреждаемости и расчет долговечности элементов кон-
струкций производится с помощью статистической модели усталос-
тного разрушения материалов.
Схема определения долговечности элементов конструкций приве-
дена на рис. 2.58. Согласно данной модели деталь представляется
совокупностью малых дискретных элементов, в каждом из которых
независимо друг от друга происходит накопление усталостных по-
вреждений D, определяемое по линейному закону суммирования
D = nt = 1, 2, ...,
i
где и JVj — соответственно пройденное и разрушающее числа
циклов при i-м уровне напряжений в рассматриваемом дискретном
элементе.
6 7 of
V,. AVC7J7 -X
Рис. 2.58. Схема определения долговечности элементов конструкций
При достижении повреждением критического значения Шкр ™ 1)
происходит разрушение дискретного элемента. Следует отметить, что
линейный закон суммирования повреждений для дискретного элемен-
га принципиально отличается от гипотезы Пальмгрена—Майнера,
которая применялась для всего сечения в целом.
Рассматриваемая модель трактует двухстадийное представление
усталостного разрушения деталей — стадий появления первой макрос-
копической трещины (макротрещины) и ее развития вплоть до
разрушения детали.
Для решения задачи определения долговечности на стадии появле-
ния первых макротрещин весьма эффективным оказались статисти-
ческие представления, так как они тесно связаны с природой усталос-
тного разрушения и, кроме того, дают хорошее согласование по учету
масштабного фактора, концентрации напряжений и вида нагружения.
11оэтому для описания рассеивания циклических долговечностей на
i тадии появления усталостных трещин используется распределение
।ипа Вейбула:
222
F(N) = 1 - exp
nmJ <*> ft ~ru
r0
m/
A
Xa/m
dF
~F
где N — усталостная долговечность; ru, r0, a,, Nc — параметры функ-
ции распределения; Fu — характеризует площадь, по которой ведется
интегрирование; f(x, у) — безразмерная функция напряжений, опре-
деляемая геометрическими координатами рассматриваемой точки
сечения.
Рост усталостных трещин вплоть до критических значений опреде-
ляется с использованием аппарата механики разрушения. Момент
разрушения детали находится по одному из критериев, которые
прймерно равнозначны:
резкое возрастание скорости роста усталостных трещин;
достижение критического значения коэффициента интенсивности
напряжений (X1Jt»Xlc);
достижение локальных напряжений в вершине трещины значений
истинного сопротивления разрыва материала (а^ = Sk).
Все изложенные выше решения реализованы в виде информацион-
но-программного комплекса расчета долговечности (ИПКРД).
С помощью ИПКРД решаются следующие задачи:
связь с информационным банком данных и организация справоч-
ных характеристик по материалам для расчета конструкции;
расчет кривых усталости с заданной вероятностью по моменту
появления первых макротрещин в исследуемом сечении детали;
прогнозирование процесса усталостного разрушения в детали и
оценка повреждаемости;
расчеты долговечности элементов конструкций на стадиях появле-
ния первых макротрещин и окончательного разрушения;
организация и обработка результатов усталостных испытаний для
введения в банк данных.
На рис. 2.59 приведены гистограммы и функции плотности распре-
деления относительных ошибок
расчетов долговечности по момен-
ту появления первых усталостных
трещин 6 и по разрушению с
помощью ИПКРД.
Рис. 2.59. Функции плотности распреде-
ления и гистограммы относительных
ошибок расчетов долговечности по момен-
ту появления макротрещин и по разру-
шению бр:
®тр
6 8 of
Рис. 2.60. Схема форсирования и $
упрощения режимов испытаний:
/ — эксплуатационный режим; 2
- форсированный (упрощенный)
режим; 3 — кривая равной по-
иреждаемости (D, const); 4 —
граничения по условиям про*
чиости, устойчивости функциони-
рования
Таким образом, для сечений конструкции с наибольшими значе-
ниями напряжений рассчитываются зависимости равной повреждае-
мости (рис. 2.60) и выбираются на их основе как упрощенные, так и
форсированные режимы. Коэффициент форсирования определяется
1 ак
Т
_ экспл
Ф р
исп
При создании аппаратуры, имеющей множество элементов из
разных материалов, основываясь на прочности ее конструкции при
Форсировании, исходят:
из пропорциональности нагружений во всех элементах значению
ниброускорения, задаваемого на вход прибора;
из зависимости известного вида omN = const, т.е. зависимости в
логарифмических координатах напряжения о и числа симметричных
циклов N гармонического нагружения. Эту зависимость можно
представить в виде
Ж о
исп _ экспл
дг 0
’ экспл исп J
। и- термины ’’испытательный” и ’’эксплуатационный” относятся
^ответственно к режимам испытательных и эксплуатационных
о щействий. Исходя из того, что зависимость между напряжениями
и ниброускореииями S, их вызывающими, а также между числом
222циклов нагружения и временем воздействия t линейная, имеем
^исп
т = ctga =
Ig^E ~
lg°A - ’
где Б и A - точки на усталостной кривой, соответствующие разным
циклам нагружения, при этом шаг lg 2УБ — 1g берется не более 1.
Если исходить из того, что надежность форсированных испытаний
была бы не ниже, чем надежность испытаний на эксплуатационных
режимах, форсирование следует осуществлять при т = mmin.
В результате проведенных обобщений экспериментальных данных
для ряда черных и цветных металлов, полимерных материалов,
клеевых, сварных и заклепочных соединений для разных вцдов
нагружения и состояния материалов было установлено, что mmin =»
= 2,8. Поэтому, когда нет конкретных данных по материалам испы-
тываемой аппаратуры, то принимается в запас т = 2. В части реко-
мендуемых соотношений ^'ЭКСПЛ/5ИСП исходят из следующего.
Так как о—1 = (0,2...0,5)от, то, если сЖ(ш близки к о_р увеличе-
ние напряжения при форсировании испытаний более чем в два раза
может привести к пластическим деформациям.
Для подтверждения виброустойчивости аппаратуры использование
метода форсирования в общем случае неприемлемо, поэтому при
назначении длительности испытаний на виброустойчивость исходят
из конкретного характера возможных неисправностей. Например, при
воздействии вибраций в выходных сигналах аппаратуры могут возни-
кать ’’шумы”, вызываемые относительным движением элементов
аппаратуры. Критерием виброустойчивости аппаратуры в этом случае
будет уровень шумов независимо от длительности воздействия вибра-
ций.
Как указывалось выше, для проведения испытаний на случайную
вибрацию требуется сложное стендовое оборудование большой мощ-
ности, оснащенное специальной системой управления и сложной
системой контроля и регистрации случайных вибровоздействий.
Поэтому на практике до настоящего времени широко распространены
испытания на гармоническую вибрацию КА в сборке или отдельных
его крупных сборок (отсеков) натурной транспортировкой по желез-
ной дороге или автотранспортом на заданное расстояние.
6 9 of
Иногда эти испытания проводятся с измерением виброускорений
на ТС и узлах КА. Эти испытания являются дорогостоящими.
Замену испытаний на случайную вибрацию испытаниями на
гармоническую вибрацию можно считать достаточно приемлемой
только в предположении, что конструкция реальной аппаратуры
состоит из нескольких простых независимых между собой систем.
При этом критерием эквивалентности случайного и гармонического
вибровоздействий является получение реакции каждого из элементов
конструкции аппаратуры одинаковой величины при синусоидальном
и гармоническом воздействиях.
Из теории колебаний известно, что среднеквадратичное значение
реакции системы с одной степенью свободы, имеющей собственную
(резонансную) частоту Ло и добротность 0 " (с/Сс — отноше-
ние коэффициента трения к критическому демпфированию), на
широкополосное случайное возбуждение определяется как
°Рс
пЛлО
_2_йвх(л)
2
1/2
(2.31)
л на гармоническое воздействие на частоте собственных колебаний
системы определяется как
о = 0 о
Нг * ВХ
(2.32)
где ЙВХ(А) — спектральная плотность входного воздействия; ог —
среднеквадратичное значение входного гармонического воздействия; ор
— среднеквадратичное значение реакции системы на случайное
воздействие; ор — среднеквадратичное значение реакции системы на
гармоническое воздействие*
Если принять, что максимум реакции на случайное воздействие
) tip , а на гармоническое — /2 ор , то при их равенстве
3оРс =^°РГ'
222
Исцользуя (2.31) и (2.32), имеем
3
1/2
= А еог
Г QX
где А = ^/2 о — амплитуда входного гармонического воздействия.
ВЛ 1 вх
Тогда амплитуда гармонического воздействия, эквивалентного слу-
чайному,
Лг
пЛл
_ D(A)
26
1/2
= 3
Для задания Аг необходимо знать конкретные' 6 для элементов
объекта испытаний. Исходя из опыта отработки аппаратуры на
практике принимается:
9 = 5...7 для Л до 100 Гц;
0 = 10 для Л от 100 до 1000 Гц;
6 = 15 для А. свыше 1000 Гц.
Без учета накопления усталостных повреждений, если за крите-
рий вибропрочности принимать достижение (хотя бы кратковремен-
ное) разрушающих напряжений в элементах конструкции аппарату-
ры, время воздействия гармонических вибраций должно быть доста-
точным для развития резонансных явлений на любой из частот.
В частности, при плавном изменении частоты для развития резо-
нансных явлений достаточной является скорость изменения частоты
0,5 октавы/мин.
В соответствии с изложенными положениями разрабатываются
нормативные испытательные режимы на гармоническую вибрацию,
соответствующие рассмотренным выше нормативным режимам слу-
чайных вибрационных воздействий.
Дополнительно к указанным случайным (или гармоническим)
воздействиям в нормативные режимы включаются режимы низкочас-
тотных воздействий (обычно в области частот ниже 50... 100 Гц),
соответствующие колебаниям КА как упругого тела, которые опреде-
ляются изложенными выше расчетными методами.
Следует отметить, что, несмотря на определенную обоснованность
случайных и гармонических режимов лабораторных испытаний, на
случай транспортировки они являются приближенным результатом
обработки натурного случайного процесса нагружения, присущего
определенному транспортному средству. Эти режимы достаточно
точно отражают распределение амплитуд натурной вибрации по
частотам, но плохо имитируют временную случайную функцию
процесса нагружения. Применение таких испытательных режимов
(особенно гармонических) дает развитие в полной мере резонансов
испытываемой конструкции, приводит к ее "переиспытанию” и, как
следствие, к получению значительного числа необоснованных отка-
зов, что не подтверждается при испытаниях натурной транспортиров-
кой. Метод испытаний на случайную вибрацию является более
предпочтительным, но требует значительного времени (до 200 ч на
испытание) работы дорогостоящего лабораторного оборудования из-за
отсутствия обоснованных методов формирования режимов случайной
вибрации.
От недостатков, рассмотренных выше, свободен метод воспроизве-
дения натурной транспортировочной вибрации в лабораторных усло-
виях. Этот метод реализуется с помощью специализированных систем
на базе ЭВМ, блочные схемы которых представлены на рис. 2.61 и
2.62.
Испытания с помощью этого метода включают в себя следующие
этапы.
1. Моделирование с применением аналого-цифровой вычислитель-
ной техники натурного процесса нагружения в системе железнодо-
рожное полотно — транспортировочное средство — груз с учетом
статистических распределений характеристик неровностей железных
дорог и скоростей движения по ним.
2. Определение передаточных функций корректирующих фильтров
исходя из конкретных динамических и электрических свойств систе-
мы объект испытаний — вибростенд с помощью следующих операций:
идентификация передаточной функции вибростенда с объектом
испытаний;
определение импульсной функции отклика системы вибростенд —
объект испытаний;
построение корректирующих фильтров и обеспечение их устойчи-
вости.
3. Определение и выбор коэффициентов ускорения и форсирова-
ния испытаний и формирование испытательных режимов.
4. Воспроизведение режимов испытаний на вибросгенде в соответ-
ствии с программой испытаний.
Этапы 2...4 выполняются с помощью пакета прикладных про-
грамм. Моделирование натурного процесса нагружения может осу-
ществляться автономно от процесса испытаний (для легких грузов
при одноточечном приложении возмущающего воздействия) и может
осуществляться в темпе испытаний методом полунатурного моделиро-
вания в реальном масштабе времени (для тяжелых грузов, оказываю-
щих существенное воздействие на транспортное средство и совершаю-
222
Рис. 2.61. Принципиальная схема испытаний с помощью пакета прикладных
программ "Виброкор" в случаях определения передаточной функции системы
’’объект испытаний — электрогцдравлнческий вибростенд" (-----), формирования
режимов ускоренных испытаний (--------) и воспроизведения режима испытаний
(------):
ОИ — объект испытаний; ДУ — датчик ускорений; ДП — датчик перегрузок; ФНЧ —
фильтр низших частот; АЦП — аналого-цифровой преобразователь; ЦАП — цифро-
аналоговый преобразователь; ЭГВ — электрогидравлический вибростенд; У КБ-200 —
устройство ввода-вывода информации
Рис. 2.62. Схема воспроизведения транспортировочных вибраций в лабораторных
условиях:
БУИ, БЗВ — блоки вычислительной машины; ЭЦВМ — управляющая цифровая
вычислительная машина; ЦСУВ—АМТ — специализированная аналого-цифровая ЭВМ;
БД — блок датчиков; АСУВ — автоматизированная система управления вибростендом;
ОИ — объект испытаний
щих сложные пространственные колебания, которые возможно ими-
тировать путем задания колебаний в нескольких точках).
Комплекс технических средств для испытаний легких грузов при
одноточечном приложении возмущающих воздействий может быть
реализован на стандартном оборудовании и включает следующие
элементы (см. рис. 2.61):
управляющую вычислительную машину типа СМ-1300 (или
аналогичную ей по производительности), снабженную блоком ввода
аналоговой информации (не менее двух каналов) и вывода цифровой
информации (не менее одного канала). В качестве устройства вво-
да-вывода может быть использовано стандартное устройство
У КБ-200;
электрогидравлический вибростенд ’’Шенк”, состоящий из: гидро-
цилиндра типа ’’Гидропульс PL-16O”, снабженного встроенным
датчиком перемещений; гидронасосной станции соответствующей
производительности; электронных блоков ’’Гидропульс” серии 31 или
им аналогичных (модули задания воздействий, измерения, управле-
ния и контроля); датчиков ускорений; закрепляемых на столе виброс-
тенда и имеющих полосу пропускания от 1 до 200 Гц;
спектроанализатор типа 2131 фирмы ’’Брюль и Кьер”, предназна-
ченный для контроля воспроизводимых вибраций путем сравнения с
эталонными спектрами;
блоки фильтров низких частот (ФНЧ) типа 01015 фирмы ’’Робот-
рон” с частотой среза 63 Гц и наклоном амплитудно-частотной
характеристики в полосе задержания не менее 40 дБ/декаду;
электронный осциллограф типа С1-64 для визуального контроля
воспроизводимых сигналов;
шлемофонную связь оператора вибростенда и оператора ЭВМ.
Для испытании тяжелых грузов, совершающих сложные простран-
ственные колебания, формирование испытательных режимов может
производиться методом полунатурного моделирования вибраций в
реальном масштабе времени. Для этого в систему испытаний вводятся
дополнительные специализированные блоки (см. рис. 2.62)
ЦСУ В—АМТ, БЗВ, БД. Специализированное устройство ЦСУВ—АМТ
является аналого-цифровой ЭВМ. Аналоговая часть АМТ предназна-
чена для моделирования вертикальных колебаний транспортного
средства и представляет собой его электронную модель, работающую
в реальном масштабе времени. Цифровая часть выполнена в виде
набора цифровых фильтров со специальными амплитудно-частотными
и фазочастотными характеристиками. Характеристики этих фильтров
выбираются из условия компенсации динамических характеристик
вибростенда и объекта испытаний. Устройство ЦСУВ—АМТ реализу-
ется в виде контроллера и управляющей ЭВМ типа СМ-1300 и обес-
печивает обмен информацией между управляющей ЭВМ, с одной
стороны, и объектом испытаний, цифровой системой управления и
аналоговой моделью транспортного средства, с другой.
222
Блок задания возмущений (БЗВ) реализован как программа для
управляющей ЭВМ и генерирует совокупность геометрических и
стыковых неровностей пути с заданными законами распределения.
Эти сигналы преобразуются блоком ЦСУВ в аналоговую форму и
поступают на вход аналоговой модели транспортера, с помощью
которой в реальном масштабе времени определяются перемещения
точек крепления объекта испытаний. Сигналы, пропорциональные
этим перемещениям, поступают на вход блока ЦСУВ и воспроизво-
дятся вибростендами.
Блок датчиков (БД) реализует отрицательную обратную связь,
учитывающую динамические характеристики системы управления.
Рассмотренные системы испытаний позволяют проводить в лаборатор-
ных условиях испытания на ’’натурную" транспортировочную вибра-
цию. Время проведения испытаний по сравнению со временем натур-
ной транспортировки может быть сокращено и составляет
tftca -Kytgr
где ?ий1 — время лабораторных испытаний; 1а — время натурной
транспортировки; К — коэффициент ускорения испытаний, К =
=
Коэффициент К1у учитывает время сокращения испытаний путем
выбора режима движения с максимально возможными амплитудами
вибраций (движение по наихудшему пути) для различных поддиапа-
зонов скоростей движения, представленных их средними значениями
с учетом вероятности их появления в эксплуатации. Коэффициент
К2у характеризует возможность сокращения времени испытаний
использованием при их проведении той реализации ускорений,
которая -соответствует скорости движения с максимальной дисперсией
ускорения груза и вызывает наибольшие повреждения. При значении
показателя т кривой усталости, равном двум, достигается сокраще-
ние времени по сравнению со временем натурной транспортировки
в 5...8 раз. Кроме того, возможно сокращение времени благодаря
форсированию амплитуды выбранного режима в соответствии со
значениями К1у и Режимы и время испытаний определяются по
специальным программам, входящим в программное обеспечение
системы.
Системы испытаний обеспечивают точность воспроизведения
исходных процессов на уровне +3 дБ в диапазоне частот до 20 Гц и
от +9 до —3 дБ в диапазоне частот от 20 до 60 Гц и, как видно из
рис. 2.63, дают хорошую сходимость исходного и воспроизведенного
процессов как по амплитуде, так и по частотному спектру.
На рис. 2.64 дано сопоставление воспроизведенного на стенде
процесса с экспериментальным.
72 of
В, 2с
Jf-S^wr
а)
д i 7 f ч Л Л
cz 3 П т V L V VI t U
Рис. 2.63. Сходимость исходного (о) и воспроизведенного (б) процессов
Важными элементами разработки нормативных режимов являются
методические рекомендации, позволяющие приблизить эти режимы
к натурным. Эти рекомендации исходят из закономерностей натур-
ных процессов, изложенных выше, расчетной или экспертной оценки
реакции различных типов конструкции на эти процессы. К таким
рекомендациям относятся ограничения амплитуд ускорений на испы-
[ываемом узле, аппаратуре в зоне их резонансных частот в соответ-
ствии с возможными коэффициентами вибропередач в натурных
условиях. При задании спектральной плотности на входе испытывае-
мого узла или аппаратуры могут даваться рекомендации по ограниче-
нию дисперсии и соответственно разделению всего спектра на спек-
тры по двум-трем (иноща и более) поддиапазонам частот.
В зависимости от значения низшей резонансной частоты испыты-
ваемой аппаратуры, параметров одиночных ударных импульсов и
возможности испытательного оборудования разрабатываются реко-
мендации по эквивалентной замене ударов на вибрацию и наоборот.
Методы испытания включают и методы контроля задания норматив-
ных режимов. При испытаниях сборок больших габаритных размеров,
|‘нс. 2.64. Воспроизведенный на стенде (а) и экспериментальный (б) процессы
стыков с аппаратурой или КА в сборе исходя из рассмотренных выше
закономерностей распределения ускорений по конструкции контроль
задания нормативных режимов рекомендуется осуществлять по
силовым элементам самого отсека или по его комплектующим (в
зависимости от целей испытаний).
Этот подход включает в себя вопрос задания режимов испытаний
для таких гибких протяженных конструкций как солнечные батареи,
антенны и т.п.
Выше были рассмотрены характеристики внешних воздействий и
показана реакция подобных конструкций на эти воздействия (см.
рис. 2.47). При их сопоставлении становится очевидно, что практи-
чески реализовать внешнее воздействие невозможно. И единственной
возможностью является контроль задания нагружения по реакции
этой конструкции на такое воздействие (обычно гармоническое),
которое можно реализовать с помощью вибростенда и которое дает
адекватную по повреждаемости реакцию конструкции.
Такой подход, естественно, повышает требования к расчетным
методам определения нагружения этих конструкций, что должно
учитываться при разработке методов расчета.
В состав эксплуатационных режимов входят ударные воздействия,
соответствующие виброударным импульсам от срабатывания систем
раскрытия, разделения блоков, отсеков и узлов изделий.
Эти нормативные режимы задаются в форме спектров ударов
разной интенсивности, причем уа основании обобщения выше приве-
денных экспериментальных данных интенсивность задается в зависи-
мости от расстояния (по конструкции) между местами крепления
аппаратуры и источника воздействия (системы, содержащей пирос-
редства) . Пример таких нормативных режимов представлен в
табл. 2.3.
Таблица 23
Пример нормативных значений спектра удара для одного из КА
Расстояние от ис точника воздействия до аппаратуры (по конструкции), м Значение ударного спектра, м с-2, при поддиапазоне частот, Гц
20 50 50 100 100 200
0,2 0,5 250 500 500 1500 1500 4000
0,5 1 150 250 250 750 750 2000
Расстояние от ис- точника воздействия до аппаратуры (по конструкции), м Значение ударного спектра, и с-2, при поддиапазоне частот, Гц
200 500 500 1000 1000 2000 2000 4000
0,2 0,5 4000 17 500 17 500 50 000 50 000 50 000
0,5 1 2000 9000 9000 25 000 25 000 25 000
73 of
Каждому срабатыванию той или иной системы соответствует одно
воздействие.
При испытаниях аппаратуры нормативные спектры ударов с
определенной степенью приближения воспроизводятся путем прило-
жения одиночных ударных воздействий в местах крепления аппара-
туры к оснастке ударных установок (стендов). При этом для реализа-
ции ударов в требуемом диапазоне частот необходимо прикладывать
последовательно несколько ударных воздействий разной длительнос-
ти. Чтобы по возможности обеспечить качественное соответствие
натурных и испытательных воздействий, при испытаниях следует
выполнять требование о том, чтобы в момент приложения ударного
воздействия начальная скорость объекта испытаний равнялась нулю.
Для этого.испытания следует проводить не на ударных стендах с
’’падающим” столом, а на таких стендах, где воздействие приклады-
вается по принципу маятника, возбуждая вибрационные импульсы
различной интенсивности на испытательном столе в зависимости от
энергии удара.
Часто практикуется отработка аппаратуры, особенно конструкции,
на фактические воздействия источников ударных импульсов. Для
этого используется натурная конструкция отсека, узла КА, на кото-
ром устанавливается аппаратура или другие узлы, подлежащие
проверке, и системы с импульсным воздействием при их срабатыва-
нии. Испытываемая сборка, например СА, подвешивается на подвесе
для большей имитации натурного состояния СА при спуске и прово-
дится срабатывание системы, например крышки парашютного люка;
соответствующие измерения фиксируют фактические характеристики
механических и акустических воздействий.
В состав эксплуатационных требований к аппаратуре изделий РК
техники входят также режимы широкополосных случайных акусти-
ческих воздействий, подробное описание которых дано выше.
Испытания на акустические воздействия должны проводиться в
специальных акустических камерах, оснащенных генераторами
акустического шума, системами управления и контроля. При нали-
чии таких установок и исходя из изложенной выше механики влия-
ния акустического воздействия нормативные виброрежимы в случаях
’’Старт”, ’’max <7”, т.е. для первой ступени полета КА, могут быть
ограничены диапазоном 80... 100 Гц. Проведение акустических испы-
таний в диапазоне до 2...4 кГц обеспечит отработку конструкции и
аппаратуры во всем эксплуатационном диапазоне.
Ввиду сложности, дороговизны и отсутствия серийного изготовле-
ния данных установок испытания на акустические воздействия в
отечественной практике пока не нашли широкого применения. В
Рис. 2.65. Схема сброса СА на горизон-
тальную (а) и наклонную (б) грунтовые
поверхности
большей степени соответствие
аппаратуры реальным акустичес-
ким воздействиям подтверждается
во время натурных летных испы-
таний.
Экспериментальная отработка
и подтверждение прочности кон-
струкции СА для случая нагружения при приземлении осуществляет-
ся при копровых (бросковых) испытаниях. Данные испытания в
сбросах с копра (стенда) натурных СА на грунтовую поверхность.
При этом СА с помощью специальных устройств разгоняется в
определенном начальном положении до заданных значений горизон-
тальной и вертикальной Ив скоростей, затем отделяется от стенда
и приземляется на специально подготовленную грунтовую повер-
хность.
В целях упрощения испытаний и снижения затрат на создание
специального испытательного оборудования отработан на практике
способ моделирования процесса посадки СА, заключающийся в
вертикальных сбросах СА на наклонную грунтовую поверхность со
/ 2 2
скоростью V = у Ив + Иг . Схема сброса приведена на рис. 2.65.
При этом имитация горизонтального сноса СА (наличие
осуществляется путем задания величины уклона грунтовой повер-
хности из условия
6 = arctg
22
где VT и VB — горизонтальная и вертикальная скорости СА при реаль-
ной посадке.
В настоящее время имеется два подхода к проведению отработки
СА при копровых испытаниях.
1. Традиционный подход, когда значения всех испытательных
параметров (Ув, Уг, характеристик грунтовой поверхности и т.д.)
задаются (и контролируются) предельно возможными исходя из
анализа условий реального приземления, а их сочетание — наихуд-
шим по нагружению. Нагружение конструкции (уровень перегрузок
и напряжений) фиксируется при испытаниях как функция реализо-
ванных параметров испытаний.
74 о
Очевидно, что такой подход к экспериментальной отработке
соответствует детерминированным методам расчета нагружения и
способствует созданию перетяжеленных, с избыточной прочностью
конструкций СА.
2. Подход к отработке СА, конструкция которых разрабатывается
с применением вероятностных методов расчета нагружения. Для
таких СА основным критерием условий испытаний становится не
предельное сочетание параметров приземления, а уровень эксплуата-
ционного нагружения, заданный для разработки конструкций, кото-
рый и необходимо реализовать в процессе испытаний. При этом
заданный уровень нагружения при испытаниях может быть обеспечен
любыми различными сочетаниями параметров испытаний, соответ-
ствующим их подбором. В частности, такой подход (при наличии
единственного критерия — заданного уровня нагружения) снимает
требования по необходимости сложного специального испытательного
оборудования для воспроизведения Кг и существенно упрощает
испытания. Например, практически любое нагружение может быть
реализовано только вертикальными сбросами на наклонную грунто-
вую поверхность.
Такой подход разработан и внедрен в практику испытаний при
создании КА ’’Бион” и ’’Космос”.
2.6. РАЗРАБОТКА И РЕАЛИЗАЦИЯ ТЕХНИЧЕСКИХ
РЕШЕНИЙ ПО УПРАВЛЕНИЮ ПАРАМЕТРАМИ
МЕХАНИЧЕСКИХ НАГРУЖЕНИЙ
Для комплексного подхода к созданию КА процесс конструирова-
ния можно представить как цепь технических компромиссов, которые
увязывают множество противоречивых между собой, иногда прямо
противоположных проектно-конструкторских решений. Немалое
место в этой цепи отводится решениям, затрагивающим вопросы
обеспечения стойкости КА и ПМН.
Создавая ракетно-космические ЛА, невозможно достичь того,
чтобы все механические воздействия были близки к нулевым. Но
возможно и необходимо по указанным в разд. 3.1. причинам стре-
миться к тому, чтобы при выполнении главных целевых параметров
КА имели место такие характеристики ПМН, которые бы обеспечива-
ли минимальную массу конструкции КА и его систем и более ком-
фортные условия для функционирования его аппаратуры. Для этого
на всех этапах создания КА должны реализовываться технические
решения по управлению ПМН. Исходными факторами внедряемых
на КА решений являются общие рекомендации в виде свода правил
f 222
и более конкретные рекомендации, требования к конструкции, систе-
мам и т.д. Они вытекают из изложенных в предыдущих разделах
закономерностей ПВВ и общей взаимосвязи с проектно-конструктор-
скими решениями реакции КА на эти воздействия и конкретного
прогноза ПМН для проектируемого КА.
Ведущую роль в разработке этих общих рекомендаций и требова-
ний должны выполнять специалисты по нагрузкам и прочности, а в
осуществлении технических решений — все специалисты, результаты
работ которых влияют на ПМН.
Такое управление качественно начинается задолго до расчетных
работ по определению ПМН, тогда, когда формируются первые
наброски компоновочной схемы КА.
Проектант-компоновщик должен представлять качественные связи
ПМН с ПВВ и с теми или иными компоновочными решениями.
Некоторые из них сформулированы ниже в виде рекомендаций,
которые целесообразно анализировать в совокупности с другими
проектными решениями.
1. При компоновочных работах необходима минимизация положе-
ния центра масс КА от стыка его с PH.
2. При размещении аппаратуры следует исходить из того, что при
прочих равных условиях максимальная комфортность по вибрации
и акустике обеспечивается в его герметичных отсеках, а минималь-
ная — на поверхности КА в зоне стыка его с PH.
3. Следует избегать по возможности установки аппаратуры на
выносных консольных по отношению к корпусу узлах и на оболочеч-
ных элементах, неподкрепленных силовым набором.
4. Целесообразно избегать установки аппаратуры на оболочку СА,
контактирующую с грунтом в процессе первого удара при приземле-
нии, а для исключения соударения днища с расположенной над ним
аппаратурой — предусматривать свободную зону на пластичную
деформацию днища.
5. Число узлов фиксации протяженных элементов должно выби-
раться исходя из надежности расфиксации (минимум опор) и макси-
мально допустимых нагрузок, деформаций (максимум опор). При
этом должны предусматриваться свободные зоны на динамические и
статические де^юрмации консольных и межпролетных участков этих
конструкций.
6. Узлы крепления раскрытых ПЭК на орбитальном участке
целесообразно располагать ближе к центру масс КА. Относительное
расположение СБ, антенных устройств и сопел МЖРД должно обес-
печивать минимальный ’’обдув” при включении управляющих
МЖРД и КТДУ.
7 5 о
7. Число точек крепления КА на PH должно выбираться исходя
из надежности раскрытия стыка, обеспечения допустимых по про-
чности нагрузок и деформационных характеристик стыка для надеж-
ного функционирования управленческих и телеметрических датчи-
ков, устанавливаемых обычно на стыковочном шпангоуте,
8. Расположение и число силовых шпангоутов корпуса КА и
расположение элементов, устанавливаемых на его поверхности,
должны позволять для КА с большим удлинением корпуса реализа-
цию многоопорной схемы при автономной его транспортировке,
9. При расположении элементов КА должны учитываться относи-
тельные деформации (статические и динамические) для исключения
их взаимного силового воздействия.
10. При необходимости, в случае недопустимости для аппаратуры
виброакустических воздействий, целесообразно предусматривать зоны
для установки акустической защиты.
К конкретным требованиям, которые разрабатываются для проек-
тно-конструкторских разработок с целью минимизации нагрузок,
относятся следующие.
1. Требования к жесткостным характеристикам корпуса и устано-
вок узлов, агрегатов, приборов на корпусе КА. При назначении таких
характеристик исходят из предварительных, экспертных оценок
внутренних силовых факторов нагружения, обычно по близким
прототипам, и требований по низшим частотам продольных и попе-
речных колебаний консольнозакрепленного КА, учитывая требования
со стороны PH. При разработке требований к жесткостным характе-
ристикам установок узлов и аппаратуры исходят из того, что со-
бственные первые частоты колебаний должны быть не ниже основных
тонов поперечных колебаний КА в системе ИТС для случая наземной
транспортировки и первых тонов, формирующих по мощности основ-
ной спектр колебаний КА в составе PH. Учитывая, что первые основ-
ные частоты загруженных ТС лежат в пределах 10., Л Гц, динами-
ческая схема КА — контейнер для случая транспортировки формиру-
ется исходя из обеспечения низшей частоты поперечных колебаний
этой системы 12... 16 Гц. В такой диапазон частот укладываются
обычно первые основные тона поперечных колебаний корпуса PH.
Основные частоты продольных колебаний должны находиться в
диапазоне 30 Гц.
Таким образом, исходя из принципа разнесения собственных
частот колебания корпуса КА при транспортировке и в составе PH,
к установкам предъявляются требования по обеспечению низших
частот не меньше 20...30 Гц в зависимости от особенностей динами-
ческих свойств PH. Это требование формируется в виде ограничения
f 222
сверху перемещения центра масс установок под действием собствен-
ного веса.
2. Требования к схеме опор КА и его составных частей для транс-
портировки их различными видами транспорта и жесткостным харак-
теристикам опор в системе КА — контейнер. Здесь исходят из мини-
мизации нагружения корпуса и обеспечения указанного выше диапа-
зона частот (12... 16 Гц) первого тона поперечных колебаний КА в
этой системе.
3. Требования к жесткостям транспортировочных опор контейнера
и опорным шпангоутам КА (раздельно) исходя из обеспечения жес-
ткостей опор в системе КА — контейнер.
4. Требования к конкретным характеристикам, компоновочному
и конструкторскому исполнению:
демпфирующих устройств, снижающих ударные нагрузки при
приземлении, на СА в целом и отдельные возвращаемые дорогостоя-
щие узлы;
амортизации аппаратуры и других защитных элементов для
обеспечения допустимых характеристик виброударных высокочастот-
ных воздействий;
конструкций защиты от акустических воздействий;
конструкции связей с СА ДУМП при заданных характеристиках
изменения тяги двигателя;
демпфирующих устройств (пассивных или активных) для увеличе-
ния рассеивания энергии колебаний конструкции (например, солнеч-
ных батарей) и уменьшения времени переходных процессов;
узлов для повышения их долговечности в условиях длительно
действующих знакопеременных нагрузок;
головного блока PH, включающего КА, головной обтекатель для
обеспечения совместимости КА и PH по ПМН.
Последнее требование поясним практическим примером.
При увязке разработанных независимо друг от друга КА и PH
может появиться проблема в несовместимости допустимых для КА и
фактических (больших) для PH виброударных, акустических и
распределенных по корпусу механических нагрузок. Проблема может
быть минимизирована или решена такими, например, путями. В про-
странстве под головным обтекателем устанавливается КА с помощью
переходного отсека (ПХО), изготавливаемого из неметаллических
многослойных материалов. Длина ПХО около половины его диаметра.
На внутренней поверхности ГО устанавливается звукоизолирующая
защита. Конструктивно совершенствуется его наружная поверхность
для улучшения аэродинамического обтекания (уменьшаются или
исключаются выступающие элементы, крепеж, шпангоуты надстрой-
ки и т.д., снижается уровень шероховатости, все переходы геометри-
ческих форм делаются по возможности более плавными). 7 6 of
Наилучшим образом этим мероприятиям отвечает i и из неметал-
лических материалов. При этом целесообразно (в пределах допусти-
мых для прочности и устойчивости PH) уменьшить углы носового и
обратных (если имеются) конусов.
5. Требования по ограничению частот отработки угла тангажа к
СУ PH, например для PH типа ’’Союз”. Могут быть предъявлены
требования к ограничению колебания под действием внешних воздей-
ствий точки приведения корпуса для изменения настроек автомата
стабилизации в пределах, допустимых для носителя.
6. Требования по максимальному значению ветра при старте PH
или в зоне ’’max q" (если эти случаи требуют минимизации нагру-
зок).
К другой группе требований, связанных с минимизацией нагруже-
ния, относятся следующие ограничения кинематических, силовых и
временных характеристик работы систем КА и транспортных средств:
угловых скоростей при раскрытии ПЭК на орбитальном участке
полета;
угловых скоростей закрутки КА при неуправляемом полете на
орбитальном участке;
времени минимальной паузы между программными поворотами,
работой КТД и перекладками СБ;
вертикальной скорости приземления;
относительных скоростей КА и PH при разработке систем отделе-
ния отрывных электрических разъемов;
угловых и линейных ускорений при работе подъемных механизмов
наземного обслуживания;
скоростей движения транспортно-установочного агрегата с PH и
КА;
углового положения СБ относительно продольной оси КА при
работе КТДУ;
градиентных характеристик изменения тяги двигателей (ПТДУ,
КТДУ и т.д.);
силовых характеристик приводных механизмов и устройств отде-
ления масс от КА на орбитальном участке полета.
Такой метод проектирования с широким внедрением нормирова-
ния конструктивных, силовых и кинематических параметров положи-
тельно зарекомендовал себя на практике. Наибольший эффект такой
подход дает тогда, когда при конструировании разработчик берется
за создание наиболее рациональной конструкции по массе и своим
функциональным качествам. Если, например, из требований по
жесткости получена бблыпая масса, чем при конструировании по
прочности узла, и полученная масса не влияет на функциональные
свойства конструкции, то ее разработчик должен сделать новый,
222
более легкий вариант своей разработки и через уточненный расчет
жесткости нового варианта узла, нагрузок и прочности получить
комплексное заключение о допустимости уточненных характеристик,
т.е. приемлемости этого варианта, хотя формально требование по
жесткости не выполнено. Такой подход рассчитан на работу с обрат-
ными связями итерационным методом. При этом одновременно
снижается число итераций, так как при конструировании многое
определяют конструкторские, технологические и эксплуатационные
решения. И если есть определенные требования на самой ранней
стадии конструирования и они не накладывают серьезных ограниче-
ний на основные выходные параметры разработки, то они учитыва-
ются сразу без итераций.
Таким образом, обеспечивается более широкий фронт работ,
уменьшаются сроки разработок, повышается комплексность и, следо-
вательно, качество работ по минимизации нагружения и обеспечению
стойкости КА к параметрам механического нагружения.
2.7. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПОТРЕБНОЙ НЕСУЩЕЙ
СПОСОБНОСТИ КОНСТРУКЦИЙ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Обеспечение ПНС конструкции КА проводится на основе требо-
ваний общих отраслевых и частных на конкретный проектируемый
КА норм прочности, которые построены на детерминированных
подходах к решению этой задачи. За основу нормирования прочности
при статическом нагружении принимается метод разрушающих
нагрузок по прочности или устойчивости.
Реализация этого метода заключается в выборе материалов и
геометрических размеров конструкции и обеспечения тем самым
непревышения расчетной нагрузки над разрушающей для выбранной
силовой конструкции. При этом механические свойства и толщины
материала принимаются минимальными, а дополнительные факторы,
снижающие несущую способность, — максимальными (температура,
технологические погрешности, разгружающие факторы и т.д.).
При определении расчетной нагрузки учитывается коэффициент
безопасности, значение которого устанавливается нормами прочности
в зависимости от особенностей этапа эксплуатации или случаев
нагружения. Коэффициент безопасности трактуется как показатель
точности определения нагрузки и несущей способности при единич-
ных статических испытаниях конструкции и устанавливается на
основе опыта разработки изделий РКТ. Считается также, что коэф-
фициент безопасности является нормой обеспечения прочностной
надежности конструкции. Коэффициент безопасности устанавливает- , ,
ся для каждого расчетного случая нагружения и значение сги в
основном лежит в диапазоне 1,3...2, в особых случаях (например, в
маловероятных случаях нагружения) — в диапазоне 1,1... 1,2.
Расчеты на прочность и экспериментальное подтверждение про-
чности при статических испытаниях проводятся от действия расчет-
ных нагрузок.
Изложенные выше материалы (см. разд. 2.3 и 2.4) показали
стохастическую природу ПМН конструкции, а разработанные методы
— возможность количественного определения их вероятностных
характеристик. Вместе с тем вероятностное представление нагрузок
не исключает, а наоборот, представляет возможность взвешенно (в
соответствии с задаваемой в Нормах прочности вероятностью) норми-
ровать эксплуатационную нагрузку для традиционных подходов к
определению ПНС конструкции.
Общеизвестна стохастическая природа несущей способности
конструкции и положительная перспектива оптимизации ее прочнос-
тных, а следовательно, и массовых характеристик на основе вероят-
ностных представлений ее несущей способности и ВСФ.
При переходе к нормированию прочности конструкции из условий
обеспечения заданного уровня прочностной надежности необходимы
кроме ВХ параметров нагружения также и ВХ несущей способности
конструкции уже на этапе проектирования с последующим их уточ-
нением по результатам экспериментальной отработки. Получение
статистических характеристик по несущей способности конструкций
изделий РКТ связано с рядом трудностей организационного и науч-
ного плана.
Эти трудности заключаются в едином по отрасли методическом
подходе к расчетному определению напряженного состояния кон-
струкции, постановке экспериментальной проверки ее несущей
способности и обобщению их результатов, в разработке единого
методического, программного обеспечения для получения на основе
результатов таким образом организованной работы априорных — на
стадии проектирования, а затем апостериорных законов распределе-
ния несущих способностей узлов, отсеков создаваемого КА.
В качестве параметра, характеризующего несущую способность
элементов конструкции, принято отношение фактического запаса
прочности, полученного по результатам испытаний, к соответствую-
щему теоретическому запасу прочности в рассматриваемом расчетном
случае по прочности или устойчивости.
Разработано методическое обеспечение для обработки статистичес-
ких данных прочностных экспериментов и определения параметров
законов распределения НС Конструкций и построения для них дове-
рительных границ.
222
Привлечение данных предприятий отрасли потребовало разработ-
ки соответствующего классификатора конструкций РКТ по призна-
кам близости геометрических параметров, формы, конструктивных
материалов, видов повреждения узлов и агрегатов при прочностных
испытаниях.
Определены законы распределения ожидаемых коэффициентов
вариации несущей способности узлов и отсеков, прошедших кон-
трольно-выборочные испытания. Определено, что распределение
коэффициентов вариации хорошо описывается логарифмически
нормальным законом.
Установлено, что результаты зачетных статических испы-
таний в целом соответствуют нормальному закону распреде-
ления, если коэффициент вариации не превышает значения
0,33.
Разработана методика определения параметров распределения НС
в случаях малых выборок, основанная на применении Байесовского
подхода, а также методика определения ВХ НС серийных изделий в
зависимости от объема и видов прочностной отработки. Это, конечно,
начало работ и рано говорить о практических глобальных результа-
тах.
Первые практические оценки ПНС обещают положительное
решение по снижению потребной несущей способности отдельных
узлов вновь проектируемого КА.
В качестве примера здесь приведены результаты расчетов потреб-
ной несущей способности отсека одного из КА для случая ’’Старт”.
В качестве критерия надежности за эксплуатационную нагрузку
принято значение максимальной эквивалентной растягивающей силы
в поперечном сечении, учитывающее совместное воздействие продо-
льной силы и изгибающего момента Тэкв, полученное по методу,
изложенному в разд. 2.4. Значения эквивалентных сил распреде-
лены по логарифмически нормальному закону с параметрами тт =
™ 263 кН и Оу = 53,5 кН.
Согласно работе [3] за величину ПНС принимается математичес-
кое ожидание [mHC = ] значения разрушающей растягивающей
силы Т^в при обеспечении заданной величины вероятности неразру-
шения Р. Результаты расчета mHC , Р — для различных воз-
можных значений коэффициентов вариации разрушающей эквива-
лентной силы ТЭкв — ^нс^экв^’ Равных 0,1; 0,15, приведены
в табл. 2.4. Здесь же показаны значения коэффициентов безопасное-
Результаты расчета потребной несущей способности
конструкции вероятностным методом
Таблица 2.4
Параметры лога рифмически- нормального закона растягивающей эк- вивалентной силы У» Коэффици- ент вариа- ции НС раз- рушающей эквивален- тной силы ПНС кон- струкции — матема- тическое ожидание тнс Л) Вероят- ность неразруше- ния Р Коэффи- циент безо- пасности / Детермини- рованное значение ПНС 7*£, кН
тТ , кН ог , кН
0,05 428 1,63
0,1 503 0,99 1.91
0,15 668 2,54
263 53,5 0,05 532 2,02 1066
0,1 663 0,999 2,52
0,15 877 3,33
0,05 639 2,43
0,1 842 0,9999 3,2
0,15 1235 4,69
Логарифмически-нормальный закон распределения.
Нормальный закон распределения.
ти / как отношение тнг (ГJL) к тт в зависимости от величины
аки j gjnj
Р, а также значение расчетной эквивалентной растягивающей силы
7^я > полученной детерминированным методом при коэффициенте
безопасности 1,3.
Из приведенных данных видно, как увеличиваются по сравнению
с принятыми при детерминированных расчетах значения /, Но,
несмотря на это, при обеспечении высокого уровня надежности (Р =
= 0,9999) для коэффициентов вариации И'нс^экв s 0,1) имеется
снижение ПНС на 21 % по сравнению с значение которой
обуславливает ПНС конструкции, а следовательно, и ее массу при
детерминированном методе нормирования прочности. Это указывает
222 на перспективность нормирования ПНС вероятностными методами.
2.8. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ ПРОВЕРКА СТОЙКОСТИ
КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА К ПАРАМЕТРАМ
МЕХАНИЧЕСКОГО НАГРУЖЕНИЯ
Перед летными испытаниями КА завершающим этапом обеспече-
ния стойкости его к механическим нагрузкам являются наземйые
испытания КА и его комплектующих составных частей. Задача по
отработке КА и его комплектующих на механические воздействия
входит в число других задач по проверке стойкости КА к внешним
воздействующим факторам.
На стадии рабочей документации разрабатывается комплексная
программа экспериментальной отработки КА и его комплектующих,
включающая все виды отработки КА.
При создании КА организуется многоуровневая схема наземной
отработки каждой системы. Такой подход обеспечивает необходимую
высокую надежность КА. Проверка стойкости к параметрам механи-
ческих воздействий входит в задачи следующих испытаний по уров-
ням сложности разработок одной системы:
функционального узла (ФУ) (электронного, механического);
прибора (устройства);
функционального блока (ФБ), включающего более одного Пр,
соединенного механическими и электрическими связями (в зависи-
мости от сложности ФБ может быть разделен на два и более ФБ);
в целом комплекса (это может быть системой в сборе или сборки
системы, которые могут быть физически испытаны на ПМН).
Для этих испытаний изготавливается несколько образцов, их
число определяется разработчиком в зависимости от требований и
методов обеспечения надежности системы. Часто образцы после
испытания в сборке одного уровня передаются в сборку более высоко-
го уровня.
Для отработки стойкости к ПМН проводятся следующие виды
испытаний:
лабораторно-отработочные испытания (ЛОИ),
конструкторско-доводочные испытания (КДИ), составными частя-
ми которых являются: граничные испытания (ГИ) и ресурсные
испытания.
Все эти подэтапы называют конструкторско-отработочными испы-
таниями (КОИ), в которых испытания на механику включаются в
первые два подэтапа.
ЛОИ проводятся с целью проверки схемных и конструкторских
решений для определения возможности перехода к стадии рабочей
технической документации.
КДИ (КОИ) проводятся с целью проверки на соответствие выпо-
лнения тактико-технического задания на разработку в условиях всех
факторов внешних воздействий, сформулированных в условиях
эксплуатации.
ГИ проводятся с целью проверки границ работоспособности в
условиях воздействия ПМН.
При КДИ принято увеличивать амплитудные значения в 1...1,5
раза по отношению к выданным ТТЗ на разработку, при ГИ — до
двух раз, время — в полтора раза.
Как правило, ЛОИ для комплексов не проводят (это вытекает из
назначения ЛОИ) и не проводят ЛОИ для узлов конструкции, но
предусмотрена отработка их вибрационной, ударной, статической
прочности при предварительных испытаниях (или прочностных
КДИ), на которых могут быть проверены новые сложные узлы,
сборки из новых конструкционных материалов, оптимальность по
несущей способности конструкции и отработана документация до
проведения зачетных испытаний.
Окончательно проверка стойкости КА в сборе и отдельных функ-
циональных частей СА проводится главным образом при следующих
зачетных испытаниях: вибродинамических, статических, транспо-
ртных (или испытаниях на транспортабельность) и ударных (копро-
вых).
Нормативной документацией предусматривается по решению
предприятия-разработчика проводить при необходимости другие
дополнительные испытания (например, ресурсные на длительную
прочность, статико-динамические).
Как правило, при наличии у КА спускаемого аппарата проводится
проверка прочности при парашютных (самолетных) испытаниях СА,
которые являются составной частью специальных или межведом-
ственных испытаний.
При наличии соответствующего оборудования помимо вибродина-
мических могут проводиться акустические испытания. Этот способ
воспроизведения ПМН (см. разд. 2.3, 2.5) наиболее близко представ-
ляет нагружение при натурном полете в составе PH.
КА при вибропрочностных испытаниях изготавливается по штат-
ной технической документации, за исключением, как правило,
приборов и кабелей. Вместо них устанавливаются габаритно-массо-
центровочные макеты приборов с прочностными свойствами узлов
крепления не хуже штатных и макетные, одинаковые по массе со
штатными, кабели (из более дешевых материалов). Разъемы при этих
заменах должны быть штатными. Нормативные отраслевые докумен-
ты предполагают установку для таких испытаний штатных приборов,
но практика показывает, что это нецелесообразно: во-первых, дорого,
222
во-вторых, накладываемые присутствием штатных приборов ограни-
чения (или последствия из-за отсутствия ограничений по их нагруже-
нию) сокращают задачи, полноту вибродинамических испытаний
конструкции и усложняют методы контроля и задания режимов
нагружения.
Все эти виды испытаний предусматривают проверки прочности
конструкции, а также проверки после воздействия ПМН работоспо-
собности электропневмомеханических устройств, систем герметичнос-
ти отсеков и системы терморегулирования, стабильности геометричес-
ких размеров базовых шпангоутов и конструктивных элементов для
установки высокоточной аппаратуры, проверки функционирования
парашютной системы, системы мягкой посадки, аппаратуры поиска
СА в процессе натурных воздействий (при парашютных испытаниях).
Транспортные испытания осуществляются натурной транспорти-
ровкой КА штатными видами ТС (обычно железнодорожными, реже
автомобильными) на расстояние, заданное в ТТЗ на разработку КА.
Обычно эти испытания совмещают с вибропрочносгными испытания-
ми, используя предназначенное для них изделие. В этом случае
такие транспортные испытания рассматриваются как способ воспроиз-
ведения натурной вибрации для транспортировочного случая нагру-
жения.
Положительные стороны этих испытаний заключаются в том, что
при реализации их отпадает необходимость в наличии мощного
силового испытательного оборудования, представляется возможность
провести измерения реальных характеристик ПМН и возможность
провести частотные испытания системы КА — контейнер всей систе-
мы ИТС методом ’’сброса” с клиньев всей ИТС. Недостатком таких
испытаний является загрузка железнодорожных путей, дороговизна
и сложность проведения измерений (они значительно повышают
стоимость испытаний, а без них невозможно анализировать результа-
ты, особенно отрицательные). При наличии стендов наиболее предпо-
чтительным является внедрение лабораторных методов моделирова-
ния натурной вибрации, описанных в разд. 2.5. Способ проведения
копровых испытаний описан в разд. 2.5.
Парашютные испытания проводятся путем ’’сброса” с самолета,
оборудованного для этого специальным приспособлением, с опреде-
ленной высоты штатного по конструкции СА, со штатной ПС, аппа-
ратурой ее ввода, системой мягкой посадки (при наличии) и системой
поиска. От момента ввода тормозного парашюта, включая приземле-
ние, таким методом обеспечиваются наиболее приближенные к
натурным условиям по всем видам воздействий, в том числе и ПМН.
В число дополнительных наземных испытаний, которые могут
быть использованы для проверки стойкости конструкции к ПМН
80 of
относятся испытания к отработке систем раскрытия, отделения, в
составе которых используются импульсные средства, особенно мощ-
ные (например, удлиненные кумулятивные заряды). При таких
испытаниях проверяется прочность конструкции на ударно-импуль-
сное воздействие и исследуются закономерности распространения
виброударных нагрузок по конструкции для проверки прогнозируе-
мых при конструировании нормативных виброударных режимов
нагружения.
Как показала практика разработки автоматических КА, приведен-
ный выше объем наземной отработки стойкости конструкции и
систем и в целом КА обеспечивает потребную надежность КА.
2 9. ИЗМЕРЕНИЯ, ОБРАБОТКА И АНАЛИЗ ФАКТИЧЕСКИХ
ПАРАМЕТРОВ МЕХАНИЧЕСКОГО НАГРУЖЕНИЯ,
ПОЛУЧЕННЫХ ПРИ НАТУРНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
Завершающим этапом проверки стойкости КА к эксплуатацион-
ным механическим воздействиям являются его натурные испытания
i проведением широких измерений.
По результатам обработки анализа и результатов этих измерений
определяется соответствие им нормативных, полученных при проек-
|ировании КА, и исходя из анализа технических показателей работы
конструкции и аппаратуры КА делается заключение о стойкости КА
к ПМН. Результаты этих измерений являются тем эксперименталь-
ным материалом, который должен лечь в основу разработки режимов
новых типов КА.
Исходя из этого целями измерений являются:
а) выявление закономерностей возбуждения и передачи вибраци-
онных (стационарных и нестационарных) и акустических йоздей-
(твий по конструкции конкретного типа изделия;
б) определение количественных характеристик воздействий в
различных конструктивных зонах изделий;
в) решение частных задач по определению воздействий на кон-
кретные узлы и аппаратуру, по определению эффективности внед-
ренной амортизации, звукоизоляции и т.п.
Объем и состав измеряемых параметров и последующая обработка
и регистрированных результатов должны обеспечивать решение
i чсдующих задач:
а) получение достаточно представительного количества информа-
ции по всем характерным участкам работы изделия для соответству-
ющих конструктивных зон изделия;
б) оценка достоверности и качества результатов измерений;
222
в) получение характеристик зарегистрированных процессов, на
основании которых возможно:
разрабатывать нормативные режимы механических воздействий
(для чего, в частности, необходимо получение уровней спектральной
плотности виброускорений, среднеквадратичных уровней виброуско-
рений и акустического давления в 1/3-октавных полосах частот,
спектров ударов);
оценивать коэффициенты вибропередачи через амортизаторы и
другие элементы конструкции (для чего, в частности, необходимо
получение среднеквадратичных уровней виброускорений в узких
полосах частот);
оценивать передачу акустического давления через различные
элементы конструкции (для чего необходимо определение суммарных
среднеквадратичных и пиковых уровней акустического давления);
оценивать наличие взаимосвязи между различными процессами
(путем вычисления так называемой взаимной корреляционной функ-
ции);
выявлять наличие в процессе гармонических или близких к гармо-
ническим составляющих, являющихся следствием работы определен-
ных агрегатов и устройств (путем определения среднеквадратичных
уровней виброускорений в узких полосах частот).
Для обеспечения решения указанных задач объем измерений
должен включать в себя замеры во всем эксплуатационном диапазоне
частот на всех типовых элементах конструкции, виброрежимы кото-
рых имеют существенные различия в силу различных жесткостных
характеристик и различной удаленности от источников воздействий.
В частности, измерения обычно осуществляются:
на силовых элементах корпуса;
на приборных рамах, устанавливаемых жестко и на амортизато-
рах;
на гибких подвижных элементах типа СБ, антенн;
в местах крепления источников воздействий (например, КДУ).
При этом по каждому из типов конструкции осуществляются
несколько замеров для набора статистики и учета возможного разбро-
са результатов в пределах экземпляра изделия.
Принимая во внимание возможные разбросы результатов по
разным экземплярам изделий, необходимо осуществлять измерения
на нескольких образцах изделия (наименьшее число — 3).
Как правило, измерения осуществляются по двум направлениям
(в направлениях наибольшей и наименьшей жесткости), а иногда и
по трем направлениям.
Особое внимание уделяется выбору конкретной точки установки
датчика.
81 of
Датчики устанавливаются непосредственно в узлах крепления
аппаратуры на приборных рамах, силовых элементах конструкции,
а не на каких-либо отбортовках, подкосах кронштейнов, которые
могут иметь интенсивные локальные вибрации, практически не
передающиеся на аппаратуру изделия. При подготовке измерении
важно правильно прогнозировать ожидаемые уровни виброускорений
и акустического давления для назначения диапазона измерений.
Наилучшее качество измерений достигается, когда уровень измеряе-
мого воздействия составляет 50...80 -% нормализованной шкалы
(диапазона измерения).
При этом следует учитывать, что уровни вибраций и акустическо-
го давления существенно различаются на различных участках полета.
Поэтому система измерений должна обеспечивать в полете про-
граммное изменение диапазона измерений. Например, при измерени-
ях на приборной раме внутри КА на участке старта 100 % шкалы
должны соответствовать 10#, а на этапе орбитального полета при
работе КДУ — Iff.
Система измерений должна обеспечивать ’’привязку ” зарегистри-
рованной информации к бортовому времени и к моментам исполне-
ния определенных событий (процессов) на борту.
Система измерений и обработки должна обеспечивать получение
результатов с минимальной погрешностью (отличием полученных
результатов от истинных значений). В зависимости от целей измере-
ний-приемлемой можно считать погрешность до 10...20 % текущего
значения измеряемой величины.
Аппаратура системы измерений (СИ), предназначенная для
использования на изделиях РКТ, должна иметь минимальные габа-
ритные размеры и массу. Особенно миниатюрными должны быть
датчики, с тем чтобы их возможно было устанавливать на любых
элементах конструкции. Способы крепления элементов СИ к изде-
лию должны быть простыми и удобными в эксплуатации, а способ
крепления датчиков — по возможности клеевой.
Аппаратура системы измерений должна надежно функционировать
в реальных условиях эксплуатации изделий и должна иметь доста-
точный ресурс работоспособности по времени.
Принципиальный состав системы, с помощью которой может быть
получена информация о ПМН (как и о других факторах), включает
в себя: первичный измерительный преобразователь (датчик), согласу-
ющее устройство, регистратор, систему обработки и анализа. Их
принципы работы, устройство и т.д. можно найти в специализирован-
ных изданиях.
Остановимся на некоторых вопросах, касающихся систем регис-
I рации, обработки и анализа, тесно связанных с методами измере-
ний.
222
Системы регистрации, как правило, являются многоканальными.
При этом информацию о вибрационных и акустических процессах
можно регистрировать следующим образом:
записывать на магнитную ленту так называемых автономных
регистраторов, которые в составе С А или аппаратов многократного
использования доставляются на Землю;
записывать на магнитную ленту бортовых запоминающих уст-
ройств, с которых на борту же осуществлять воспроизведение ин^хэр-
мации и передачу ее по каналам радиотелеметрии во время сеансов
радиосвязи, когда КА находится в зоне радиовидимости наземных
средств. На наземных средствах информация вновь записывается на
магнитную ленту;
непосредственно (без записи на магнитную ленту летательного
аппарата) подавать информацию с согласующего устройства на
бортовую радиотелеметрическую систему и передавать на Землю, где
и записывать на магнитную ленту.
Этот вариант может применяться только в случаях, если регистра-
ция процессов происходит во время нахождения летательного аппара-
та в зоне радиовидимости приемных станций. Такой способ регистра-
ции используется на PH, так как вдоль всей трассы выведения разме-
щены наземные средства приема.
На все указанные варианты регистрации определяющим образом
влияет то, что вибрационные и акустические процессы являются
процессами высокочастотными. Поэтому для передачи информации
о быстроменяющихся процессах применяются не универсальные, а
специализированные радиотелеметрические системы с соответству-
ющими специализированными наземными приемными станциями.
Это влечет за собой большую стоимость средств регистрации и, как
следствие, относительно малое число наземных измерительных
пунктов, оснащенных такими средствами.
Бортовые автономные магнитные регистраторы и магнитные
запоминающие устройства по этой же причине должны иметь доста-
точно большой запас магнитной ленты, что сопряжено со значитель-
ными массами и габаритными размерами данных устройств.
Поэтому одним из перспективных способов получения информа-
ции о быстроменяющихся процессах является соединение в бортовом
устройстве средств регистрации и обработки.
В этом случае на Землю передается не сам процесс в зависимости
от времени, а некоторые его характеристики, например спектральная
плотность виброускорений, максимальные уровни суммарных ускоре-
ний и т.п. Такую информацию уже можно представить обычной
штатной радиотелеметрической системой. о
Обработку зарегистрированной информации принято делить на
первичную и вторичную.
Первичная обработка включает в себя воспроизведение зарегис-
трированной информации и непосредственную запись процессов на
бумагу или киноленту для последующей визуальной оценки. При
этом информация в целом записывается с малой скоростью протяж-
ки, а отдельные характерные участки с большой скоростью. Одновре-
менно воспроизводится информация по служебному каналу радиоте-
леметрической станции и с имитаторов датчиков вибрации для
оценки уровня шумов. В результате комплексного рассмотрения этих
материалов отмечаются участки недостоверной информации, а также
отмечаются участки, где сигнал превышает диапазон измерения
(’’зашкаливает”) или, наоборот, очень мал и не превышает порога
чувствительности СИ, выделяются участки стационарных и нестацио-
нарных воздействий.
На основании этой работы выдается задание на дальнейшую
первичную обработку.
К первичной обработке относится также аппаратурное определе-
ние и построение по каждому зарегистрированному параметру графи-
ков изменения по времени суммарного по диапазону регистрируемых
частот ’’пикового” и среднеквадратичного уровней виброускорения и
акустического давления.
К первичной обработке относится также оперативный спектраль-
ный анализ процессов на отечественной аппаратуре аналогового типа.
Аппаратурный анализ спектра электрического сигнала (пропорци-
онального зарегистрированному ускорению или акустическому давле-
нию) основан на применении набора полосовых фильтров стянляр-
тной ширины (чаще всего шириной 1/3 октавы). В качестве резона-
торов используются ЯС-фильтры, анализ обычно ведется параллельно
по всем фильтрам.
Сигнал на выходе каждого из фильтров определяется за опреде-
ленное время и может быть пропорционален либо "пиковому” (мак-
симальному) уровню сигнала в указанной полосе частот, либо при
наличии в электросхеме соответствующего устройства — среднеквад-
ратичному уровню.
Предпочтительным является получение на выходе фильтров
среднеквадратичных (а не ’’пиковых”) уровней ускорения, так как
именно среднеквадратичные уровни связаны однозначной зависимос-
тью со спектральной плоскостью (£2 = а2/(АЛ)), объективно харак-
теризующей интенсивность процессов и используемой, как указыва-
лось выше, при формировании нормативных режимов для испытаний
на случайную или гармоническую вибрацию.
222
При вторичной обработке результатов измерений проводится
спектральный анализ процессов с определением среднеквадратичных
уровней сигналов в заданных полосах частот для заданных интерва-
лов времени на анализаторах аналогового типа зарубежных фирм.
Результаты анализа с зарубежных анализаторов выдаются на
экране дисплея в форме графиков, а также просто в виде электричес-
кого выходного сигнала. Поэтому документирование результатов
осуществляется следующим образом:
выходные сигналы с анализатора поступают в специальный преоб-
разователь типа аналог — код, в котором точное значение непрерыв-
ного сигнала квантуется по уровню и по времени, т.е. заменяется
дискретными значениями.
Далее дискретные значения вводятся в универсальную вычисли-
тельную машину, где по специальной программе результат анализа
масштабируется в единицах ускорения, а также вычисляется, напри-
мер, спектральная плотность мощности ускорения, амплитуда экви-
валентной нормативной гармонической вибрации или другие данные,
при этом результаты в табличной форме или в форме графиков
выводятся на печать.
Ко вторичной обработке относится также определение спектров
ударов ударных процессов, для чего, как и в случае спектрального
анализа, процесс записывается на магнитофон, с выхода которого
поступает в преобразователь аналог — код. После этого дискретные
значения представляются в форме цифрового кода и вводятся в ЭВМ,
где по специальной программе осуществляется вычисление спектра
удара и документирование результатов.
При необходимости, в отсутствие аналогового спектрального
анализатора, обеспечивающего определение среднеквадратичных
уровней ускорений, в рамках вторичной обработки по аналогии с
определением спектра удара численным методом может быть получе-
на спектральная плотность мощности виброускорений на заданных
интервалах времени.
В этом случае запись процесса через преобразователь аналог —
код также вводится в ЭВМ и далее решается задача быстрого преоб-
разования Фурье, в результате чего определяется спектральная
плотность мощности. Однако такой способ получения спектральной
плотности является значительно белее трудоемким, чем с использова-
нием аналоговых анализаторов.
Завершающим этапом обработки является включение вновь полу-
ченных результатов в ’’банки” данных, хранящиеся в долговремен-
ных запоминающих устройствах ЭВМ, и сопоставление их с уже
имеющейся статистикой результатов.
83 of
Предварительно контролируемые параметры и участки палета
классифицируются по определенным признакам и каждому признаку
присваивается определенный код.
К признакам параметров, в частности, может относиться принад-
лежность данного замера к определенному классу изделий РКТ, типу
отсека (герметичный, негерметичный), месту расположения отсека
в изделии (отсек стыкуется с PH, не стыкуется с PH) и типу элемен-
та конструкции (силовой элемент каркаса, приборная рама) и т.д.
Участки полета классифицируются, например, следующим обра-
зом:
участок старта;
участок ’’max q"\
участок спокойного полета;
участок работы КДУ и т.д.
Далее, например, результаты замеров по определенному пара-
метру на определенном участке полета могут быть сопоставлены с
вызванными из банка данных соответствующими значениями по всем
замерам для соответствующего типа конструкции или с нормативны-
ми режимами.
Сбор этой информации уже является начальным этапом инженер-
ного анализа и обобщения результатов измерения, определения
соответствия спрогнозированных и натурных режимов.
В заключении раздела можно сказать следующее.
За более чем 30-летний период создания изделий РК техники
накоплен большой теоретический и практический опыт в части
исследования параметров механического нагружения, анализа и
обобщения важнейших закономерностей ПВВ, разработки норматив-
ной документации по режимам и методам обработки КА и практи-
ческого обеспечения стойкости КА к механическим воздействиям.
Однако и до настоящего времени в этом направлении имеется
широкое поле деятельности, например, в областях:
разработки внедрения вероятностных методов прогнозирования
параметров механического нагружения и потребной несущей способ-
ности конструкции КА;
совершенствования режимов и методов отработки КА с целью
обеспечения адекватности наземной отработки условиям летной
жсплуатации;
совершенствования средств измерения и анализа информации,
особенно в части метрологических характеристик и автоматизации
обработки, включая проведение первичной обработки на борту КА;
обобщения и систематизации результатов натурных измерений, в
гом числе выявления единых форм качественных и количественных
222
закономерностей по разным типам PH и КА в различных условиях
эксплуатации и создания отраслевых банков данных.
Для того чтобы стойкость КА сочеталась с его минимальной
массой, целесообразно внедрять вероятностные методы проектирова-
ния конструкции. Наверное, необходимо заниматься внедрением
новых материалов. Но это долгий и очень дорогой путь и будет
вдвойне дороже, если мы будем конструировать старыми методами с
применением новых и дорогих материалов на основе, например,
бериллия, боралюминия, лития и т.д. Поэтому прежде всего необхо-
димо энергично совершенствовать и внедрять в практику новые
методы конструирования.
Если разработка новых расчетных и экспериментальных методов,
совершенствование организации проектирования должны быть по
силе тематическим конструкторским бюро, то исследования вероят-
ностных характеристик ПВВ, несущей способности типовых кон-
структивных элементов и узлов, техническое оснащение лабораторий
совершенным силовым, контрольно-измерительным анализирующим
оборудованием, а КА — измерительными и приемно-передающими
средствами — это вопрос настолько сложный и комплексный, что
требует объединенных усилий различных отраслей в рамках специ-
ально созданной для этого межотраслевой кооперации. Без этого
вероятностные методы будут долго еще уделом только энтузиастов.
2.10. АЭРОДИНАМИКА НА БОЛЬШИХ ВЫСОТАХ
Освоение космического пространства и дальнейшее развитие
космической техники в значительной степени определило интенсив-
ное развитие аэродинамики разреженных газов, обусловленное
сложным характером взаимодействия потока с обтекаемыми телами
и спецификой самого потока. В исследованиях потока разреженного
газа нельзя пользоваться гипотезой сплошности (непрерывности)
среды, применяемой для плотных газов. При исследовании обтекания
КА, движущихся на больших высотах (Я > 140 км), необходимо
учитывать молекулярную структуру потока, так как на этих высотах
атмосфера разрежена и средняя длина свободного пробега молекул
превосходит размеры КА. Аэродинамические характеристики КА
определяются соударениями молекул окружающего газа с их повер-
хностями (свободномолекулярный режим обтекания). Аэродинамичес-
кие силы и моменты, действующие на КА, имеют сравнительно
малые значения, но действуют продолжительное время, что приводит
к изменениям параметров углового движения, орбиты и времени
существования аппарата.
84 of
Параметры атмосферы Земли, необходимые для расчета аэродина-
мических характеристик аппаратов в натурных условиях, определя-
ются стандартной атмосферой, состав которой представляет собой
смесь газов, и аэродинамический расчет, строго говоря, должен
проводиться отдельно для каждой компоненты смеси с последующим
суммированием. На практике бывает достаточно рассматривать
верхнюю атмосферу как однокомпонентный газ с плотностью р =
п п
= средней массой молекул т = р/£ и,и средними параметра-
;=1 ;=1
ми отраженных от поверхности тела молекул. Здесь п — число частиц
в единице объема.
При свободномолекулярном обтекании выпуклых тел силовое
воздействие потока на тело является результатом воздействия падаю-
щих и однократно отраженных от поверхности молекул.
При обтекании нсвыпуклых тел или системы тел имеет место
затенение одних частей тела другими или одних тел другими и
многократное отражение (интерференция) молекул от различных
участков поверхности или различных тел системы.
Для высоких орбит движения КА (Я > 700 км) в расчетах аэроди-
намики необходимо учитывать не только взаимодействие нейтраль-
ных частиц газа верхней атмосферы с поверхностью аппарата, но и
заряженных частиц солнечной радиации.
Определение аэродинамических характеристик невыпуклых тел в
свободномолекулярном потоке с учетом интерференции и затенения
при взаимодействии молекул газа с поверхностью осуществляется,
как правило, путем численного решения интегральных уравнений.
Одним из наиболее распространенных численных методов являет-
ся метод статистического моделирования (метод Монте-Карло). Этот
метод позволяет рассчитывать аэродинамические характеристики
аппаратов сложной формы при произвольном взаимодействии моле-
кул газа с поверхностями с учетом интерференции и затенения. При
использовании данного метода поверхность аппарата окружается
контрольной поверхностью, на которой производится розыгрыш
i лучайных компонент вектора скорости частиц набегающего потока
и координат их старта. Если стартовавшая молекула попадает на
। ело, то запоминаются молекулярные признаки, которые она прине-
сла: импульс, энергия и т.д. Далее разыгрывается ее отражение и
прослеживается ее траектория. Если молекула вновь попадает на
г ело, то опять запоминаются принесенные ею молекулярные призна-
। и, разыгрывается отражение и так далее до тех пор, пока молекула
in- удалится за пределы контрольной поверхности. Информация о
11 эинесе
ний, позволяет определить аэродинамические характеристики. Метод
Монте-Карло расчета аэродинамических характеристик аппаратов
реализован в различных программах или пакетах прикладных про-
грамм в качестве функциональных модулей.
В процессе проектирования КА важным звеном является определе-
ние аэродинамических сил и моментов, действующих на аппарат, а
также полей течения. К аэродинамическим расчетам современных КА
предъявляются все более высокие требования как по точности и
надежности результатов, так и по оперативности их проведения.
Широкое внедрение в практику проектно-конструкторских разра-
боток методов современной математики и механики сдерживается
медленными темпами развития соответствующего программного
обеспечения.
На первоначальных стадиях проектирования изделия, когда
требуется сравнительно грубая оценка основных аэродинамических
сил и моментов, могут быть использованы относительно простые
геометрические модели объекта. Для быстрого расчета большого
числа вариантов можно использовать приближенные методы. На
заключительных стадиях проектирования и при эксплуатации (для
обеспечения контроля и прогноза, а также проверки и дополнения
получаемых натурных данных) необходима подробная и надежная
информация об аэродинамике изделия, опирающаяся на возможно
более точные геометрические модели и точные методы расчета, т.е.
расчет аэродинамики КА требует согласованной работы набора
программ, реализующих алгоритм различной степени точности для
широкого класса геометрических моделей изделия.
В основу аэродинамических расчетов КА положены современные
научные достижения в исследовании процессов обмена импульсом и
энергией при взаимодействии потока разреженного газа с твердой
поверхностью и изучении структурных параметров верхней атмосфе-
ры Земли и их вариаций.
В настоящее время существуют отработанные методики расчета
аэродинамических характеристик тел сложной формы в свободномо-
лекулярном и близким к нему режимах течения разреженного газа,
которые при заданном законе взаимодействия газа с поверхностью
позволяют получать аэродинамические характеристики с хорошей
точностью.
Аэродинамиками-прикладниками используются два наиболее
распространенных метода определения аэродинамических характерис-
тик: интегральный и локальный.
Интегральный метод является традиционным методом прогнози-
рования аэродинамических характеристик, базирующимся на ис-
ь овании ез льтатов испытаний моделей в лабораторных уело-
виях, моделирующих натурные условия обтекания. В результате
испытаний определяются интегральные характеристики модели. При
совпадении всех критериев подобия для натурных и лабораторных
условий в результате эксперимента могут быть получены аэродина-
мические характеристики, соответствующие натурным условиям. Так
как в реальных условиях создать экспериментальную установку,
моделирующую все существенные критерии подобия, не представ-
ляется возможным, то вводятся поправки к экспериментальным
результатам, учитывающие различия критериев подобия для лабора-
торных и натурных условий. Поправочный коэффициент существен-
но зависит от геометрии модели и представляет собой отношение i-й
аэродинамической характеристики для натурных условий к соответ-
ствующей i-й аэродинамической характеристике модели для лабора-
торных условий К= С: /С: . Обычно принимается, что величина К не
зависит от схемы взаимодействия набегающего потока газа с повер-
хностью модели и равна значению, определенному для диффузной
схемы взаимодействия.
Локальный метод основан на предположении, что поток импульса
на поверхности тела определяется местным углом падения независи-
мо от формы тела. Вклад падающих частиц в аэродинамические
характеристики элемента поверхности считается известным и опреде-
ляется скоростным отношением S падающего потока к наиболее
вероятной скорости теплового движения молекул и условиями полно-
го или частичного затенения соответствующего элемента поверхнос-
ти. Вклад отраженных частиц определяется в результате использова-
ния экспериментальной информации о механизме взаимодействия
свободномолекулярного потока с поверхностями из различных мате-
риалов, а также гипотезы, позволяющей использовать эту экспери-
ментальную информацию для натурных условий полета. Расчет
аэродинамических характеристик сводится к интегрированию по
поверхности значений импульса и энергии падающих и отраженных
молекул, действующих на элементарную площадку.
Наибольшее распространение из способов описания процессов
взаимодействия разреженного газа с поверхностью КА получила
схема зеркально-диффузного отражения, основанная на предположе-
нии, выдвинутом Максвеллом, что часть падающих на поверхность
молекул о отражается диффузно с максвелловским распределением,
другая часть 1...о — зеркально.
Выражения для коэффициентов нормальной Рп и касательной Р
аэродинамических сил, действующих на единичную площадку, при
222 'эком описании процессов взаимодействия имеют вид
1
I 71
(2-o)sina J a ' r „~Szsin2a
__________+______ ____ e
X 2 X 2 \ »
+ (2
[1 + erf(Xsjna)];
Px ~ q.E?s_ e 5 sinZ“ + asinacosa) [1 + erf(Xsina)],
x/ic
где a — местный угол атаки элементарной площадки; T„, Tr —
температура паза в набегающем и отраженном потоках соответствен-
но.
В настоящее время широко применяется схема взаимодействия
Ночиллы, согласно которой молекулы, отраженные от элемента
поверхности, ведут себя как газ в максвелловском равновесии со
скоростью перемещения Vr.
Согласно схеме взаимодействия Ночиллы
п
2S2
W(Z) + W(Zf)
Р = — cits a - (1 - F > 2lScoSct
2X2 угё
K(Z) = exp(-Z2) + ^Z(l + erf(Z));
2Z 1 + erf(Z) .
JT + K(Z)~'
z
erf(Z) = _L [ехр(-/2)с/г; Z = Xsina;
A 0
_I = (1 - (1 - £)2 = (1 - £T)2cos2a + (1 - <n)2sin2a,
xr
86 о
где — коэффициенты взаимодействия, задаваемые в зависимос-
ти от параметров падающих частиц.
Важное значение для изучения процессов взаимодействия разре-
женного газа с поверхностью имеют исследования, проводимые в
наземных вакуумных аэродинамических трубах (ВАТ). В этих трубах
можно получать данные об индикатрисе рассеяния и коэффициенте
аккомодации. Индикатрисы рассеяния имеют обычно три максимума
(обратный, околонормальный и околозеркальный). Околозеркально
отраженные частицы сосредоточены вблизи плоскости падения. При
переносе результатов исследований ВАТ в натурные исследования
используется гипотеза [I ], которую формально можно записать в
следующем виде:
NR,-
cnr cnw
''ВАТ
/ВАТ
где индексы п, г относятся к нормальной и тангенциальной компо-
нентам, индексы г, i указывают на отраженные и падающие частицы
соответственно; cw — значение аэродинамической характеристики,
определенной для диффузной схемы взаимодействия с полной терми-
ческой аккомодацией; , TRt — локальные коэффициенты, завися-
щие от материала поверхности;
Наиболее достоверные сведения о взаимодействии набегающего
потока с поверхностью КА и аэродинамических характеристиках КА
могут быть получены по результатам обработки телеметрической
информации при работе изделия в натурных условиях: данные о
торможении КА и данные о моментах, действующих на КА.
По данным о торможении КА можно получить интегральный
коэффициент аккомодации энергии ае, представляющий собой отно-
шение
Е„ - Е.
ев j
f 222
где Е — энергия, индексы «, г и w соответствуют термодинамически
равновесным условиям при температуре набегающего и отраженного
потоков и температуре поверхности. Кроме того, по данным о тормо-
жении можно получить сведения о наличии на поверхности аппарата
адсорбционного слоя и т.д. Коэффициент ае определяется при фикси-
ровании группы параметров, характеризующих орбиту, модель
плотности атмосферы, ориентацию КА, а также при вариациях
значениями коэффициента аккомодации до получения оптимального
решения задачи по определению коэффициента сопротивления сха
В качестве меры торможения принимается изменение периода
обращения ДТ за некоторое число витков. По известным параметрам
орбиты, а также при известных гео- и гелиофизических факторах,
влияющих на плотность атмосферы, для заданной модели движения
КА и заданной модели атмосферы подбирается такая величина сха,
чтобы расчетные и измеренные значения периода обращения в конце
интервала совпадали в пределах заданной точности, а это позволит
определить разность между реальным значением рсха и модельным
В настоящее время при расчетах аэродинамических характеристик
КА используется динамическая модель атмосферы, составленная по
результатам статистической обработки большого числа эксперимен-
тальных данных по торможению КА. При этом значения сха КА
рассчитываются по диффузной схеме отражения, когда ае = 1.
При одновременном запуске двух одинаковых КА по изменению
их периодов обращения ДТ можно определить значения с^, исключая
влияние атмосферы, или же, исключая cM, можно получить измене-
ние параметров атмосферы.
При ориентированном движении КА из-за несовпадения центра
давления с центром масс возникает момент, который компенсируется
системой силовых гироскопических комплексов (СГК) или двигатель-
ными установками. Согласно закону сохранения момента импульса
уравнение для некоторого интервала времени — /н имеет вид
А „
= JnHsinSdi,
гдеМа=
управляющий момент;
тяга двигателя; I — плечо действия тяги двигателя относительно
— аэродинамический момент; Л/упр = —
— время работы двигателя; Я = —
' ’ ’ ~ ~ 1 87 о
центра масс; р0 — давление перед соплом; FKp — площадь критическо-
го сечения сопла; Кр — коэффициент тяги; р — коэффициент расхо-
да; п — число СГК на данный канал; Н — кинематический момент
данного гироскопа; б — угол отклонения рамки СГК.
На некоторых КА для компенсации аэродинамического момента
Ма используются панели СБ как аэродинамический щиток. Одна из
панелей СБ устанавливается на угол, обеспечивающий наибольший
энергосъем, а другая панель СБ по каналу тангажа устанавливается
таким образом, чтобы аэродинамический момент Л/а был равен или
близок к нулю. В данном случае осуществляется совмещение центра
давления с центром масс и исключается влияние атмосферы, а срав-
нение расчетных значений центра давления с фактическим дает
возможность определять или уточнять характер взаимодействия
потока с поверхностью КА.
Научные и народнохозяйственные задачи, решаемые с помощью
космической техники, постоянно возрастают и требуют усовершен-
ствования КА, что часто приводит к использованию более сложных
геометрических форм в конструктивно-компоновочных схемах аппа-
ратов. Аэродинамические характеристики КА сложной формы опреде-
ляются в виде коэффициентов аэродинамических сил и моментов в
связанной с КА системе координат OXYZ с учетом эффектов затене-
ния одних элементов конструкции другими. Авторским коллективом
разработана методика, позволяющая рассчитывать по программе на
ЭВМ интегральные аэродинамические характеристики тел сложной
формы в свободномолекулярном потоке, промежуточной области
обтекания и сплошной среде в целом с учетом:
затенения одних элементов конструкции другими;
поворотов отдельных элементов компоновки аппарата по трем
осям;
теплового движения молекул;
проницаемости отдельных элементов конструкции.
В программе используется метод Монте-Карло и принцип локаль-
ного взаимодействия частиц потока с элементами поверхности аппа-
рата. В качестве граничных условий на поверхности для газового
потока взята зеркально-диффузная схема взаимодействия с перемен-
ными коэффициентами аккомодации нормальной и тангенциальной
составляющих импульса. Тело сложной геометрической формы
аппроксимируется телами второго порядка (круговым и эллиптичес-
ким конусами, сферой, эллипсоидом) и пластинами (прямоугольны-
ми, круговыми, эллиптическими).
f 222
ГЛАВА 3
ОБЩЕЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
3.1. ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКОЙ ЗАДАЧИ,
АНАЛИЗ ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКОГО ЗАДАНИЯ, ВЫБОР СХЕМЫ ПОЛЕТА,
СХЕМА ПРОЦЕССА ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Облик КА и его тактико-технические характеристики определя-
ются главным образом целевой задачей, которая решается с помощью
аппаратуры, составляющей полезную нагрузку. КА и его бортовые
системы обеспечивают необходимые условия работы целевой аппара-
туры, управление ею в полете, энергопитание, съем телеметрической
информации, доставку целевой информации на Землю. Поэтому
правильный выбор характеристик целевой аппаратуры во многом
определяет дальнейшее решение проектно-конструкторской задачи.
Если целевой задачей является получение изображения земной
поверхности, то главными требованиями являются характеристики
качества изображения (например, в виде разрешающей способности
на полученных изображениях), спектральные и измерительные
характеристики аппаратуры, производительность, оперативность
доставки информации и т.д. Стремление наилучшим образом выпо-
лнить целевую задачу находится в противоречии с ограничениями со
стороны PH. Конструктор должен найти компромиссное решение
между желательными характеристиками и ограничениями так, чтобы
выполнялась целевая задача. Возможны случаи, когда в рамках
существующих ограничений решение не может быть найдено. Тогда
по согласованию с заказчиком производится варьирование характе-
ристиками целевой аппаратуры или осуществляется переход на более
мощную PH.
Исходя из требований целевой задачи обеспечения функциониро-
вания целевой аппаратуры выбираются схема полета КА, параметры
орбиты, технические характеристики практически всех бортовых
систем. Например, применение оптической аппаратуры требует
вполне определенных точностей ориентации и стабилизации КА,
поддержания температурного режима. Способ доставки информации
(рулон фотопленки или передача по радиоканалу) определяет, быть
8 8 of
или не быть СА, спускаемым капсулам и тем самым определяется
общий облик КА. Требования к КА и космическому комплексу в
целом оговариваются в тактико-техническом задании (ТТЗ).
ТТЗ выдается разработчику КА головным заказчиком, которым,
например, может быть Академия наук, либо какое-либо другое
ведомство. В ТТЗ подробно изложены требования, которые предъяв-
ляются КА. Укрупненно они содержат:
формулировку цели и задач, выполняемых КА;
состав и основные характеристики целевой аппаратуры;
требования к схеме полета, для ИСЗ — параметры орбиты;
требования к обеспечивающей аппаратуре (вид и число команд
управления, сеансов связи, требования к НКУ; объем и тип телемет-
рируемых параметров; требования к системе ориентации и стабилиза-
ции; условия поддержания теплового режима и т.д.);
условия эксплуатации КА и его составных частей;
показатель унификации с существующими разработками;
требования к объему документации, предъявляемой заказчику;
число изделий, предназначенных для летно-конструкторских
испытаний, если они предусматриваются.
Процесс проектирования КА начинается с анализа ТТЗ и сущес-
твующих ограничений, а также с изучения состояния современного
уровня аналогичных разработок, если они имеются. Схема процесса
проектирования показана на рис. 3.1.
На этапе рассмотрения и согласования ТТЗ разработчик КА
формулирует его отдельные положения по согласованию с заказчиком
с учетом ограничений, основными из которых являются:
располагаемая полезная масса, выводимая выбранной ракетой-
носителем;
объем и габаритные размеры, зоны полезного груза под головным
обтекателем ракеты-носителя;
время и объем финансирования, которые отводятся на создание
КА;
выполнимость требований к целевой и бортовой обеспечивающей
аппаратуре;
технический уровень и оснащенность располагаемой производ-
ственной базы;
степень подготовленности специалистов конструкторского бюро к
выполнению конкретной задачи.
Анализ реальных ограничений, их четкая конечная формулировка
н ТТЗ — важный этап проектирования.
Параллельно проводится изучение существующих в данной облас-
1и отечественных и зарубежных разработок, патентные исследования
с целью изучения возможности использования готовых разработок и
222
Рис. 3.1. Схема процесса проектирования КА
технических решений и выявления нерешенных проблемных задач,
на которых следует сосредоточить усилия.
Процесс разработки конструкции КА, его бортовых систем и
выбора основных ТТХ обычно производится в три этапа, каждый из
которых представляет собой законченный проект, но с различной
степенью детализации.
Первый этап — ’’техническое предложение”. Целью работ на этом
этапе является обоснование и выбор технических путей создания
ракетно-космического комплекса с характеристиками, удовлетворяю-
щими требованиям заказчика, экономическое и организационное
обоснование.
На каждой стадии дается сравнение предлагаемых технических
решений с лучшими зарубежными и отечественными аналогами.
Разработка технического предложения может поручаться несколь-
ким предприятиям на конкурсных началах.
89 of
На этапе технического предложения определяются основные ТТХ
комплекса (или КА), дается его краткое описание, схема функциони-
рования, выбирается конструктивно-компоновочная схема или пред-
лагаются ее варианты, определяется состав бортовых систем и их
технические характеристики, определяется объем расчетно-теорети-
ческих и экспериментальных работ, производится оценка производ-
ственной и экспериментальной базы, дается анализ унификации,
оценка технико-экономических показателей, генеральный график
создания комплекса и перечень исполнителей-разработчиков отдель-
ных систем и агрегатов.
На этапе ’’Эскизный проект’’ основной целью является теорети-
ческое и экспериментальное обоснование основных характеристик,
технических и технологических решений по созданию комплекса в
целом и его отдельных частей.
В эскизном проекте должны содержаться:
предложения по выбору общей компоновочной .схемы, схемы
полета, основных характеристик комплекса и его отдельных состав-
ляющих;
состав бортовых систем с обоснованием их характеристик, распо-
ложение систем по отсекам;
материалы, удовлетворяющие требованиям основных ограничений;
методики определения надежности комплекса и его составных
частей;
проекты программ и методик наземных и летных испытаний;
рекомендации по управлению в полете;
анализ возможных нештатных ситуаций;
состав эксплуатационной документации.
На этапе защиты эскизного проекта на комплексе осуществляется
защита эскизных проектов на бортовые системы, которые разрабаты-
ваются по ТЗ, выданным головным разработчиком комплекса.
Целью работ на этапе ’’Разработка рабочей документации” явля-
ется разработка полного комплекта конструкторской документации
и комплексной программы экспериментальной отработки комплекса.
На данном этапе разрабатываются:
конструкторская документация (КД) на изготовление комплекса;
эксплуатационная документация на сборку комплекса на заводе
и ТК;
эксплуатационная документация на проведение электрических
испытаний на заводе и техническом комплексе (ТК);
эксплуатационная документация на управление КА в полете;
эксплуатационная документация по послеполетному обслужива-
нию.
222
Поэтапная разработка обеспечивает высокий уровень разработки
в целом, обеспечивает заданный уровень надежности комплекса и
позволяет предотвратить различного рода ошибки, нестыковки.
Выбор схемы полета. Под схемой полета понимается технологи-
ческая схема осуществления полета, обеспечивающая выполнение
целевой задачи и разбитая на характерные этапы.
Схема полета содержит следующие основные компоненты:
1) состав этапов полета, которые определяются:
а) особенностями траектории полета; например, для орбитального
КА 1 -й этап — запуск на орбиту выведения, 2-й этап — переход на
рабочую орбиту, 3-й этап — полет по рабочей орбите и ее поддержа-
ние, 4-й эт'ап — переход на предпусковую орбиту, 5-й этап — спуск
на Землю с целью посадки или захоронения;
б) технологическими процессами, которые заложены в программу
полета; например, связанных с выполнением целевой задачи, вклю-
чением й выключением режимов работы бортовой аппаратуры,
раскрытием антенн, солнечных батарей и их ориентацией;
2) временною диаграмму всей программы полета;
3) параметры траектории по всем этапам полета, например Н —
высота апогея; h — высота перигея орбиты; i — наклонение плоскости
орбиты к плоскости экватора; Т — период обращения и т.д.
Схема полета влияет на выбор общей конструктивно-компоновоч-
ной схемы КА и состава технических характеристик его бортовой
аппаратуры. В частности, для минимизации энергетических затрат
на обеспечение палета используется принцип обеспечения минимума
массы КА по этапам полета. Это означает, что отработавшие и
ненужные для дальнейшего полета элементы конструкции сбрасыва-
ются.
Схема процесса проектирования. Процесс проектирования КА —
технической системы высшей категории сложности — в настоящее
время не может быть достаточно четко сформулирован, формализо-
ван и сведен к решению какой-либо одной математической задачи
вследствие наличия целого ряда неопределенностей и противоречи-
вых требований к конструкции, компоновке и функциональной схеме
КА. Поэтому при проектировании значительную роль играют эврис-
тические соображения и неформальный анализ, зависящие от опыта
и интуиции инженера-проектировщика. В то же время применение
эвристических методов позволяет эффективно использовать оптими-
зационные методы для получения предельных решений по отдельным
характеристикам, элементам конструкции или системам.
При проектировании на многие характеристики КА накладывают-
ся ограничения, обусловленные:
90 о
особенностями выполнения целевой задачи и схемой полета,
техническими характеристиками бортовых систем;
ограничениями на конструкцию и компоновку (по размещению
приборов и агрегатов в отсеках, обеспечению требований на установ-
ку приборов, их обслуживание, требований по тепловому режиму,
длинам кабелей и т.д.);
возможностями существующих PH по выводимым на орбиты
массам, объемам зон полезного груза;
располагаемым уровнем развития технологии промышленных
предприятий-изготовителей КА и его бортовой аппаратуры и т.д.
Еще труднее учесть и формализовать сложные корреляционные
связи между отдельными характеристиками КА или действующими
ограничениями.
Вследствие этого при проектировании часто используется метод
последовательного, поэтапного нахождения рациональных или опти-
мальных его частных характеристик. Подобный подход позволяет
выбрать наиболее рациональные характеристики, определяемые
путем перебора ограниченного числа вариантов.
Наибольший прогресс достигнут в оптимизации силовых конструк-
ций, баллистическом проектировании, выборе параметров двигатель-
ных установок, систем управления движением, систем обеспечения
теплового режима и по ряду других отдельных составляющих процес-
сов общего проектирования КА. В силу указанных трудностей часто
ведется параллельная разработка нескольких альтернативных вариан-
тов с выбором наилучшего на стадии технического предложения или
эскизного проекта.
Процесс проектирования имеет свои особенности для различных
по назначению КА, является продуктом творческой деятельности
конкретного конструкторского бюро, постоянно дополняется с разви-
тием и усложнением космической техники. В то же время могут быть
сформулированы общие закономерности этого сложного процесса (см.
рис. 3.1).
1. Проводится анализ тактико-технического задания (ТТЗ) на
разработку КА, а в случае его отсутствия необходимо его сформули-
ровать. Должны быть четко определены и понятны цели и задачи,
решаемые КА, изложены технические характеристики целевой
аппаратуры, требования к бортовой аппаратуре, общие требования
к КА, к траектории полета, условиям эксплуатации и т,д.
2. Формулируются по возможности все ограничения, влияющие на
проектирование. К ним относятся ограничения: по массе КА в зави-
симости от типа PH, объему зоны полезного груза, располагаемому
времени на создание КА, допустимым финансовым затратам, а также
f 222
располагаемому уровню развития технологии производственной базы
изготовителей КА, траектории полета и др.
3. Проводится анализ технического уровня разработок в, данной
области с целью возможного использования существующих техничес-
ких достижений и определения направлений решения новых задач.
4. На основе анализа ТТЗ, оценки существующих ограничений и
анализа технического уровня определяется схема полета, состав и
технические характеристики целевой аппаратуры.
5. Осуществляется выбор общей конструктивно-компоновочной
схемы (ККС), состава и взаимного расположения отсеков. Разрабаты-
ваются схемы технологического членения, эксплуатационных разъе-
мов, монтажных и транспортировочных опор, люков на КА и голов-
ном обтекателе, производится размещение наружных установок,
уточняются габаритные размеры и объемы отсеков, их взаимное
расположение с учетом существующих ограничений.
6. На данном этапе проводятся аэродинамические и динамические
расчеты для КА в целом. Проводится определение состава и основных
характеристик бортовых систем.
7. Уточняется блочный состав систем, агрегатов, узлов, осущес-
твляется их распределение по отсекам. Параллельно составляется
лимитная массовая сводка, производится распределение масс, жес-
ткостей и моментов инерции по длине КА, которые необходимы для
расчета нагрузок.
8. Разрабатывается комплект проектных чертежей.
9. Проводится проектирование отсеков. При проектировании СА
осуществляются аэродинамические, динамические, тепловые расчеты,
расчеты на прочность корпуса и силовых элементов, расчет плавучес-
ти и т.д.
Приборные отсеки рассчитываются на прочность, задаются требо-
вания по их герметичности и параметрам атмосферы.
10. Осуществляется проектирование механизмов (узлов разделе-
ния отсеков, отделяемых гермоплат, отделяемых крышек парашют-
ных отсеков, механизмов разворота антенн и т.д.).
11. Систематизируются требования к бортовым системам.
12. Разработка конструкции и проектирование отсеков ведется по
техническому заданию (ТЗ) на конструкцию и компоновку. В этом
документе систематизированно изложены требования к конструкции,
компоновке приборов и агрегатов, расположению наружных элемен-
тов, к центровкам КА и С А, а также изложены условия эксплуата-
ции и т.д. Основу документа составляет комплект проектных черте-
жей и пояснительная записка, содержащая исходные данные на
разработку конструкторской документации. 91 of
13, 14. Исходными документами для разработки механизмов и
систем являются технические задания.
15. Работоспособность конструкции узлов, механизмов и систем
подтверждается на экспериментальных установках (ЭУ). Основными
из них являются установки для статических испытаний на прочность,
динамических испытаний на прочность, тепловых испытаний, испы-
таний парашютных и парашютно-реактивных систем при приземле-
нии на сушу 'и на море, отработки систем разделения отсеков и
отделения различных узлов и агрегатов, динамических испытаний
солнечных батарей, вибрсдинамических испытаний узлов и КА в
целом, конструкторско-доводочных испытаний узлов и механизмов.
16. На основании перечисленных проектных документов разраба-
тывается конструкторская и эксплуатационная документация, по
которой изготавливается КА.
17. Создается техническая документация (ТД) на изготовление и
эксплуатацию КА.
3.2. ВЫБОР ОБЩЕЙ КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНОЙ СХЕМЫ
Разработка общей конструктивно-компоновочной схемы является
наиболее сложной и ответственной задачей проектирования КА. От
ее успешного решения в значительной степени зависят основные
ТТХ КА. Конструктивно-компоновочная схема является продуктом
взаимоувязанного решения, удовлетворяющего большому числу
различных, порой противоречивых требований, предъявляемых к КА,
и наилучшим образом отвечающего многочисленным ограничениям.
Задача является многопараметрической, многокритериальной и с
трудом поддается формализации в целом. Поэтому при ее решении
значительное место занимают неформальный анализ и эвристические
соображения, что не мешает одновременно применять различные
оптимизационные методы для решения отдельных, более узких,
задач общего проектирования. В то же время можно сформулировать
ряд общих правил и подходов к выбору наилучшей для каждого
заданного случая общей компоновочной схемы КА.
Общая компоновочная схема должна содержать следующую основ-
ную информацию:
габаритные размеры КА, расположение стыковочной плоскости с
ракетой-носителем, связанную систему осей координат и выбранных
координатных плоскостей, положение центра масс при запуске;
состав, габаритные размеры, места стыковки отсеков, взаимное
расположение основных агрегатов, зоны расположения систем в
222
отсеках, расположение двигательных установок, энергетических
систем, систем аварийного спасения экипажей;
схему размещения антенно-фидерных устройств, чувствительных
элементов, оптических устройств, иллюминаторов с указанием их
рабочих зон обзора, радиаторов для сброса тепла и других внешних
установок;
расположение отрывных гермоплат, люков, шлюзов, прокладку
основных кабельных стволов;
схему технологического членения КА;
схему технологических разъемов;
расположение монтажных и транспортировочных опор, схему
транспортировки КА на ТК и с ТК на стартовой комплекс;
расположение люков на головном обтекателе ракеты-носителя для
обслуживания КА на ТК и СК.
Общие требования к конструктивно-компоновочной схеме,
выбор состава и взаимного расположения отсеков. Общая компоно-
вочная задача непосредственно связана с формированием принципов
работы КА и его бортовой аппаратуры. Последовательность выполне-
ния работ при выборе общей компоновочной схемы показана на
рис. 3.2.
Прежде всего необходимо сформулировать главные особенности и
технические характеристики, определяющие конструктивно-компоно-
вочную схему. Каждой конкретной задаче соответствует набор своих
специфических технических характеристик. Попытаемся сформули-
ровать типовые, наиболее часто встречающиеся:
особенности выполнения целевой задачи;
Технические характеристики и требования по эксплуатации целе-
вой аппаратуры;
схема полета, этапы полета, требования к параметрам траектории
орбиты, продолжительность полета;
наличие спускаемых аппаратов;
требования по сборке и обслуживанию на орбите;
необходимость применения двигательных установок, стыковочных
узлов, причальных устройств;
наличие зон для проведения особых экспериментальных работ;
необходимость создания искусственной силы тяжести;
особенности применяемых энергоустановок;
факторы естественной и искусственной внешней среды, действую-
щие на КА.
Для конкретно сформулированной задачи перечень может быть
дополнен.
Затем необходимо сформулировать основные ограничения:
располагаемая масса на начальном этапе полета;
92 о
Анализ TTJ
Рис. 3.2. Последовате льность выполнения работ при выборе общей конструктивно-
компоновочной схемы
располагаемый объем зоны размещения полезного груза средства
выведения;
требования по унификации;
возможности располагаемой производственной базы;
время, которое отводится на создание ракетно-космического
комплекса или КА;
объем финансирования на реализацию заказа;
уровень подготовки личного состава проектно-конструкторской
организации для решения конкретной поставленной задачи.
В качестве ограничений можно назвать большое число техничес-
ких факторов, которые должны быть выявлены на этапе анализа
поставленной задачи (например, значения характеристических
скоростей, необходимых для осуществления этапов полета, так как
они устанавливают определенное соотношение между массой КА и
запасом топлива при каждом маневре; многочисленные требования
к взаимному и относительному расположению приборов; эксплуата-
ционные требования и т.д.).
f 222
В условиях ограничения на массу важнейшим принципом построе-
ния конструктивно-компоновочной схемы и схемы функционирова-
ния является обеспечение минимума массы по этапам палета КА, что
обеспечивает минимум энергетических затрат в целом.
В настоящее время в практике проектирования КА широкое
распространение получили два типа принципиально различных
компоновочных схем:
моноблочная схема, при которой системы и агрегаты располагают-
ся в едином корпусе, часто состоящем из герметичных и негерметич-
ных отсеков, и снаружи на корпусе;
свободнонесущая схема, в которой агрегаты и системы, иногда
объединенные в блоки или контейнеры, располагаются россыпью на
несущей конструкции.
Выбор той или иной схемы определяется перечисленными выше
факторами, моноблочная схема применяется при необходимости
иметь гермоотсеки.
Свободнонесущая схёма характерна для космических платформ с
обслуживанием и автоматических КА, бортовая аппаратура которых
не требует размещения в гермоотсеках.
Свободнонесущая схема более прогрессивна, так как имеет мень-
шую относительную массу конструкции, технологична в сборке,
обслуживании, эксплуатации.
Типичную моноблочную компоновку имеет аппарат ”Ресурс-Ф2”
(см рис. 1.3). КА имеет в своем составе герметичный приборный
отсек 4 и СА 3. В процессе полета продольная ось аппарата направ-
лена по вектору скорости. Для размещения солнечных батарей и
элементов системы энергопитания впереди СА на отделяемой плат-
форме установлен навесной отсек 2, к которому крепится корректи-
рующий двигатель /. Тормозной пороховой двигатель 7 расположен
в нише приборного отсека. СА устанавливается на приборный отсек
с помощью переходной конической обечайки, на который устанавли-
ваются шар-баллоны со сжатым азотом 8 для газореактивных двига-
телей системы ориентации. Сами двигатели ориентации расположены
на нижнем конусе. Для возвращения СА на Землю осуществляется
торможение всего КА, после чего производится отделение навесного
отсека и разделение СА с приборным отсеком. Внутри приборного
отсека размещены две рамы с приборами. В СА размещен фотоком-
плекс и системы, обеспечивающие приземление и поиск СА.
На рис. 3.3 показана принципиальная схема КА, имеющего моноб-
лочную вертикальную конструктивно-компоновочную схему, т.е.
продольная ось КА в процессе полета направлена по нормали к
Земле. КА имеет в своем составе СА специальный, приборный и
агрегатный отсеки, солнечные батареи, двигательную установку.
93 о
J 4
7
Рис. 3.3. Общая компоновочная схема КА "ЭКО-НХ”:
1 — спецотсек, 2, 4 — солнечные батареи, 3 — управляющие двигатели, 5 — прибор
ный отсек, 6 — антенна, 7 — спецаппараты наблюдения (фотоаппараты)
Взаимное расположение отсеков определяется схемой полета н обес-
печением принципа минимума массы по этапам полета, необходи-
мостью разделения отсеков для обеспечения спуска СА, стремлением
сократить длины и массы электро- и гидромагистралей, наличием
элементов внешних установок, требующих вполне определенных
условий размещения, а также ограничениями зоны полезного груза
ракеты-носителя.
На рис 3.4 и 3.5 показаны варианты зарубежных КА со свободно-
несущей схемой. Ими могут быть как спутники, предназначенные
для разового запуска и использования, так и космические платформы
с многоразовым обслуживанием, долговременные орбитальные стан-
ции.
На рис. 3.4 показан КА со свободнонесущей горизонтальной
конструктивной схемой палета. Основу составляет силовая ферма 2,
на которой установлены радиатор системы терморегулирования 1,
полезная нагрузка 3, двигательный отсек 4 и система энергопитания
на базе солнечных батарей 5.
На рис. 3,5 показан общий вид КА, со свободнонесущей верти-
кальной конструктивной схемой.
Для монтажа полезной нагрузки используется ферма прямоуголь-
ного сечения 9, на которой располагаются антенна 1 для связи с
Землей через спутник-ретранслятор, двигательная установка 2,
радиатор системы терморегулирования 3, панели солнечных батарей
4, антенны 5, антенны радиолокатора бокового обзора 6 и 7, блоки
полезной нагрузки 8, отсек с обеспечивающими агрегатами 10,
всенаправленная антенна И. Свободнонесугцая схема обеспечивает
f 222
z
Рис. 3.4. Космический аппарат со Рис. 3.5. Космический аппарат со свобод-
свободнонесущей горизонтальной нонесущей вертикальной конструктивной
конструктивной схемой схемой
высокую технологичность сборки и обслуживания на орбите, поэтому
преимущественно используется в проектах орбитальных платформ.
В проектах КА со свободнонесущей схемой целесообразно использо-
вать аппаратуру, работоспособную в условиях космического про-
странства и не требующую гермоотсеков. Отвод тепла от приборов в
этом случае обеспечивается охлаждаемыми платами, тепловыми
трубами или излучением в пространство. В свободнонесущей схеме
требуется защита приборов оборудования БКС и арматуры от факто-
ров внешней среды. В варианте обслуживания блоки аппаратуры и
сменные отсеки крепятся к несущей ферме с помощью легкосъемных
узлов и соединяются легкостыкуемыми электрическими и гидравли-
ческими разъемами.
Возможно сочетание моноблочной и свободнонесущей схем.
Свободнонесущая схема облегчает задачу проектирования КА
адаптивно-модульной конструкции.
Определение массовых. центровочных, инерционных характерис-
тик КА и его отсеков. Одним из основных проектных параметров КА
являются его массовые, центровочные и инерционные характеристики
(МЦИХ). МЦИХ необходимы:
для расчетов динамики движения ракеты-носителя на активном
участке и динамики движения КА относительно центра масс;
для расчетов динамики разделения отсеков и отделения частей
КА;
для расчета нагрузок и прочности;
для разработки наземного оборудования;
для управления КА на орбитальном участке.
94 о
Исходными данными для расчета МЦИХ являются:
основные положения на проектирование КА (прототип, принятый,
за основу, заимствованные решения, отсеки, блоки, системы, а также
средства доставки полезного груза, срок активного существования и
т.д.);
конструктивно-компоновочные схемы, чертежи общих видов,
схемы членения изделия и его составных частей, содержащие общие
габаритные размеры, размерные цепи, установочные размеры навес-
ных элементов; базовую систему координат; принципиальные реше-
ния силовых элементов конструкции, узлов, механизмов; конструк-
тивные прорисовки стыков, узлов крепления основных агрегатов;
компоновочные прорисовки (чертежи, схемы) отсеков с указанием
координат, масс и инерционных характеристик приборов;
состав (комплектация) КА и его элементов на всех этапах эксплу-
атации;
схема и последовательность отстрела отделяемых элементов,
расхода рабочего тела в процессе функционирования изделия;
возможные положения подвижных элементов и сочетание положе-
ний этих элементов.
На начальном этапе — этапе ’’Технические предложения” — на
основании тактико-технических требований (ТТТ) с учетом опыта
проектирования предыдущих изделий, достижений отечественной и
зарубежной науки и техники, перспектив развития изделий данного
класса проводится предварительный анализ вариантов приборного
состава и конструктивно-компоновочных схем КА для выбора мини-
мальных массовых и инерционных характеристик. При этом учиты-
вается требуемый запас рабочего тела, требуемая надежность изделия
И Т.Д.
По результатам анализа формируются предварительные лимитные
массовые характеристики для систем, конструкции изделия и запра-
вок, предварительные центровочные и инерционные характеристики
КА, при этом учитывается, какие должны быть неучтенные массы и
резерв главного конструктора (РГК), обеспечивающие возможность
разработки КА на всех этапах без дефицита масс. Указанные харак-
теристики включаются в основные положения на разработку техни-
ческих предложений. При этом РГК предназначен для улучшения
тактико-технических характеристик изделий на всех этапах их
разработки, изготовления и эксплуатации, а неучтенные массы
являются резервом для возможного уточнения массы отдельных
систем и элементов конструкции по результатам их изготовления.
Лимитные массовые характеристики являются руководством при
разработке и выдаче технических заданий смежным предприятиям-
разработчикам систем на разработку технических предложений.
f 222
Y jX'f'X Рис’ 3-6' Частный случай конфигурации зоны центровок
s' t'>X КА
На этапе эскизного проекта на основе ре-
зультатов предыдущего этапа разработки про-
водится дополнительный анализ приборного
состава и конструктивно-компоновочных схем
КА и составляется лимитно-массовая сводка КА, определяются
инерционные и центровочные характеристики изделия с обосновани-
ем их выбора. Лимитно-массовая сводка является руководством при
корректировке ТЗ на системы, приборы, конструкцию и для опреде-
ления заправок КА. По результатам рабочей документации разраба-
тывается расчет масс, центров масс и моментов инерции с подробной
разбивкой по приборам, группам чертежей.
На положение центра масс КА и его отсеков накладываются
следующие ограничения:
1) со стороны ракеты-носителя для обеспечения устойчивого
полета в процессе выведения центр масс КА должен располагаться в
зоне, размеры и координаты которой регламентируются. Зона может
иметь различную форму. Как правило, она имеет форму цилиндра,
вытянутого вдоль продольной оси X длиной I и радиусом г, как пока-
зано на рис. 3.6;
2) в процессе орбитального полета для обеспечения устойчивости
КА при работе корректирующего и тормозного двигателя. На рис. 3.7
показан частный пример сечения зоны центровок КА плоскостью,
перпендикулярной оси КА. С учетом возможных погрешностей линия
вектора тяги не должна выходить за пределы зоны центровок КА;
3) в процессе ориентированного полета для обеспечения задан-
ной динамики движения КА относительно центра масс при работе
двигателей ориентации и снижения затрат на поддержание ориента-
ции;
4) для СА с целью обеспечения устойчиво-
® го полета в атмосфере и условий ввода пара-
шютной системы зона центровок может иметь
Я различную пространственную конфигурацию
7 (рис. 3.8);
5) для частей и отсеков КА, уводимых
системой аварийного спасения;
Рис. 3.7. Сечение зоны центровок:
I — ограничение по тормозному двигателю; II — ограни-
чение по режиму орбитального полета; III — ограниче-
ние со стороны ракеты-носителя g
Ряс. 3.8. Частный случай конфигурации зоны у
центровок СА
6) для отделяемых в процессе функци-
онирования отдельных отсеков и блоков
КА с целью обеспечения заданных кине-
матических параметров их движения по-
сле отделения.
Положение центров масс обеспечивает-
ся компоновкой КА и его отсеков с уче-
том перемещения переменных компонен-
тов (топливо, лента и т.д.), применением балансировочных элементов
КА, т.е. элементов КА, которые можно перемещать (блоки питания,
шар-баллоны и т.д.). Следует помнить, что балансировочные грузы
снижают массу полезной нагрузки и по возможности следует обхо-
диться без них.
Если известно положение центров масс элементов КА Xt, Yi? и
их масса то координаты центра масс КА или отсека КА определя-
ются по формулам:
хо
£
1=1
£
i-i
Окончательное определение положения центра масс и приведение
его в заданное положение проводится на балансировочных стендах.
Погрешность определения координат центра масс на стенде колеблет-
ся в пределах 1...10 мм.
Значения моментов инерции КА используются для расчетов
динамики движения ракеты-носителя на активном участке и дина-
мики движения КА относительно центра масс. Моменты инерции
отдельных частей КА необходимы для расчетов динамики разделения
отсеков и отделения частей КА, учета влияния панелей солнечных
батарей и антенн и других конструкций на динамические характе-
ристики КА в целом и т.д.
Момент инерции тела относительно какой-либо оси АА
АА = А40А0 + т1АА'
где J л л — собственный момент инерции относительно центральной
лп
л0л0
оси AqAq; — расстояние от центра масс тела до оси АА.
Рис 3-9. Схема для определения моментов инерции
п п
JAA = Ё <М0 + Ё т^лл-
t=1 i= 1
Если для тела с массой т известен момент инерции относитель-
но произвольной (не центральной) оси (или произвольного полюса)
и положение центра масс, то момент инерции этого тела J2 относи-
тельно любой оси, параллельной первой, или любого полюса можно
определить по формуле (рис. 3.9)
Л = Л + J/2 + z22
Центробежные моменты инерции тела в прямоугольной системе
координат OXYZ, полученной параллельным переносом центральной
системы OAqIqZq по направлению координатных осей, вычисляются
по формулам
= Лг0У0 + т^0*0’
JYZ - + т102(Й
Jzx ~ ^z^ +
Погрешность определения моментов инерции на стадии эскизного
проекта не превышает 20 %, а на стадии разработки рабочей доку-
ментации она может быть снижена до 15 %. Если предъявляют
особые требования к моментам инерции, например к центробежным
9 6 of
моментам инерции СА, имеющих остаточные угловые скорости после
раскрутки и торможения, то моменты инерции определяются на
балансировочных стендах. С помощью подвижных элементов и
балансировочных грузов на таких стендах центробежные моменты
инерции приводятся в заданные пределы.
Состав и назначение основных проектных чертежей зависит от
типа КА, особенностей его конструкции, компоновки, эксплуатации.
Примерный состав чертежей включает в себя:
теоретический чертеж (ТЧ) корпуса КА;
теоретический чертеж корпуса СА (если он имеется);
чертеж зоны полезного груза (ЗПГ);
схему расположения люков на головном обтекателе (если он
применяется);
схему расположения антенно-фидерных устройств, чувствитель-
ных элементов и оптических устройств, солнечных батарей;
схему расположения двигателей для управления движением
центра масс и относительно центра масс;
общий вид КА;
общую компоновочную схему КА;
компоновку отсеков КА;
схему технологического членения;
схему эксплуатационных разъемов;
схему монтажных и транспортировочных опор;
схему расположения гермоплат и прокладки основных кабельных
। расе.
Теоретический чертеж корпуса КА определяет геометрические
размеры корпуса КА, его отдельных отсеков, взаимное расположение
отсеков. На чертеже приводятся сечения сварных и разборных стыков
отсеков, рам. Чертеж запускается в производство одним из первых
и используется для подготовки производства. По нему определяются
диаметры и сечения поковок для шпангоутов, выбираются размеры
штампов днищ, размеры стапелей для сборки и сварки отсеков.
Поэтому все размеры на ТЧ даются по внутренней поверхности
оболочек отсеков в отличие от авиационных чертежей, где размеры
ча ТЧ даются по наружной поверхности. Чертеж выполняется ков-
арной линией, приводятся все необходимые размеры. На ТЧ дается
расположение относительно КА принятых осей координат X, Y, Z и
। члоскостей стабилизации.
Теоретический чертеж корпуса СА (ТЧ СА) определяет теорети-
ческий контур силового (металлического) корпуса СА, а также
। еоретический контур, распределение толщины и расположение слоев
различных материалов теплозащитного покрытия. ТЧ СА использует-
i я для подготовки производства корпусов СА, разработки стапелей
222
для сварки и сборки, выбора сварочного оборудования, проектирова-
ния штампов, матриц и автоклавов для нанесения теплозащитного
покрытия. На чертеже даются все необходимые размеры, определяю-
щие теоретические контуры металлического корпуса и теплозащитно-
го покрытия с учетом распределения их толщин. При этом для
металлического корпуса размеры даются по внутренней поверхности,
а для теплозащиты — по наружной. Теоретический чертеж СА ис-
пользуется при аэродинамических и тепловых расчетах. На ТЧ СА
показывают координатные оси СА (при его самостоятельном полете)
и плоскости стабилизации, а также приводится расположение и
конфигурация зоны центровок.
Зона полезного груза определяет конфигурацию объема, в кото-
ром должен размещаться КА с учетом эксплуатационных прогибов
и погрешностей изготовления. Она служит ограничением со стороны
ракеты-носителя и определяется либо свободным объемом под голов-
ным обтекателем, либо в случае его отсутствия аэродинамическими
и динамическими ограничениями в целом по ракете-носителю.
Между ГО и зоной полезного груза существуют гарантированные
зазоры, значения которых определяются эксплуатационными проги-
бами обтекателя, необходимостью безударного отделения створок
обтекателя, погрешностью изготовления обтекателя:
^Езаз ~ $экс + ^разд + ^изг + ^КА'
Гарантированный зазор имеет разнос значение по длине обтекате-
ля и для каждого г-го сечения определяется суммой величин, где г —
данное поперечное сечение по длине ГО; — суммарное значе-
ние зазора; 5гэкс — значение эксплуатационных прогибов в данном
сечении; 6гразд — зазор, необходимый для безударного разделения
створок обтекателя; — погрешность изготовления ГО в каждом
сечении; Дугд — погрешность изготовления КА.
На чертеже зоны полезного груза указывается привязка осей
координат и плоскостей стабилизации КА.
Схема расположения люков на головном обтекателе. На схеме
дано расположение люков для обслуживания КА и радиопрозрачных
вставок с целью обеспечения работы радиосредств на участке выведе-
ния (средства радиоконтроля орбиты, телеметрические системы,
радиосвязь).
Люки обслуживания предназначены для выполнения следующих
функций:
термостатирования КА (охлаждения или подогрева) на стартовой
позиции. Обычно используются четыре люка, расположенные попар-
но диаметрально-противоположно; два нижних — для подачи термос-
татирующего воздуха, два верхних для его выхлопа;
снятия и установки транспортировочных болтов, которыми допо-
лнительно крепится КА к переходнику PH и которые снимаются на
стартовой позиции;
подключения отрывного штепсельного разъема, служащего для
электрической связи стартовых проверочных пультов управления с
электрической схемой КА и связи с наземными источниками пита-
ния;
обеспечения доступа к люкам СА с целью посадки экипажа или
установки целевой аппаратуры;
предполетного обслуживания (например, протирки) оптических
устройств;
обслуживания бортовых систем КА (например, установки и снятия
автономных источников тока для предполетного обогрева или запит-
ки бортовой аппаратуры);
подключения гидроразъемов жидкостной системы обеспечения
теплового режима КА на стартовой позиции;
люки с радиопрозрачными вставками для обеспечения работы
антенн на активном участке. Закрытие люков осуществляется до
старта в расчетное время за исключением люка, который захлопыва-
ется автоматически при отделении отрывного штепсельного разъема.
На схеме люков дается привязка к осям координат и плоскостям
координации.
Схема расположения антенно-фидерных устройств и других
внешних элементов предназначена для взаимной увязки по размеще-
нию и обеспечению зон обзора (излучения, приема) антенн, чувстви-
гельных элементов (инфракрасной вертикали, солнечных и звездных
датчиков и тд.), оптических устройств (телескопов, фото- и киноап-
паратов, визирных устройств иллюминаторов и т.д.), солнечных
батарей.
На чертеже дается координатная привязка каждого элемента к
КА, указывается зона обзора, излучения, приема.
Для СБ дается зона их перемещения при перекладках. Особо
жесткие требования предъявляются к обеспечению зон обзора ин-
фракрасных вертикалей (ИКВ) звездных и других датчиков для
пространственной ориентации КА, зон излучения и приема антенн
командных радиолиний, зон обзора целевой оптической и другой
аппаратуры. На чертеже дается привязка к осям координат и плос-
костям стабилизации КА.
222
Схема расположения двигателей для управления центром масс
и относительно центра масс. На схеме дается расположение основ-
ных и дублирующих двигателей, служащих для управления относи-
тельно центра масс. Приводится положение центра масс КА для
характерных этапов полета, значения плеч управляющих реактивных
сил относительно центра масс. Обеспечиваются свободными зоны
выхлопа газов управляющих реактивных двигателей. На чертеже
дается схема установки маршевых реактивных двигателей с обеспече-
нием зон выхлопа газа и при необходимости с указанием на обеспе-
чение тепловой защиты элементов конструкции КА. Для СА при
наличии системы управления спуском (СУС) делается своя схема или
отдельный чертеж. На чертеже дается привязка к осям координат и
плоскостям стабилизации.
Общий вид КА. На общем виде показывается КА в сборе, в
состоянии полета, с открытыми антеннами, солнечными батареями
и другими внешними элементами. На чертеже приводятся три и
более проекций в масштабе, основные габаритные размеры КА в
состоянии полета, дается привязка к осям координат и плоскостям
стабилизации.
Компоновка отсеков представляет собой комплект чертежей, на
которых показано размещение приборов и агрегатов внутри каждого
отсека в масштабе с точностью, достаточной, чтобы по чертежу
можно было определить координаты н пространственное расположе-
ние любого элемента компоновки. Компоновка включает в себя
взаимную увязку приборов и агрегатов с обеспечением требований на
их установку, возможность обеспечения технологической сборки и
монтажа отсека, замену вышедших из строя на различных стадиях
эксплуатации приборов, обеспечение необходимых зон для подключе-
ния разъемов, прокладки кабельных трасс, зон обслуживания и
настройки аппаратуры. На чертеже обозначаются оси координат и
плоскости стабилизации.
Схема технологического членения. На схеме показывается разде-
ление КА на отсеки, отдельные панели и агрегаты, из которых
производится укрупненная агрегатная сборка КА. Правильно выбран-
ное технологическое членение является основой технологичности
изготовления и сборки КА, позволяет вести изготовление агрегатов
параллельно, расширяет фронт работ и сокращает сроки изготовления
КА в целом.
Схема технологических разъемов. На схеме показываются техно-
логические разъемы, которые используются на заводе-изготовителе
и на техническом комплексе для обслуживания бортовой аппаратуры
и замены вышедших из строя в процессе испытаЬий приборов. Техно-
логические разъемы обеспечивают доступ к аппаратуре и агрегатам,
98 of
расположенным внутри КА. В зависимости от конструктивной схемы
технологическая сборка КА может быть вертикальной или горизон-
тальной.
При вертикальной технологической сборке отсеки, в которые
необходим доступ, вскрываются, раздвигаются, в зазоры вставляются
технологические проставки.
При горизонтальной технологической схеме отсеки раздвигаются
на технологических подставках.
Чтобы не расстыковывать кабели (что повлечет дополнительные
электрические испытания) в местах технологических разъемов пре-
дусматривают кабельные петли на длину раскрытия отсеков. Часто
применяется схема технологического разъема с ’’разломом КА”, т.е.
поворотом отсека на 90° в специальном стенде. Разлом может быть
в вертикальной или горизонтальной плоскости, один или несколько.
Применение технологических разъемов с поворотом отсеков позволя-
ет уменьшить длину кабельных петель в районе технологического
стыка. Кроме того, один разлом образует два удобно обслуживаемых
разъема.
Схема монтажных и транспортировочных опор. Схема служит
основой для разработки монтажно-такелажного оборудования и
используется для расчетов на прочность.
На схеме показываются такелажные точки на КА и его отсеках,
даются координаты центров тяжести транспортируемых сборок,
необходимые для проектирования монтажно-такелажного оборудова-
ния. Приводятся схемы кантования отсеков и КА в процессе транспо-
ртировок и сборки.
Схема расположения гермоплат и прокладки основных кабель-
ных трасс. Схема используется при разработке конструкции корпусов
и компоновок отсеков, схемы технологических разъемов, выбора
конструкции и расположения отрывных гермоплат. На схеме показы-
ваются размещение и размеры гермоплат на отсеках и люков для
кабельных вводов, а также зоны прокладки основных кабельных
стволов.
Распределения масс, моментов инерции и жесткостей по длине
КА. Эти распределения используются для расчета нагрузок, дей-
ствующих на КА и его отсеки на различных этапах эксплуатации, а
также для динамических расчетов ракеты-носителя с КА, КА в
самостоятельном полете, расчета динамики колебаний выносных '
конструкций, например солнечных батарей.
222
3.3. БОРТОВАЯ АППАРАТУРА И АГРЕГАТЫ, ВЛИЯЮЩИЕ
НА ОБЩУЮ КОМПОНОВОЧНУЮ СХЕМУ
Ряд агрегатов и систем КА является принадлежностью не отсеков,
а общей компоновочной схемы и оказывает активное влияние на ее
формирование. В первую очередь это двигательные установки, со-
лнечные батареи, ядерные энергетические устройства, солнечные
концентраторы, крупные антенны, элементы системы терморегулиро-
вания, трассы бортовой кабельной сети (БКС) и отрывные гермопла-
ны, чувствительные элементы и приборы, требующие особых условий
размещения. Для КА узкоспециального назначения общая компоно-
вочная схема может целиком определяться крупногабаритной целе-
вой аппаратурой и ее приемными элементами.
Элементы системы терморегулирования. Снаружи КА устанав-
ливаются элементы систем терморегулирования, обеспечивающие
тепловой режим внутри КА и его отдельных внешних элементов. При
общей компоновке КА учитываются:
радиаторы бортовой системы терморегулирования;
радиаторы, использующиеся для отвода тепла от энергоемких
систем полезных нагрузок;
различного рода тепловые покрытия, обеспечивающие тепловой
режим КА, его отсеков и внешних устройств.
Для регулирования в заданных пределах температуры в отсеках
КА избыток тепла, выделяемого при работе приборов, сбрасывается
в космическое пространство с.помощью устанавливаемых снаружи
радиаторов. Конструктивно радиаторы состоят из радиационных
поверхностей и полостей, в которых циркулирует охлаждаемая жид-
кость. Варианты конструктивного исполнения радиаторов показаны
на рис. 3.10. Контур, где циркулирует охлаждающаяся жидкость,
образуется либо с помощью труб /, приваренных к радиационной
поверхности 2, либо сваркой двух листов 3, или ’’раздуванием”
заготовки в специальной оснастке 4.
Радиаторы могут выполняться в виде отдельных плоских панелей,
закрепленных на наружной поверхности КА. Их типовое расположе-
ние показано на рис. 3.4 и 3.5. В этом варианте требования к их
установке заключаются в том, чтобы излучающие поверхности
1 2 J 4
Рис. 3.10. Варианты конструкции радиаторов СТР:
1 — трубка; 2 — радиационная поверхность; 3 — сварка двух листов; 4 — "раздува-
ние" материала в специальной оснастке
9 9 of
Рис. 3.11. Схема расположения внешних элементов СТР на КА:
1 — ориентируемый радиатор СТР; 2 — стационарный радиатор СТР; 3 — ЭВТИ
радиаторов минимально нагревались солнечными лучами и не нагре-
вали собственным излучением солнечные батареи и другие элементы
КА. На КА типа НИКА радиатор СТР размещается вокруг агрегатно-
го отсека, как показано на рис. 3.11. Излучающие поверхности
радиаторов имеют специальные покрытия, обеспечивающие заданное
расчетное значение оптических коэффициентов. Обычно интеграль-
ный коэффициент отражения А = 0,2...0,3, коэффициент поглощения
в = 0,9.
Другим конструктивным элементом обеспечения теплового режи-
ма, устанавливаемым снаружи КА, является тепловое покрытие.
Чаще всего применяется экранно-вакуумная изоляция. Конструктив-
ная схема экранно-вакуумной изоляции показана на рис. 3.12. ЭВТИ
Рис. 3.12. Конструктивная схема экранно-
вакуумной изоляции:
/, 3 — слои термостойкой ткани; 2 — синте-
тическая пленка
222
состоит из расчетного числа слоев тонкой синтетической пленки 2.
На поверхности пленки с обеих сторон нанесено зеркальное алюми-
ниевое покрытие, хорошо отражающее тепловые потоки. На пленке
методом горячей прокатки образованы выступы, предотвращающие
касание между собой слоев. Пленка перфорирована отверстиями для
стравливания воздуха из зазоров между слоями в процессе выведения
КА на орбиту (иначе ЭВТИ может раздуться под давлением остаточ-
ного воздуха и разрушиться). В космическом вакууме конвекционное
и лучистое перетекание тепла через ЭВТИ невелико и может регули-
роваться числом слоев (обычно 20...50). С наружной и внутренней
сторон пакет ЭВТИ для прочности обшит тканью, наружный слой 7,
как правило, выполняется из термостойкой ткани (диапазон темпера-
тур может быть ±150 °C), внутренний слой 3 изготавливается из
обычной ткани. В зависимости от схемы построения системы терморе-
гулирования КА покрывается ЭВТИ полностью или частично. Кон-
структивно ЭВТИ выполняется в виде отдельных матов, которые
крепятся к элементам КА с помощью шнуровки. Конструктивная
схема ЭВТИ должна учитывать разделение КА на отсеки в процессе
полета. В этих местах соединения ЭВТИ должны быть легкоразъем-
ными. ЭВТИ устанавливается обычно на заключительном этапе
сборки КА.
При разработке общей компоновочной схемы КА, выборе числа,
назначения и взаимного расположения отсеков необходимо уделить
внимание схеме прокладки бортовой кабельной сети и гидромагмстра-
лей. При этом определяется число и расположение электрогермоплат
и гидроразъемных соединений неподвижных (например, на прибор-
ных отсеках), а также расположение отрывных гермоплат и кабель-
мачт для отделяющихся отсеков, например для СА. Должны быть
учтены зоны отхода отрывных гермоплат при их отстреле во время
разделения отсеков.
Современные КА имеют большое число электрогидрокоммуника-
ций. Поэтому на этапе разработки общей схемы необходимо оценить
размеры гермоплат особенно для приборных отсеков.
На рис. 3.13 показана схема прокладки основных электрогидрома-
гистралей. Выбор рациональной схемы прокладки кабельных и гидро-
магистралей является залогом технологичности сборки и испытаний
как всего КА, так и его отсеков в отдельности.
Энергетические установки. В качестве источников электроэнергии
на КА могут быть использованы: химические источники, топливные
элементы, генераторы с приводом от тепловой машины, солнечные
батареи, солнечные концентраторы, изотопные генераторы, ядерные
реакторы. Значительное влияние на общую компоновочную схему
100 о
Рис. 3.13. Схема прокладки электрогидромагистрадей КА:
1 — отстреливаемая гермоплата СА, 2 — кабельный жгут; 3 — гермоплата приборного
отсека4 — электроплата агрегатного отсека
оказывают ядерные реакторы, изотопные генераторы, солнечные
батареи.
Ядерные энергетические установки (ЯЭУ) осуществляют преобра-
зование тепловой энергии, выделяющейся в ядерном реакторе, в
электрическую. В системах энергопитания КА в ЯЭУ могут использо-
ваться как статические термоэлектрические преобразователи или
термоэмиссионные, так и динамические преобразователи с электро-
машинным генератором.
Для мощности 5...25 кВт рационально применение ЯЭУ с
термоэлектрическими преобразователями, до 200 кВт с динами-
ческими преобразователями, свыше 500 кВт с термоэмиссионны-
ми преобразователями. Удельная масса ЯЭУ в зависимости от
уровня мощности, типа преобразователя и массы требуемой
радиационной защиты может изменяться от 2...5 до 100...
200 г/Вт.
Энергетические установки на базе ядерных реакторов имеют ряд
особенностей.
1. Высокая интенсивность ионизирующего излучения во время
работы реактора и после его останова. До запуска в работу новый
реактор относительно безопасен. Выведение на орбиту незапущенного
реактора не представляет больших трудностей.
2. Необходимость наличия радиатора для сброса тепла из актив-
ной зоны. Площадь радиатора зависит от его мощности и может быть
достаточно большой.
3. После завершения эксплуатации реактор как источник радиоак-
тивного заражения должен быть обезопасен. Существуют три воз-
можных пути; захоронение в космическом пространстве; выведение
на высокую орбиту, время существования на которой превышает
f 222
Рис. 3.14. Компоновочная <хема КА с ядерным реактором:
1 — ядерный реактор; 2 — теневая защита; 3 — радиатор; 4 — система захоронения;
5 -КА
время распада радиоактивных элементов; захоронение на Земле,
например в океане, при этом, должно гарантироваться отсутствие
загрязнения окружающей среды.
4. Применение теневой защиты КА от излучения с целью эко-
номии затрат масс на полную защиту.
На рис. 3.14 показана схема компоновки реактора с теневой
защитой на КА.
Ядерный реактор 1 вынесен на некоторое расстояние L от КА 5.
При заданном поперечном размере КА D значение L влияет на угол
теневой защиты а3 и массу теневой защиты 2. Для уменьшения
затрат на массу защиты расстояние L необходимо выбирать макси-
мально возможным при заданных ограничениях. Для сброса тепла
служит радиатор 3, который в ряде случаев целесообразно совместить
с силовой конструкцией. Реактор после окончания работы может
захораниваться на высоких орбитах.
Другими источниками энергии на ядерном топливе являются
изотопные генераторы, использующие долгоживущие изотопы, напри-
мер полоний-210, цезий-144, кюрий-242 и другие с периодом полу-
распада от одного года до десятков лет. Выбор изотопа определяется
требованиями к радиационной защите: для а-излучателей типа
полония-210, плутония-238, кюрия-242 требуется значительно более... о
Рис. 3.15. Схема изотопного генератора:
1 — топливный блок, 2 — ампула с изотопом; 3 — преобразователь; 4 — наружный
радиатор
легкая защита, чем для р-излучателей типа кобальт-60, стронций-90
и др. Срок службы изотопного генератора зависит от периода полу-
распада изотопа. Схема изотопного генератора показана на рис. 3.15.
В топливный бак 1 из тугоплавкого материала помещены ампулы с
изотопом 2, теплота от топливного блока к преобразователям 3
передается излучением или вследствие теплопроводности. Отвод
тепла осуществляется излучением с наружного радиатора 4, к кото-
рому крепятся холодные стороны преобразователей. В изотопных
генераторах используются термоэлектрические преобразователи на
основе высоколегированных полупроводниковых соединений кремния,
германия, сульфида кадмия, теллурида свинца и т.д. Температура на
поверхности теплового блока может составлять 1100...1000 °C при
температуре на ампулах с изотопом 1300...1400 °C. Температура на
наружной поверхности радиатора 400...600 °C. Удельная масса изо-
топных генераторов с термоэлектрическими преобразователями в
зависимости ст КПД преобразователей, типа изотопа и массы радиа-
ционной защиты составляет 0,3...2 кг/Вт и может быть снижена
путем применения термоэмиссионных преобразователей в 1,5...2 раза.
Применение изотопных генераторов наиболее рационально при
электрических мощностях от единиц до нескольких сотен ватт (до
1 кВт) и сроке службы от нескольких месяцев до нескольких лет.
Основные особенности размещения изотопных генераторов на КА:
f 222
наличие ионизирующего излучения и необходимость защиты от
него КА;
необходимость сброса тепла с наружной поверхности изотопных
генераторов с момента его снаряжения на ТК и СК;
применение теневой защиты с целью экономии массы.
На рис. 3.16 показаны возможные рациональные варианты разме-
щения изотопных генераторов на КА. На рис. 3.16, а показан вари-
ант с размещением изотопного генератора 1 и теневой защиты 2 над
обтекателем 4. Генератор имеет теневую защиту 2, обеспечивающую
границу зоны защищенности 6 и крепится к КА 5 при помощи фермы
3. На рис. 3.16, б показан вариант размещения двух генераторов 5 за
пределами головного обтекателя на выносных кронштейнах 3. Тене-
вая защита 4 обеспечивает границу тени 2 для защиты жизненно
важных отсеков КА. Как уже говорилось, с момента снаряжения
генератора топливным блоком требуется охлаждение его наружной
Рис. 3.16. Варианты размещения изотопных генераторов на КА;
а — вариант с размещением изотопного генератора и теневой защиты над обтекателем:
1 — изотопный генератор; 2 — теневая защита, 3 — ферма; 4 — обтекатель; 5 — КА;
б — граница зоны защищенности; б — вариант размещения двух генераторов за
пределами головного обтекателя на выносных кронштейнах; 1 — КА; 2 — гранила зоны
защищенности; 3 — выносные кронштейны; 4 — теневая защита; 5 — изотопный
поверхности, чтобы не вывести из строя преобразователи. С учетом
технологии подготовки КА, согласно которой генераторы ставятся на
стартовой позиции, охлаждение может быть обеспечено: на стартовой
позиции — обдувом вентиляторами; в период выведения — аэродина-
мическим обдувом, на орбите — излучением в пространстве.
Изотопные генераторы могут использоваться в качестве источни-
ков электроэнергии на КА с меньшими техническими трудностями
по сравнению с реакторными установками. Для захоронения отрабо-
танных генераторов можно использовать два пути: первый — вывод
на орбиту, время существования на которой равно времени полного
распада изотопа, второй — изготовление достаточно прочного топлив-
ного блока, чтобы при ударе о Землю он не разрушался и можно
было бы возвращать его на Землю торможением в расчетное место с
последующим поиском и обезвреживанием.
Солнечные батареи (СБ) получили в настоящее время наиболь-
шее распространение в качестве источника электроэнергии. Они
представляют собой большое число последовательно-параллельно
соединенных фотоэлектрических преобразователей (ФЭП). Такое
соединение обеспечивает необходимые напряжение и силу тока.
Обычно ФЭП скрепляют внахлест, что одновременно обеспечивает
их последовательное электрическое соединение. ЭД С отдельного
ФЭП не зависит от его площади и равна 0,50...0,55 В.
Ток солнечной батареи зависит от условия освещенности и дости-
гает максимума при перпендикулярном падении солнечных лучей на
поверхность батареи. Средний КПД современной батареи 8... 12 %,
что соответствует 140 Вт на 1м2 площади при расстоянии ст Солнца
около 150 млн км. С ростом температуры (свыше 25 °C) происходит
уменьшение КПД СБ путем снижения напряжения ФЭП. Рабочая
температура колеблется, как правило, в пределах от —30 до 70 °C и
обеспечивается специальными покрытиями на тыльной стороне
батареи. Для эффективной работы СБ необходима их ориентация на
Солнце с погрешностью не более 10... 15°. Ориентация на Солнце
может быть осуществлена:
закруткой вокруг оси, направленной на Солнце;
одноосной ориентацией СБ с помощью механического привода;
двуосной ориентацией СБ с помощью привода;
выводом КА на солнечно-синхронную орбиту.
Некоторые КА могут работать в режиме периодической ориента-
ции на Солнце для подзарядки буферной батареи, а в остальное
нремя выполнять целевую задачу.
Элементы СБ, собранные в генераторы на нужное напряжение
(обычно для КА 27 + ! В), закрепляются либо на корпусе КА, либо на
£222
специальных панелях. Панели могут быть ориентированные либо
неподвижные. Масса 1 м2 СБ составляет 7... 10 кг, из них 40 %
приходится непосредственно на массу ФЭП. Отношение полезной
площади ФЭП к конструктивной площади панели составляет
0,90...0,98, потери площади определяются технологическими зазора-
ми между генераторами.
Разрабатываются облегченные конструкции гибких панелей СБ на
основе пленочных ФЭП, свернутых в рулон (рулонные батареи).
Солнечные батареи обеспечивают электропитание бортовой аппарату-
ры обычно совместно с аккумуляторной батареей.
При размещении СБ на КА необходимо учитывать следующие
основные требования: должна обеспечиваться максимальная освещен-
ность СБ и минимальное их затенение элементами конструкции при
различных положениях КА относительно Солнца за время полета.
Чтобы снять характеристики затенения, изготавливают масштабные
модели КА, которые устанавливают в заданные положения относи-
тельно Солнца или его имитатора и определяют площади затенения.
Для ИСЗ общими рекомендациями могут быть:
установка панелей ’’сверху” (относительно Земли), как показано
на рис. 3.17, а и б;
выбор той или иной схемы расположения СБ относительно КА в
значительной степени определяется укладкой панелей на КА в зоне
полезного груза под головным обтекателем при выведении КА на
орбиту;
для низкоорбитальных КА схема расположения СБ должна разра-
батываться с учетом ограничений на аэродинамические моменты,
действующие на КА и его аэродинамическое торможение. Компоно-
вочная схема должна обеспечивать аэродинамическую устойчивость
Рис. 3.17. Варианты установки солнечных батарей на КА:
а — для горизонтальной схемы полета, б — для вертикальной схемы полета, в, г — для
горизонтальной схемы, обеспечивают несколько худшие условия освещенности, б, е —
для горизонтальной схемы полета, могут быть рекомендованы для неподвижных
панелей 10 3 о
KA и малые расходы рабочего тела на компенсацию аэродинамичес-
ких моментов. Для данного случая могут быть рекомендованы схемы
установки СБ (рис. 3.17, в, г) при одноосной ориентации на Солнце
вокруг оси, параллельной направлению палета. Варианты ”е” и ”3”
чаще применяются для неориентированных СБ;
конструкция СБ и установка их на КА должна быть такой, чтобы
обеспечивалась в требуемых пределах динамическая устойчивость
КА. Присоединение к КА панелей СБ, имеющих относительно не-
большую жесткость, может привести при маневрах относительно
центра масс к возникновению упругих колебаний, мешающих управ-
лению КА.
В качестве направлений улучшения динамических характеристик
КА с СБ могут быть рекомендованы: повышение жесткости системы
панель СБ — привод — кронштейн, установки или введение полужес-
ткого крепления.
Для специализированных КА, например, осуществляющих произ-
водство материалов на орбите, при относительно малой массе КА
требуются большие площади СБ, и их конструкция является опреде-
ляющей при выборе общей компоновочной схемы КА. Общий вид
такого специализированного КА показан для примера на рис. 3.18.
Космический аппарат 1 снабжен энергоблоком 2, в котором могут
располагаться буферные батареи для накопления энергии и автомати-
ка. Солнечные батареи 3 представляют собой сложный агрегат, в
основном определяющий общую компоновочную схему КА. Мощность
энергосистемы на базе солнечных батарей определяется их площадью
и может составлять десятки и сотни киловатт. Продолжительность
работы СБ зависит от воздействия радиационного излучения, пони-
жающего фотоЭДС ФЭП; метеорной эрозии, ухудшающей оптичес-
IllllllllhllHllllllllllllllllllllllllllllllll M1IIIIIIIIIIIIIIIIIIIIIIIIIIIIIIIII1IIIIIHIIIIII
lllllllilllllllllllllllllllllllllllllllllllllll jsjlllllllllllllllllllllllllllllllllllllllllllllll
|1111111111111Ш111111111111Н111г||,,‘...Mi".................‘iiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiii
I
i‘nc. 3.18. Компоновочная схема KA с системой энергопитания большой мощности:
1 — КА; 2 — энергоблок; 3 — солнечные батареи
f 222
кие коэффициенты на его поверхности, и термических ударов, явля-
ющихся следствием глубокого охлаждения СБ на затененных и
нагрева на освещенных участках полета, которые разрушают элек-
трические коммуникации и узлы крепления ФЭП.
Конструкция СБ. Применяющиеся в настоящее время СБ по
конструкции можно разделить на два типа:
1) неподвижно устанавливаемые на корпус (обычно генераторы,
собранные из ФЭП, в этом случае приклеиваются к корпусу или
другим конструктивным элементам КА);
2) СБ, раскрывающиеся автоматически по команде системы
управления КА.
Раскрывающиеся автоматически СБ изготавливаются из отдель-
ных створок, как правило, прямоугольной формы. Каждая створка
(рис 3.19) представляет собой рамку прямоугольной формы 1, сва-
ренную из профилей 2, на которую натянуто сетчатое стеклополотно
из стеклоткани 3 К стеклополотну путем подгибания проволочных
крючков крепятся генераторы напряжения из ФЭП. Стеклополотно
пришивается к бульбе профиля 2 Створки крепятся между собой с
помощью двух шарниров типа "ухо—вилка” 4. В конструкции шарни-
ров предусмотрена защелка 12 с пружиной 11, которая при раскры-
тии створок СБ входит в зацепление со штифтом 13 и обеспечивает
жесткое соединение створок между собой в раскрытом положении.
Раскрытие створок осуществляется с помощью торсионного механиз-
ма 5. Конструкция шарнирного соединения с защелкой и креплением
торсиона 14 показана на рис. 3 19 (узел 1). Механизм взведения
торсиона 16 показан на том же рисунке (узел 2). Торсион располо-
жен внутри трубы с направляющими втулками 15. Заданное положе-
ние батареи относительно КА обеспечивается пружинным механиз-
мом раскрытия и отвода батареи 6. Батарея имеет фланец 7 для
крепления либо неподвижно к корпусу КА, либо к приводу с мото-
ром-редуктором 8 для управления по продольной оси СБ и мотором-
редуктором 9 для управления относительно поперечной оси.
Схема укладки СБ на КА и схема их зачековки в стартовом поло-
жении может быть различной и определяется свободными зонами и
общей компоновочной схемой КА. Укладка и раскрытие панелей СБ
могут быть выполнены по схеме ’’гармошка” (рис. 3.20). Такая схема
применена на КА ”Ресурс-Ф2”. Зачековка панелей может осущес-
твляться с помощью стяжных лент 2, которые перерезаются по
команде задублированными для надежности пирорезками 3. В данной
схеме раскрытие батарей производится торсионными механизмами.
Скорость раскрытия такой батареи ограничивается нагрузками на
конструкцию, возникающими при фиксации панелей в раскрытом
104 о
Рис. 3.19. Конструкция солнечных батарей:
1 — створки СБ, 2 — профиль, 3 — сетчатое стеклополотно, 4 — шарниры, 5 —
торсионный механизм, 6 — пружинный механизм, 7 — фланец, 8 — привод I, 9 —
привод II, 10 — кронштейн, 11 — пружина, 12 — защелка, 13 — штифт, 14 — торси-
он, 15 — направляющая втулка, 76 — механизм взведения торсиона
состоянии с помощью упоров и защелок и регулируется степенью
взведения торсионов.
В некоторых конструкциях для раскрытия панелей крупногабарит-
ных СБ применяются электрические приводы, устанавливаемые на
каждой створке. Такая механическая схема Позволяет достаточно
точно регулировать скорости и порядок раскрытия створок и, следо-
вательно, нагрузки при фиксации батареи.
Для расчета нагрузок, действующих на СБ) типовыми случаями
являются:
f 222
Рис. 3.20. Схема зачековки солнечных батарей:
1 — пакет панелей солнечных батарей, 2 — стяжные
ленты, 3 — пирорезаки
участок выведения КА на орбиту;
раскрытие и фиксация створок СБ;
участок орбитального полета с раскры-
тием СБ при включении двигательных
установок, маневров КА относительно цен-
тра масс;
для низкоорбитальных КА случай поте-
ри управляемости и раскрутки КА относи-
тельно центра масс аэродинамическими моментами сил.
Двигательные установки, используемые для коррекции парамет-
ров о.рбиты, оказывают наибольшее влияние на общую компоновоч-
ную схему. Установка двигателя, как правило, производится по
продольной оси и занимает один из торцов КА. Использование много-
камерных двигателей усложняет компоновку двигателя, систему
подачи топлива и систему управления в момент работы двигателя.
Двигательную 'установку стремятся расположить таким образом,
чтобы линия действия тяги проходила через центр масс и момент,
возникающий при работе двигателя, не превышал управляющего
момента системы управления:
< ^СУтах’
где Л — тяга двигателя; — расстояние между линией действия тяги
и центром масс КА; Afcy max — максимальное значение управляю-
щего момента системы управления. Управляющие моменты создаются
двигателями малой тяги (рис. 3.21).
На КА НИКА используется корректирующая двигательная уста-
новка, совмещенная с малыми двигателями (МЖРД) для управления
относительно центра масс КА, которые работают на двухкомпонен-
тном самовоспламеняющемся топливе из общих баков. Тогда
Рис. 3.21. Схема размещения коррек-
тирующего и управляющих двигате-
лей i о 5
где I — плечо действия тяги управляющего двигателя Яу относительно
центра масс КА.
При компоновке двигательной установки необходимо учитывать
тепловое и загрязняющее воздействие факела на близкорасположен-
ные элементы КА. Практически продукты сгорания распространяются
в зоне 2тс от среза сопла.
При пусках и остановах двигателя в пространство выбрасываются
частицы несгоревшего топлива, которые вместе с продуктами сгора-
ния могут загрязнить оптические устройства и изменить оптические
коэффициенты на терморегулирующих поверхностях. В зависимости
от потребного количества топлива размеры и число баков могут быть
разные.
Учитывая разнообразие задач, ставящихся перед различными КА,
целесообразно разрабатывать ряд унифицированных двигателей,
имеющих одинаковые посадочные места на разное количество топли-
ва.
На КА двигательные установки размещаются в специальных
агрегатных отсеках, обеспечивающих требуемый тепловой режим
хранения двигателя и топлива.
Командно-вычислительное устройство рекомендуется располагать
в приборных отсеках вблизи от КРЛ и приборов СТКРП с целью
снижения длин соединительных кабелей.
Ориентировочные, статистические, объемно-массовые характерис-
тики КВУ имеют следующие значения:
Ркву ~ текву = 0,0187,
^кву — ^КВУ >
ще Ркву = ------; ^кву "-------* Ркву — средняя объемная плот-
^КВУ ^КА
ность приборов КВУ; т^у — масса КВУ; — объем КВУ;
— масса КА.
Если КВУ участвует в управлении спуском, то размещается в СА.
Командная радиолиния помещается в приборных отсеках, имеет
ориентировочные объемно-массовые характеристики:
Pgpjt = 0,7...0,8; ^крл = 0,0160.
Антенно-фидерные устройства (АФУ) КРЛ располагается таким
образом, чтобы обеспечивалась устойчивая связь с Землей независи-
мо от ориентации КА в пространстве. Наиболее распространена схема
с двумя АФУ, каждая из которых имеет диаграмму направленности
примерно 180... 183°, попадание элементов конструкции в зону диаг-
f 222
раммы направленности не допускается. Данное требование приводит
к трудностям совмещения АФУ с другими внешними установками.
Длина волноводов от АФУ до приборов КРЛ лимитируется, поэтому
АФУ стремятся установить снаружи ПО.
Система управления движением относительно центра масс
предназначена для управления движением КА относительно центра
масс и обеспечивает решение следующих задач:
орбитальную ориентацию при полете вокруг Земли;
ориентацию на Солнце или звезды;
ориентацию по вектору скорости при наличии ионизированной
среды;
осуществление различного рода программах разворотов;
стабилизацию КА при выдаче разгонного или тормозного импульса
бортовой двигательной установкой.
Основные технические характеристики СУД включают в себя:
точность ориентации относительно выбранных осей (угловые
градусы, минуты);
точность стабилизации (угловые скорости по осям стабилизации).
В состав СУД входят приборы, устанавливаемые снаружи. Это
датчики Земли, Солнца, звездные датчики, инфракрасные вертикали
и приборы, устанавливаемые внутри КА.
Примерные объемно-массовые характеристики СУД для орбиталь-
ной ориентации с использованием датчиков угловых скоростей имеют
значения рСУд = 0,7...0,8; тСуд ~ 0,0154.
Примерные объемно-массовые характеристики СУД для орби-
тальной ориентации с использованием ИКВ и гироорбитанта имеют
значения рсуд « 0,7...0,8; «суд s О»О27.
Инфракрасная вертикаль устанавливается снаружи КА со стороны
Земли. Особенностью является обеспечение зоны обзора до 170°
(рис. 3.22) в зависимости от высоты полета. Попадание в зону обзора
элементов конструкции не допус-
кается.
Тепловой режим ИКВ должен
обеспечиваться либо перетекани-
ем тепла от корпуса КА через
фланец кронштейна крепления
ИКВ, либо специальным конту-
ром СТР.
Рис. 3.22. Примерные габаритные разме-
Зони обзора ры и зона обзора инфракрасной вертя-
(до По°) кали
106 о
Должна быть обеспечена угловая точность и стабильность установ-
ки гироприборов относительно ИКВ и плоскостей стабилизации (от
нескольких угловых минут до десятков минут). Практически это
означает необходимость крепления указанных приборов к одному
жесткому элементу конструкции, например к корпусу ПО, ИКВ
снаружи, и гироприборы должны крепиться с внутренней стороны.
Гирокомплекс рекомендуется устанавливать возможно ближе к
центру масс КА.
Требования к другим чувствительным элементам аналогичны,
требуется обеспечить зоны обзора и точность установки относительно
плоскостей стабилизации КА или относительно гироприборов.
Установка чувствительных элементов на КА должна производить-
ся со стороны наблюдаемых ими объектов: Земли, Солнца, звезд и
т.д.
Система исполнительных органов. Для создания управляющих
моментов относительно центра масс могут применяться:
реактивные двигатели малой тяги, работающие на запасах сжатого
газа азота или пропана, на продуктах разложения перекиси водорода,
двухкомпонентном самовоспламеняющемся топливе. Тяга таких
двигателей может составлять ст долей и единиц до десятков ньюто-
нов. Для обеспечения кратковременных режимов стабилизации могут
использоваться пороховые двигатели;
электрореактивные, плазменные и ионные двигатели на КА,
имеющие мощную энергетическую установку (например, на основе
ядерного реактора);
маховичные системы.
Для управления относительно трех осей обычно используют
комплект из восьми реактивных двигателей, как показано на
рис. 3.23.
Для обеспечения надежности двигатели дублируют, тогда ком-
плект составляет 16 двигателей. Часто на КА устанавливают двигате-
I
I
ли малой тяги (от единиц
до десятков ньютонов) для
обеспечения точных и эко-
номичных режимов и двига-
тели большой тяги (до со-
тен ньютонов) для обеспе-
Рис. 3.23. Схема расположения
реактивных двигателей для управ-
ления относительно центра масс: х
1, 2 — по тангажу, 3, 4 — по рыс-
канию, 5.6 — по крену
f 222
Рис. 3.24. Упрощенная пневмосхема даигагелей ориентации, работающих на сжатом
газе:
1 — двигатели основного коллектора; 2 — клапан, 3 — редуктор; 4 — баллон со
сжатым газом; 5, 6 — редуктор и клапан резервной системы; 7 — резервные двигатели
чения стабилизации КА в момент работы корректирующего двигателя
или для совершения ускоренных разворотов. При этом комплект
может составлять 24 двигателя. При применении в качестве рабочего
тела запасов сжатого газа обычно используют азот или пропан.
МЖРД для ориентации относительно центра масс обычно входят
в состав корректирующей двигательной установки и питаются топли-
вом из ее баков, что позволяет уменьшить массу двигательных
установок на КА в целом.
На рис. 3.24 показана упрощенная пневмосхема системы исполни-
тельных органов, работающих на сжатом газе. Достоинством такой
схемы является простота и отсутствие загрязнения окружающей КА
среды. К недостаткам следует отнести ограниченное время работы,
I ?
Рис. 3.25. Упрощенная пневмопщросхема системы исполнительных органов, работа-
ющих на двухкомпонентном самовоспламеняющемся топливе:
1 — основной коллектор с МЖРД, 2 — дублирующий коллектор С МЖРД; 3 — бак
окислителя, 4 — бак горючего; 5 — редукторы, 6 — клапаны; 7 — баллоны наддува 107 о
Рис. 3.26. Схема размещения МЖРД на совмещенной двигательной установке:
1 — бак горючего; 2 — бак окислителя; 3 — камера сгорания корректирующего
двигателя; 4 — тангажные МЖРД; 5 — МЖРД канала рыскания, 6 — МЖРД канала
крена
определяемое запасами рабочего тела. Систему на сжатом газе целе-
сообразно применять при ограниченном сроке существования КА
(10...30 сут).
На рис. 3.25 показана пневмогидросхема системы исполнительных
органов, работающих на двухкомпонентном топливе. Как было уже
сказано, с целью экономии массы в качестве топливных блоков
целесообразно использовать баки корректирующей двигательной
установки. Подобные системы применяются при непрерывной работе
при сроках активного существования ст нескольких суток до несколь-
ких месяцев. К недостаткам системы на МЖРД следует отнести
некоторое загрязнение среды, окружающей КА. Управляющие двига-
тели работают, как правило, в дискретном режиме.
На рис. 3.26 показан 1-й вариант размещения МЖРД на совме-
щенной двигательной установке. На рис. 3.27 показан 2-й вариант
размещения МЖРД по каналам тангажа и рыскания, который имеет
то достоинство, что зоны факелов МЖРД разме-
щаются в зоне факела корректирующей двига-
тельной установки, что позволяет лучше исполь-
зовать свободное пространство вокруг КА. На
рис. 3.28 показана схема размещения двигателей,
используемых при причаливании и стыковке КА
и предназначенных для перемещения центра масс
по трем осям.
Рис. 3.27. Вариант размещения МЖРД по каналам тангажа
и рыскания
f 222
Рис. 3.28. Схема размещения двигателей, предназначенных для перемещения цегпра
масс:
Л 2 — двигатели для перемещения вдоль оси X, 3 — двигатели для Перемещения вдоль
оси У, 4 — двигатели для перемещения вдоль оси Z, 5 — зона расположения центра
масс КА
Особенность компоновки двигателей 3 и 4 заключается в том, что
линия действия их тяги должна проходить через центр масс КА или
по возможности ближе к нему. Точность установки управляющих
двигателей относительно плоскостей стабилизации линейная (±1 мм),
угловая (5... 10').
Пневмосистемы и системы на МЖРД при больших сроках непре-
рывной работы проигрывают в массе и надежности по сравнению с
маховичными системами ориентации. Выбор оптимального по массе
варианта должен производиться в каждом конкретном случае с
учетом срока существования, моментов инерции динамических
характеристик и программы работы СИО.
При размещении агрегатов СИО целесообразно придерживаться
следующих рекомендаций:
1) обеспечение заданных величин управляющих моментов Му
может быть достигнуто изменением либо значения реактивной тяги
двигателя Л, либо плеча действия силы Z.
Для экономии затрат рабочего тела управляющие двигатели
необходимо размещать на максимальном расстоянии от центра масс
КА. На некоторых КА с этой целью реактивные управляющие сопла
устанавливаются на откидных штангах, удлиняющих плечо действия
реактивной силы. Увеличение плеча действия реактивной силы часто
используется для улучшения динамических характеристик КА, в
частности параметров стабилизации и снижения микроперегрузок,
что важно при решении задач по космической технологии;
2) установка двигателей должна обеспечивать свободные зоны для
истечения реактивных струй. В идеальном случае это зона с телес-
ным углом 180°. В зависимости от характеристик двигателей зона
может быть уменьшена до телесного угла 90°. Попадание элементов
конструкции в зоны реактивных струй нежелательно, так как ведет; 8 о
Рис. 3.29. Принципиальная схема
системы ориентации, состоящая из трех
одностепенных гироскопов А, В, С
к снижению управляющих мо-
ментов, появлению нерасчетных
сил и к необходимости специ-
альной защиты конструктивных
элементов от действия реактив-
ных струй.
Для создания управляющих
моментов при большом сроке
существования КА (от одного-
двух месяцев до нескольких
лет) применяются гироскопичес-
кие силовые стабилизаторы
(ГСС), представляющие собой осесимметричные роторы (гироскопы),
приводимые во вращение электромоторами. ГСС бывают одностепен-
ные, двухстепенные и трехстепенные. На рис. 3.29 показана принци-
пиальная схема системы ориентации, состоящая из одностепенных
гироскопов.
Оси маховиков параллельны осям КА, изменение кинетического
момента Гу приводит к вращению корпуса КА вокруг оси X в проти-
воположном направлении. При этом момент, приложенный к корпусу
КА, будет равен и противоположен по знаку моменту, приложенному
к ротору маховика. Развиваемый управляющий момент Мх
МХ =
где Гу — изменение кинетического момента маховика; q> — угол
поворота гироузла.
К недостаткам ГСС следует отнести их неспособность к длитель-
ному противодействию внешним моментам сил (например, аэродина-
мическим). При этом происходит ’’насыщение” гироскопов и для
с броса накопленного кинетического момента необходимо системати-
<ески использовать реактивные двигатели.
При размещении ГСС следует учитывать, что ГСС создают управ-
ляющие моменты сил и их можно размещать в любом удобном месте
возможно ближе к центру масс.
Ориентировочные массовые соотношения. Для системы на
(жатом газе отношение массы газа к массе баллонов т6алл
'"газ = тгаз^тбалл 3 для сферических баллонов из титана с
। ютом при давлении (39...49) 10б Па.
f 222
Примерный суточный расход газа 5 кг/сут для КА массой от 4 д о
10 т в режиме постоянной орбитальной ориентации. Относительная
масса арматуры znap я 0,007.
Для системы с микроЖРД отношение массы комплекта из
16 МЖРД с арматурой к массе КА
т = —Жрд_______= 0,0095.
тКА
Суточный ориентировочный расход в режиме непрерывной орби-
тальной ориентации составляет: топливо = 3,5 кг/сут, азот наддува
= 0,133 кг/сут; = 5...8 т.
Бортовое синхронизирующее устройство (БСУ) предназначено
для формирования и выдачи потребителям высокостабильных синхро-
низирующих импульсов.
Относительная нестабильность генераторов частоты от 10—8 до
10-13 в сутки. Уход бортовых шкал времени КА контролируется с
Земли средствами наземного комплекса управления и при необходи-
мости корректируется по радиолинии управления.
Примерные объемно-массовые характеристики имеют значения:
р = 0,8; m = 0,0027.
Система трансляции команд и распределения питания предна-
значена для распределения питания по потребителям и для управле-
ния приборами и агрегатами, потребляющими большие токи, напри-
мер, электромоторами, электромагнитами, пироустройствами и т.д.
Приборы СТКРП преобразуют слаботочные управляющие команды
от системы управления в сильноточные с помощью дистанционных
переключателей релейного типа.
Ориентировочные объемно-массовые характеристики имеют значе-
ния р = 0,6; т = 0,019.
Как правило, приборы СТКРП размещаются во всех отсеках КА
в непосредственной близости ст потребителей питания. Это позволяет
уменьшить массу силовых кабелей. Обычно до 60 % массы приборов
сосредоточивается в приборных отсеках.
Система обеспечения теплового режима (СОТР) предназначается
для поддержания теплового режима в процессе полета КА внутри
герметичных и негерметичных отсеков, на наружных элементах КА,
создания особо стабильных температурных режимов для целевой
аппаратуры.
В состав СОТР входят:
средства активного регулирования теплообмена и переноса тепла
(охлаждающие жидкости, насосы для их перекачки, теплообменники,
109 о
жидкостно-жидкостные и газожидкостные охлаждаемые платы,
вентиляторы, компенсаторы температурного расширения охлаждаю-
щей жидкости, фильтры, датчики температуры, заправочные и
сливные клапаны, тепловые трубы, автоматика управления);
средства пассивного терморегулирования, которые обеспечивают
теплообмен излучением и теплопроводностью. Регулирование тепло-
вых потоков осуществляется с помощью теплорегулирующих покры-
тий, имеющих заданные оптические коэффициенты, а также с по-
мощью тепловых покрытий и тепловодов.
Поддержание заданного теплового режима обеспечивается органи-
зацией теплообмена внутри КА между его элементами и теплообмена
с внешней окружающей средой. Обеспечение теплового режима КА
и его отдельных элементов осуществляется на всех этапах полета КА,
причем на каждом этапе может быть своя схема и средства, обуслов-
ленные особенностями, присущими данному этапу. Можно выделить
следующие крупные этапы обеспечения температурного режима КА
и его отсеков:
транспортировки КА с ТК на СК;
подготовительные работы на СК;
космический полет;
при возвращении на Землю защита от аэродинамического нагрева
в процессе прохождения плотных слоев атмосферы;
обеспечение теплового режима СА после приземления или привод-
нения.
В период транспортировки с ТК на СК для поддержания заданной
температуры элементов КА при изменении температуры окружающей
среды от —40 до 50 °C используются средства термостатирования. В
качестве простейшего средства термостатирования используются
термочехлы, которые крепятся снаружи на головном обтекателе. Тер-
мочехол имеет многослойную конструкцию. Между слоями ткани
помещается теплоизоляционный материал, толщина и изоляционые
характеристики которого определяются требованиями к термочехлу.
Термочехлы бывают пассивные — термоизолирующие или активные
с электрическим подогревом с помощью электронагревательных
элементов. В некоторых конструкциях термочехлов предусматрива-
ются каналы для циркуляции горячего или холодного воздуха в
зависимости от того, предназначен ли чехол для защиты от переох-
лаждения или от перегрева. Термостатирующие чехлы могут иметь
мягкую или полужесгкую конструкцию (рис. 3.30). Термочехлы при-
меняются, если время транспортировки с ТК на СК невелико и
тепловой режим КА не выходит за заданные пределы при известной
температуре окружающей среды. При неблагоприятных температурах
окружающей среды используются подвижные термостатирующие
f 222
Рис. 3.30. Схема термостатировання КА
воздушной системой обеспечения теплового
режима под головным обтекателем ракеты-
носителя
агрегаты, смонтированные на базе
железнодорожных платформ, кото-
рые во время транспортировки пода-
ют подогретый или охлажденный
воздух прц головной обтекатель КА.
Во время подготовительных ра-
бот на СК после установки PH с КА
в стартовое устройство термостати-
рование КА может осуществляться
от двух наземных систем:
1) воздушной системы обеспече-
ния теплового режима (ВСОТР) под
головным обтекателем;
2) жидкостной системы обеспече-
ния теплового режима (ЖСОТР).
ВСОТР подает подогретый или
охлажденный воздух по гибким
рукавам, проложенным в стартовом
устройстве, к двум нижним люкам
на головном обтекателе. Выход от-
работанного воздуха осуществляется
через два верхних люка. Схема
термостатирования КА показана на
рис. 3.30.
ЖСОТР подает на жидкостно-
жидкостный теплообменник
(ЖЖТ), расположенный на КА,
охлаждающую жидкость. Таким образом, если на СК включена СТР
и циркулирует теплоноситель, тепло изнутри отсеков КА будет
отводиться через ЖЖТ в наземную систему ЖСОТР. ЖЖТ в этом
случае как бы заменяет наружный радиатор СТР, который на СК
закрыт обтекателем и неэффективен.
Практически все поверхности КА являются радиационными и
участвуют в теплообмене. Только одни предназначены для пассивно-
го, нерегулярного теплообмена, а другие — для активного, регулируе-
мого (например, радиаторы СТР).
Радиационные покрытия получают различными способами: напы-
лением на поверхности КА красок и керамических покрытий, гальва-
нической обработкой. Широкое конструктивное применение нашло
полирование металлических поверхностей, оклейка неметаллических
деталей полированной алюминиевой фольгой, покрытие окрашенны-
ми тканями.
При отсутствии фазовых изменений в структуре покрытий спек-
тральные характеристики мало меняются при изменении температу-
ры поверхности в широком диапазоне.
В практике нашли применение следующие способы регулирования
температуры поверхности:
изменение ориентации поверхности в пространстве относительно
падающего теплового потока;
применение подвижных экранов-жалюзи;
создание специальных радиационных поверхностей, изолирован-
ных от корпуса КА, при этом внешний теплообмен регулируется
вследствие изменения тепловых связей между радиационной повер-
хностью и внутренними объемами. Практически это осуществляется
регулированием расхода теплоносителя через контур радиационной
поверхности;
экранирование поверхности тепловым экраном. Стремление
увеличить число защитных экранов привело к созданию экранно-
вакуумной теплоизоляции, которая представляет собой пакет тепло-
вых экранов, удаленных друг от друга прокладками из стекловуали,
стеклосетки или множественными выпуклостями на поверхности
экранов. Массовые затраты на ЭВТИ в вакууме в 5... 10 раз меньше,
чем у пористых изоляционных материалов;
применение испарительных систем, использующих теплоту фазо-
вых превращений веществ для поглощения энергии, выделяющейся
в КА. В качестве рабочего тела обычно используют воду, имеющую
максимальную скрытую теплоту испарения.
3.4. ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ОТНОСИТЕЛЬНЫХ МАССОВЫХ
ПОКАЗАТЕЛЕЙ
При проектировании КА для оценки его массовых составляющих
широко используются относительные массовые показатели типа
где mt — масса прибора, агрегата, системы или отсека КА; —
масса КА.
При известном ограничении на максимальную стартовую массу
Шкд, используя относительные массовые показатели, можно оценить
f 222
затраты на конструкцию, отдельные системы, агрегаты КА, а также
массу полезного груза. Значения относительных массовых показате-
лей определяются на основе обработки статистических материалов по
реальным конструкциям, приборам и агрегатам КА. Опытные разра-
ботчики, как правило, ведут статистику и располагают относительны-
ми массовыми показателями по узкому классу интересующих их КА
с учетом технологических ограничений, располагаемой производ-
ственной базы, поэтому в литературе у разных авторов можно встре-
тить несколько отличающиеся друг от друга значения mi для одина-
ковых систем и агрегатов. Это отличие может отражать также раз-
личное функциональное содержание одинаковых по назначению
систем. Данное обстоятельство необходимо учитывать и выбирать
значения показателей в зависимости от особенностей конкретного
КА.
Безразмерный вид массовых показателей позволяет пользоваться
ими в определенном диапазоне стартовых масс при допустимой
погрешности расчетов. Расширение диапазона стартовых масс приво-
дит к росту погрешности.
Если значение является ограничением на максимальную
стартовую массу КА и определяется возможностями ракеты-носителя,
то суммарное значение масс приборов, агрегатов, конструкции,
полезной нагрузки и других элементов КА должно быть равно значе-
нию
п
mKA = Е (ЗЛ)
i=l
где п — число массовых элементов КА, или в безразмерном виде
п т-
£^ = 1;
i = l mKA
Абсолютное значение массы любого элемента
mi ’ wka™,-
Уравнение (3.1), записанное В самом общем виде, называют
уравнением существования КА в безразмерных массовых показате-
лях, так как, если
111 о
ц
£ > 1>
i-1
КА не будет выведен ракетой-носителем на заданную орбиту.
Число массовых элементов п в уравнении (3.1) может быть раз-
лично в зависимости от степени приближения решаемой задачи. При
определении основных массовых составляющих удобно массы разде-
лить на две группы и представить уравнение существования в виде
п
+ = 1.
i = l
где гйп н — относительная масса полезной нагрузки.
я
Если принять, что £ т г- = гп0 с — массе обеспечивающих систем,
i-i
агрегатов и конструкции, то при известных тп к и то с масса КА
т0 с — определяется из статистических данных для каждого харак-
терного типа КА.
В качестве примера рассмотрим статистические безразмерные
массовые показатели и уравнения существования двух типов КА
фотонаблюдения: ”Ресурс-Ф2” (см. рис. 1.9) и ’’Кубань”. КА ’’Ку-
бань” в отличие от КА ”Ресурс-Ф2” имеет отдельный агрегатный
отсек.
Уравнение существования по отсекам для данных КА имеет вид
"’СА + "’ПО + "’НО + "’АО + "’сб = 1 ’
где wCA, йгпо, "но- "’ао соответственно безразмерные показате-
ли отсеков СА, ПО, НО, АО; тс6 — масса элементов общей
сборки.
Численные значения уравнения существования КА ”Ресурс-Ф2’’
и ’’Кубань” по отсекам приведены в табл. 3.1.
f 222
Таблица 31
Значения относительных массовых показателей для КА в целом
Тип КА «СА «по «*о «но СБ «КА
"Ресурс-Ф2” 0,4021 0,4744 — 0,1035 0,0200 1
"Кубань" 0,4565 0,1835 0,2504 0,0565 0,0531 1
При оценке составляющих масс отсеков удобно пользоваться
безразмерными массовыми показателями, отнесенными к полной
массе данного отсека.
В табл. 3.2 приведены численные значения массовых показателей
для СА.
Таблица 32
Значения относительных массовых показателей для спускаемых аппаратов
СА - СА г -СА '"тзп -СА ^КпКсгр -СА тБКС -СА тБА
”Ресурс-Ф2” "Кубань” Примечай за, - о- ная масса ко -| СА Л1БА — ffTMOCl чальная полез 0.39Ю0 0,3981 не В таблице гносительная нструкции, й ттельная масс ная масса СА 0,2290 0,1432 обозначено т масса теплоза! СА БКС — ОТНОСИ а бортовой ап 0,1579 0,1519 СА rtr — относите ДИТНОГО ПОКр! тельная масса наратуры, 0,0228 0,0326 льная масса п [ТИЯ, бортовой ка - mt/ Mr,,, тд 0,2003 0,2742 олезного гру- - относитель- эельной сети, е — на-
В табл. 3.3 приведены численные значения массовых показателей
для приборных отсеков.
Таблица 33
Значения относительных массовых показателей для приборных отсеков (ПО)
ПО -по "‘коястр -ПО Юрям -по "*БКС — по тБА «по
КА ”Ресурс-Ф2” КА "Кубань" Примечание -по ции, тра1 — отнс гельпая масса Б “ т/mno- wno — 0,2074 0,2565 В таблице об кительная м <С, й™ - масса полно 0,0360 0,0710 означено mJ icca рам для относительна стъю снаряж 0,1024 0,1934 [О - ОТНОСИ установки а я масса БА, енного прибо 0,6542 &.5791 ггельная масса тларатуры, m размещаемой рного отсека 1 1 конструк- по жс — относи- в ПО, mt -
112 о
Относительные массовые показатели для агрегатного отсека КА
’’Кубань” имеют следующие значения; = 0,1241, =
= 0,8759, ще — масса конструкции; — масса агрегатов,
расположенных в АО; тйг = mA0 — масса АО, полностью
снаряженного и заправленного компонентами топлива.
В табл. 3.4 приведены массовые показатели полезного груза и
конструкции для КА ”Ресурс-Ф2” и ’’Кубань” в целом.
Таблица 34
Значения относительных массовых показателей полезного груза и
конструкции для КА в целом
КА Й„г ^ГОНСТр “ьл ’"кл
"Ресурс-Ф2” 0,1568 0,3078 0,5354 1
’’Кубань” 0,1817 0,2578 0,5605 1
В табл. 3.5 и 3.6 представлены полные уравнения существования
двух рассматриваемых КА наблюдения.
Таблица 35
Уравнение существования КА "Ресурс-Ф2”
Системы, агрегаты, конструкция “г
Система управления движением 0,0352
Командно-вычислительное устройство 0,0067
Бортовая аппаратура радиоуправления 0,0176
Система трансляции команд и распределения питания 0,0151
Система энергопитания 0,0886
Автономные источники тока 0,0165
Система терморегулирования 0,0092
Наземная система охлаждения 0,0014
Бортовое синхронизирующее устройство 0,0013
Система телеметрического контроля 0,0118
Автоматика системы приземления 0,0046
Парашютная система 0,0238
Система ликвидации информации 0,0103
Система исполнительных органов 0,0398
Корректирующая двигательная установка (незаправленная! 0,0222
f 222
Системы, агрегаты, конструкция
Пороховая тормозная двигательная установка (снаряженная) 0,0641
Целевая аппаратура 0,1110
Научная и экспериментальная аппаратура 0,0125
Экспериментальная регистрирующая аппаратура 0,0065
Бортовая кабельная сеть, АФУ 0,0732
Конструкция:
СА 0,2279
приборный отсек 0,1116
навесной отсек 0,0275
Заправка топливом корректирующей двигательной установки 0,0373
Заправка газом системы исполнительных органов 0,0149
Заправка отсеков газом 0,0024
Заправка теплоносителем системы терморегулирования 0,0024
Азот наддува баков 0,0016
Поправка на силу гидростатического выталкивания 0,0030
КА в целом 1,0000
Т а б л иц а 3.6
Уравнение существования КА ’’Кубань"
Системы, агрегаты, конструкция
Система управления движением 0,0165
БЦВМ 0,0128
Командно-измерительная система 0,0165
Система трансляции команд и распределения питания 0,0165
Система энергопитания 0,0867
Система обеспечения теплового режима 0,0125
Бортовое синхронизирующее устройство 0,0025
Система измерений 0,0171
Автоматика системы приземления СА 0,0044
Парашютно-реактивная система СА 0,0221
Система измерений малых высот СА 0,0047
Средства обнаружения СП 0,0017
Автономные источники тока 0,0065
Система ликвидации информации 0,0094
113 о
Системы, агрегаты, конструкция
Комплексная двигательная установка (незаправленная) 0,0574
Целевая аппаратура 0,1723
Бортовая кабельная сеть, ЛФУ 0,0736
Конструкция:
агрегатный отсек 0,0312
приборный отсек 0,0287
СА 0,2548
навесной отсек 0,0162
Заправка топливом комплексной двигательной установки 0,1325
Газы наддува баков 0,0009
Воздух заправки отсеков 0,0018
Поправка на силу гидростатического выталкивания 0,0007
КА в целом 1,0000
Приведенные уравнения существования и безразмерные массовые
показатели могут быть рекомендованы для оценочных расчетов при
проектировании КА указанного класса с учетом следующих основных
ограничений:
1. 4000 кг < <12 000 кг.
2. Срок активного существования до 120...250 сут.
За пределами ограничений погрешность расчетов возрастает.
Дополнительно в составе конструкции могут учитываться балан-
сировочные грузы для СА, резерв массы. Поправка на силу гидроста-
тического выталкивания (на Земле КА легче на массу вытесняемого
им воздуха) определяется по формуле
тк.в = Рв^КА>
где р_ — плотность воздуха на уровне океана; Vvi. — суммарный
объем КА.
f 222
ГЛАВА 4
ПРОЕКТИРОВАНИЕ ОТСЕКОВ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
4.1. СПУСКАЕМЫЕ АППАРАТЫ
Спускаемый аппарат — это часть КА, предназначенная для разме-
щения полезной нагрузки, создания условий нормального ее функци-
онирования и доставки на Землю.
Спускаемый аппарат сочетает в себе функции отсека КА и в то же
время самостоятельного атмосферного летательного аппарата.
При возвращении на Землю необходимо обеспечить торможение,
посадку и тепловой режим внутри СА. Способы спуска и приземле-
ния выбираются в зависимости от аэродинамического качества СА.
Спускаемые аппараты, имеющие малое аэродинамическое качество,
осуществляют спуск в атмосфере и приземление с использованием
парашютов, двигателей мягкой посадки; СА с достаточно высоким
аэродинамическим качеством могут совершать горизонтальную посад-
ку.
Особый тип СА составляют спускаемые капсулы, предназначенные
для доставки на Землю полезной нагрузки малой массы и объема,
например фото- и кинопленки.
Спускаемый аппарат и капсулы могут иметь различную форму,
(рис. 4.1).
Особенностью сферической формы является максимальный внут-
ренний объем при минимальной внешней поверхности. Центр давле-
ния сферы находится в ее геометрическом центре. Для обеспечения
устойчивости СА и спускаемых капсул при спуске необходимо смес-
тить центр масс на 4...6 % длины радиуса в направлении лобового
теплозащитного покрытия, от центра сферы для сферического СА,
что достигается компоновкой.
Коническая форма СА обеспечивает размещение полезной нагруз-
ки, имеющей большую длину, например фотоаппаратуры без излома
оптической оси.
Траектории спуска выбирают с учетом возможностей, создаваемых
характеристиками СА, в пределах ограничений по перегрузкам и
тепловым режимам, а также требований самой траектории спуска / о
!• ис. 4.1. Формы спускаемых аппаратов:
I/ — сферическая (КА "Фотон”, ’’Ресурс"), б — сферическая с гаргротом (КА НИКА),
< — коническая ЭКО—НХ, г — сферическая капсула, д — клиновидная капсула
(заданный маневр, точность посадки). Указанные ограничения влия-
ют на характеристики СА и программы управления его движением.
Возможност формирования траекторий зависят от выбора аэроди-
намического качества и баллистического параметра, а управление
шижением — от их изменения в полете.
В автоматических КА применяется баллистический спуск без
использования подъемных сил, без управления по дальности и с
большим разбросом точек посадки.
Общая компоновочная схема СА, конструкция корпуса. Компо-
новка СА решает задачу рационального размещения возвращаемой
на Землю аппаратуры, основных систем и агрегатов, обеспечивая при
>гом заданную центровку. Системы и агрегаты СА следует распола-
гать с учетом требований к размещению и взаимовлиянию. Зазоры
между приборами должны быть минимальными для обеспечения
высокой плотности компоновки, но достаточными для обеспечения
циркуляции воздуха в СА. Это же следует учитывать при прокладке
। юртовой кабельной сети. По возможности надо избегать образования
। руднодоступных почти замкнутых объемов, в которых могут возни-
। ать невентилируемые зоны. На рис. 4.2 показана общая компоно-
вочная схема СА КА ”Ресурс-Ф2”.
Корпус парашютного контейнера и его крышка располагаются
<>1 носительно набегающего потока таким образом, чтобы обеспечить
i ловия ввода парашютной системы.
В донной части СА выполняют отверстия для сообщения внутрен-
него объема с окружающей средой: отверстия клапана сброса давле-
ния, отверстия заборников бароблока, обеспечивающего выполнение
। о манды на отстрел крышки парашютного люка при достижении СА
шределенной высоты спуска.
Силовая оболочка корпуса СА (рис. 4.3) изготавливается из
। пдриваемых алюминиевых сплавов. В зависимости от формы СА
чфера, конус) элементы оболочки штампуются и свариваются между
Рис. 4.2. Общая компоновочная
схема С А КА "Ресурс-Ф2”:
1 — прибор КР 091; 2 — корпус СА;
3 — блок аппаратов МК-4; 4 — ГЖА
(газожидкостный агрегат); 5 — при-
бор КПП; 6 — блок барореле; 7 —
прибор 17М111; 5 — вентилятор; 9 —
прибор РК-10; 10 — устройство
ЗЛ 17*84; 11 - ПС; 12... 14 — блоки
питания
собой болтовым соединением.
Усиливающий оболочку сило-
вой набор (стрингера, короб-
чатые шпангоуты, кронштей-
ны и др.) приваривается к
оболочке точечной сваркой и
используется для крепления
приборов, агрегатов, кабель-
ной сети и полезной нагруз-1
ки.
В оболочке имеются технологические люки, которые использу-,
ются для монтажа приборов, арматуры, кабелей, и люк для монта-
жа парашютной системы. Этот люк закрывается отделяемой крыш-
кой.
В оболочку СА вварены фланцы под иллюминаторы, антенны, для
такелажных точек и крепления агрегатов снаружи СА.
После сварки корпуса плоскости люков подвергаются точной,
обработке, на них протачиваются канавки под гермоуплотне-,
ния.
а) 6} 4)
Рис. 4.3. Схема технологического членения конструкции корпуса СА КА "Ре-
сурс-Ф2”:
а — оболочка; б — силовой каркас; в — силовое днище; 1 — силовые шпангоуты; 2 —
силовой шпангоут люка № 1; 3 — силовой шпангоут люка парашютного контейнер#
(люк № 2); 4 — фланцы крепления системы разделения; 5 — силовой шпангоут люка
№ 3 115 о
Посде проведения гидравлических испытаний на прочность,
пневмовакуумных испытаний на герметичность корпус СА поступает
в цех для нанесения наружного теплозащитного покрытия.
Конструкция теплозащиты СА. На наружную поверхность сило-
вого корпуса СА наносится теплозащитное покрытие, предохраняю-
щее его от аэродинамического нагрева при спуске СА в плотных
слоях атмосферы.
Внутренняя поверхность обклеивается теплоизоляцией, которая
сохраняет тепло при полете КА на орбите в дежурном режиме и
препятствует перетеканию тепла с металлической оболочки корпуса
внутрь СА при спуске и после приземления.
Наружное покрытие — это аблирующий материал, газовые компо-
ненты которого вводятся в пограничный слой, что способствует
активному отводу тепла от корпуса СА (рис. 4.4).
Аблирующие материалы, выполненные на основе асбоволокна,
стекловолокна и кварцевого волокна с пропиткой фенолформальде-
гидной смолой, вполне хорошо удовлетворяют требованиям по отводу
тепла от корпуса СА.
Плотность наружного теплоза-
щитного покрытия зависит от
давления прессования. Чем выше
давление, тем выше плотность.
Вакуумное прессование или прес-
сование в автоклаве применяется
для больших размеров корпусов,
мелкие детали изготавливаются
при помощи пресса.
Чтобы снизить массу тепло-
|дщиты, часть толщины аблиру-
ющего покрытия заменяется
। сплои зонирующим материалом
(ТИМ), плотность которого зна-
ние. 4.4. СА конусной формы:
I -- корпус с тепловой защитой; 2 —
очковая ТЗП; 3 — стык ТЗП в ’’замок"; 4
отделяемый лобовой щит; 5 — внутрен-
|»я теплоизоляция; 6 — ТИМ; 7 — боко-
иое аблирующее покрытие; 8 — пирозамок
। деления лобового щита; 9 — нижний
иловой шпангоут; 10 — нижняя сфери-
II окая обечайка; 11 — заполнитель зазора
к жду днищем и лобовым щитом; 12 —
гчклосоты лобового щита; 13 — аблирую-
||<| с покрытие лобового щита
f 222
чительно меньше и который имеет теплофизические характеристики,
обеспечивающие заданную температуру на корпусе СА. ТИМ обычно
устанавливается в донных частях СА и капсул.
Теплозащитный материал на основе пеношамотов, композитных
материалов из кварцевого, стекло-, карбидно-кремниевого волокна
со связующим материалом надежно защищает корпус СА от нагрева
при спуске. В СА конусной формы на лобовом щите в качестве ТИМ
применяются стеклосоты с наполнением перечисленными материала-
ми, что придает ТИМ прочность на сжатие.
ТИМ в виде пятиугольников приклеивается к корпусу сферичес-
ких СА клеями на резиновой основе. После этого приклеивается
наружное покрытие путем отверждения смол, пропитывающих полот-
на аблирующего материала.
Теплозащитное покрытие выполняется переменной толщины для
снижения массы ТЗП с учетом распределения тепловых потоков.
Для уменьшения перетекания тепла через щели в стыках сбороч-
ных единиц соединения ТЗП (люки, панели) выполняются ”в за-
мок”.
’’Замки” щелей крышек люков, узлов сборок ТЗП, которые в
процессе спуска не отделяются, дополнительно герметизируются
герметиками типа ’’Виксинт”.
Внутренняя теплоизоляция СА из пенополиуритана или пороплас-
та приклеивается к внутренней поверхности корпуса СА клеями на
резиновой основе. Толщина слоя внутренней теплоизоляции выбира-
ется на основе тепловых расчетов.
Системы и агрегаты спускаемого аппарата. Типовой состав
систем и агрегатов СА включает в себя:
систему приземления;
комплекс средств для обнаружения и поиска СА;
систему охлаждения при приземлении;
средства эвакуации;
контейнер для размещения парашютной системы;
системы отделения крышек СА;
автономные химические источники тока;
систему обеспечения плавучести;
элементы системы терморегулирования;
элементы системы управления;
элементы системы телеметрического контроля.
Система приземления СА предназначена для обеспечения;
сохранения в целостности полезной нагрузки, содержащейся в СА;
возможности обнаружения СА после посадки;
116 о
извлечения полезной нагрузки из СА на месте приземления.
Кроме этих основных задач к системе приземления некоторых КА
предъявляются требования по обеспечению условий приземления,
позволяющих производить повторное применение конструкции СА и
отдельных приборов и агрегатов после проведения необходимых
ремонтных и проверочных работ.
Выполнение перечисленных требований определяется:
уровнем нагружения СА при приземлении;
уровнем температуры и влажности внутри СА до момента извле-
чения полезной нагрузки из СА;
наличием на СА достаточного объема бортового поискового обеспе-
чения;
наличием на СА средств обеспечения эвакуации СА на место, в
котором может быть произведено извлечение полезной информации
(в случае посадки на воду или в другое неудобное для этой операции
место).
Уровень нагружения СА при приземлении определяется скоростью
СА в момент соприкосновения с Землей (далее по тексту — с подсти-
1ающей поверхностью) и условными прочностными характеристика-
ми подстилающей поверхности.
Результирующая скорость СА определяется горизонтальной со-
(. тавляющей скорости движения СА, равной скорости приземного
воздушного потока (далее по тексту — скоростью ветра) над подсти-
ыющей поверхностью, и вертикальной составляющей скорости СА
в момент контакта СА с подстилающей поверхностью (далее по
। сксту — в момент Н = 0).
Статистическими данными по скорости ветра над территорией
< граны располагает Центральная аэрологическая обсерватория
НДАО). Кроме того, существует достаточно большое число работ, в
। оторых исследованы опытным путем и обобщены характеристики
ветров в привязке к определенным территориям, в том числе сущес-
। вует статистика по ветрам на полигонах посадки СА. В соответствии
i этой статистикой предельные значения установившейся скорости
><егра над территорией посадки СА подчиняются закону Релея с
математическим ожиданием М = 6,04 м/с.
На уровне проектных проработок существуют предложения по
методам ориентации СА в потоке ветра и способы гашения горизон-
1 1льной составляющей скорости СА на момент Н = 0 путем создания
носа СА в потоке ветра в направлении, противоположном направ-
кикю ветра, со скоростью, равной скорости ветра. Однако практи-
к ского воплощения эти предложения не получили из-за значитель-
н)и конструктивной сложности задачи.
f 222
При этом необходимо отметить практическую возможность путем
выбора даты и времени в течение суток посадки СА свести к нулю
горизонтальную составляющую скорости СА на момент Я = 0. Так,
по данным ЦАО, посадка в утренние часы, за 2...3 ч до восхода
Солнца, при отсутствии температурных фронтов на расстоянии до
50 км от места посадки обеспечит практически нулевую горизонталь-
ную составляющую скорости СА в момент Я = 0. Воспользоваться
этой рекомендацией можно только для уникальных единичных КА.
Участок приземления принято отсчитывать от момента ввода в
действие активных средств торможения СА и до момента достижения
Я = 0. К моменту начала участка приземления заканчивается учас-
ток входа СА в плотные слои атмосферы, на котором происходит
торможение до скорости V= 200...270 м/с (внутри диапазона значе-
ние скорости зависит от формы и массы СА). С момента начала
участка приземления до момента Н = 0 вертикальная составляющая
скорости гасится до величины 4.„15 м/с (внутри диапазона значение
скорости зависит от вида и числа активных средств, применяемых
для гашения скорости).
Условная прочность грунта подстилающей поверхности лежит в
диапазоне от 1,4 до 2,2- 10й ПА в зависимости от типа грунта. При
этом величина 2,2- 106 Па характеризует твердый суглинок. При
расчете нагружения СА для случая посадки на воду используется
методика, основанная на учете присоединенной массы воды. При всех
прочих равных условиях уровень нагружения СА при приземлении
на твердый суглинок в 4„.5 раз выше уровня нагружения СА при
приводнении (посадки на воду).
Состав системы приземления. Система приземления включает в
себя следующие системы, агрегаты и конструктивные сборки:
автоматику системы приземления;
контейнер для размещения активных средств гашения скорости
(далее по тексту — парашютный контейнер);
устройство ввода в действие активных средств гашения скорости;
активные средства гашения скорости (далее по тексту — парашют-
ные (ПС) или парашютно-реактивные системы (ПРС);
бортовое поисковое обеспечение С А;
систему терморегулирования СА;
систему наземного охлаждения СА.
Автоматика системы приземления предназначена для выдачи
команд:
на отделение крышки парашютного контейнера с одновременным
вводом в действие ПС (ПРС);
на срабатывание систем и узлов, обеспечивающих циклограмму
работы ПС (ПРС) и бортового поискового обеспечения.
Контейнер для размещения ПС (ПРС) обеспечивает крепление
(швартовку) ПС (ПРС) к СА, связь ПС (ПРС) — СА в процессе
работы ПС (ПРС), а также климатические условия, на которые
рассчитаны ПС (ПРС).
Устройство ввода в действие ПС (ПРС) предназначено для отделе-
ния крышки парашютного контейнера и придания ей кинетической
энергии, достаточной для ввода в действие ПС (ПРС).
Активные средства гашения скорости СА, На существующих СА
в качестве активных средств гашения скорости СА применяются
парашютные или парашютно-реактивные системы (в зависимости от
назначения системы приземления по уровню нагружения СА в мо-
мент Н = 0). Экономическая и техническая целесообразность приме-
нения парашютных систем для спуска С А определяется их простотой,
малой массой и компактностью.
Парашютная система в общем виде состоит из следующих эле-
ментов:
вытяжного парашюта с камерой, прикрепленной к крышке пара-
шютного контейнера;
тормозного парашюта с камерой, прикрепленной к вытяжному
парашюту;
основного парашюта с камерой, прикрепленной к тормозному
парашюту.
Тормозной и основной парашюты крепятся к СА.
Для обеспечения работы ПС в СА должны быть установлены
автоматика для выдачи команды на отделение тормозного парашюта
и устройство для отделения парашюта.
В малогабаритных СА (спускаемых капсулах) применяются пара-
шютные системы в однокаскадном исполнении. Роль вытяжного пара-
шюта в этом случае выполняет крышка парашютного отсека, а
основной парашют обеспечивает полное гашение скорости.
Типовая схема работы ПС выглядит следующим образом:
1-й этап — отстрел крышки парашютного отсека с блоком вытя-
жного парашюта и введение вытяжного парашюта в поток;
2-й этап — расчековка швартовочных ремней тормозного парашю-
ia, введение в поток, наполнение рифленого тормозного парашюта
11 ермин ’’рифление” означает искусственное уменьшение площади
парашюта с помощью ленты рифления).
3-й этап — снижение на рифленом тормозном парашюте, сраба-
1 ывание резаков, перерубающих Ленты рифления;
4-й этап — разрифление и наполнение тормозного парашюта,
пижение СА на наполненном тормозном парашюте;
f 222
3
Рис. 4,5. Схема работы системы приземления СА КА "Фотон”:
1 — выдача тормозного импульса; 2 — разделение отсеков; 3 — ввод вытяжного и
тормоз нога парашютов, ГСЛ = 200 м/с; 4 — спуск на тормозном парашюте, до
90 м/с; Н = 2,7. 6,1 км; 5Т „ = 18 м; 5 — ввод основного парашюта, Н - 2,7...6,1 км;
6 — спуск СА на основном парашюте, V до 10 м/с; 50л] " 514 м2; 7 — ввод двигателей
мягкой посадки, 1'/Л до 3 м/с
5-й этап — отделение тормозного парашюта, раечековка шварто-
вочных ремней основного парашюта, введение в действие рифленого
основного парашюта (ОП);
6-й этап — снижение СА на рифленом основном парашюте, сраба-
тывание резаков перерубающих ленты рифления;
7-й этап — разрифЯение и наполнение основного парашюта,
снижение СА на наполненном основном парашюте до момента дости-
жения Н = 0. Схема работы системы приземления СА КА ’’Фотон”
показана на рис, 4,5,
В составе тормозного и основного парашютов имеются вертлюги.
Их отсутствие при наличии вращения СА может привести к закручи-
ванию строп ПС и выводу ее из строя.
Ниже приводится методика расчета некоторых параметров при-
земления,
1. Скорость СА к моменту ввода ПС в действие может быть
ориентировочно рассчитана по формуле
118 о
где Шса ~ масса СА; р — плотность воздуха на высоте ввода в дей-
ствие парашютной системы; сСА — коэффициент лобового сопротив-
ления СА, отнесенный к площади /; — площадь миделева сечения
СА; g — ускорение свободного падения.
Исходя из приведенной выше формулы, для высот ввода ПС от 5
до 10 км разница плотности воздуха в два раза приводит к отличию
скорости лишь в 1,4 раза.
2. Площадь купола основного парашюта может быть рассчитана
по формуле
16fflcg _ £са
с V2 Сп
п пр
где J^p — потребная скорость приземления; тс — масса системы груз
— парашют; сп — коэффициент лобового сопротивления парашюта.
Из приведенной выше формулы видно, что:
а) невозможно получить нулевую скорость на момент приземле-
ния;
б) для незначительного снижения скорости приземления необходи-
мо значительное увеличение площади купола ПС. Так, если для
достижения У = 7 м/с необходим купол площадью 1000 м, то для
скорости приземления У = 5 м/с необходим купол площадью
2000 м. Р
3. Скорость приземления СА в зависимости от массы СА для
одного и того же парашюта может быть рассчитана по формуле
V = V
пр оп
т
где Уоп — опорная скорость приземления СА; m0IK — опорная масса
СА; т — масса СА.
Парашютно-реактивная система. Опыт проектирования СА пока-
зывает техническую целесообразность применения ПС для снижения
скорости СА до 7... 10 м/с. При этом масса ПС не превышает 15 %
массы СА.
f 222
Дальнейшее даже незначительное снижение скорости приземления
СА приводит к необходимости значительного увеличения площади
основного парашюта, что, в свою очередь, приводит к значительному
увеличению массы и объема ПС.
По этой причине при необходимости снижения скорости приземле-
ния СА ниже 5 м/с дополнительно к ПС на СА устанавливают
реактивные двигатели твердого топлива (РДТТ).
Посадку с применением таких двигателей принято называть
’’мягкой” посадкой, двигатели — двигателями ’’мягкой” посадки
(ДМП), а парашютную систему с ДМП — парашютно-реактивной
системой.
Скорость СА на момент Н = 0 после срабатывания зависит от
разброса (отклонения) характеристик ДМП, аппаратуры, обеспечива-
ющей включение ДМП на расчетной высоте, и скорости на момент
включения ДМП (т.е. характеристик ПС). При условии правильного
выбора импульса ДМП возможно снизить предельное значение
вертикальной составляющей скорости СА на Н = 0 до 3,5 м/с при
математическом ожидании 2,2...2,5 м/с. Распределение скорости при
этом подчиняется нормальному закону.
Основной характеристикой ДМП, влияющей на скорость призем-
ления СА при мягкой посадке, является значение его импульса.
Потребное значение импульса ДМП на стадии проектирования может
быть определено по формуле
J - mV + mgt,
где т — масса С А в момент запуска ДМП; V — скорость СА на
момент запуска ДМП; t — время работы ДМП.
Для СА, описываемых в настоящей работе, ДМП на момент
запуска размещается под основным парашютом, точнее — под вер-
тлюгом основного парашюта, и соединен с С А соединительным
звеном, по которому проложен электрический кабель включения
ДМП.
ДМП в СА до ввода в действие ПС размещаются или в камере
основного парашюта, или в отсеке, рядом с отсеком для размещения
ПС.
При первом варианте размещения ДМП ввод двигателя в рабочее
положение происходит на начальном этапе ввода в действие ОП (из
камеры ОП под действием усилия со стороны СА извлекаются снача-
ла звено связи ДМП с СА, а затем ДМП). Во втором случае ввод в
рабочее положение ДМП осуществляется на участке установившегося
движения СА на ОП при срабатывании механизмов, обеспечивающих
безударный выход ДМП из СА.
119 о
При применении ДМП на основе РДТТ невозможно отключить
ДМП в момент Н = 0. Реальные упругие характеристики СА и грунта
приводят к отскоку СА после первого удара о грунт. Скорость СА при
этом может сосгавить ст 0,5 до 0,8 первоначального значения скорос-
ти и будет направлена противоположно направлению скорости в мо-
мент касания, т.е. вектор вертикальной составляющей скорости
совпадает с вектором тяги ДМП. Все это приводит к необходимости
выбора такой высоты запуска ДМП, которая обеспечила бы гаранти-
рованное завершение работы ДМП до момента касания СА грунта.
При наличии ЭВМ расчет высоты включения ДМП можно провес-
ти методом математического моделирования реального стохастическо-
го процесса посадки СА.
На существующих СА из всего разнообразия способов включения
ДМП на расчетной высоте первоначально применялись дистанцион-
ные контактные устройства, представляющие собой штырь, соединен-
ный с электрическим контактным устройством, при замыкании
которого происходит запуск ДМП. В дальнейшем широкое примене-
ние нашла система измерения малых высот, построенная на принци-
пе сравнения мощности отраженного от земли радиоактивного излу-
чения навески изотопов цезия, входящей в состав системы, с прямым
излучением этой навески в направлении чувствительного элемента
этой системы. Каждый из способов имеет свои преимущества и
недостатки, при этом упомянутая система измерения малых высот,
имеющая в своем составе устройство для корректировки высоты
включения ДМП в зависимости от фактической скорости, имеет
бесспорное преимущество в связи с возможностью большего (при всех
остальных равных условиях) снижения скорости СА на момент Н =
= 0.
Методика расчета высоты включения ДМП и скорости СА на
момент 0. Высота включения ДМП рассчитывается по формуле
=*<^3m - +*р>-
гце Нр — расчетная высота включения ДМП при реализации расчет-
ной скорости спуска СА; Ур — расчетная скорость спуска СА; —
измеренная (фактическая) скорость спуска СА на участке приземле-
ния; К — коэффициент коррекции высоты по скорости.
Расчетно-функциональная схема работы ПРС приведена на
рис. 4.6. Рассматривая ПРС как систему, состоящую из трех сосре-
доточенных масс, соединенных между собой упругими связями,
можно каждую массу рассматривать как точку, движущуюся в про-
странстве. В этом случае дифференциальные уравнения движения
можно написать таким же образом, как и уравнения статики на
основании принципа Даламбера.
f 222
Рис. 4.6. Расчетно-функциональная схема
работы ПРС:
Hi; — масса основного парашюта, — масса
ДМП, wtj — масса СА, Cj — жесткость пара-
шютных стренг, С2 — жесткость звена связи
ДМП—СА, Рп — усилие со стороны ОП, Гд —
тяга ДМП, Г, — усилие в парашютных стрен-
гах при растяжении последних, F2 — усилие
в звене связи ДМП—СА при растяжении
звена, G, — вес ОП, G2 — вес ДМП, G3 — вес
Для расчетно-функциональной
схемы, приведенной на рис. 4.6, сис-
тема дифференциальных уравнений
движения сосредоточенных масс бу-
дет иметь следующий вид:
m2x2 = - g2;
тЗхЗ = F2 ~ ^3’
а) усилие Fn вычисляется по формуле
Fn = S(m2 + т3) И„/Уоп,
где Vn — текущая скорость ОП в момент включения; Уоп — скорость
ОП в момент выключения;
б) усилия Ft, F2 определяются по формулам
F} = С( (х2 - л?!);
F2 ~ ^2^х3 ~ х2^’
в) тяга ДМП задается в соответствии с диаграммой, приведенной
на рис. 4.7.
г) суммарный импульс ДМП определяется по формуле
Рис. 4.7. Зависимость изменения таги
ДМП от времени:
Fmax — максимальная тяга ДМП,
F ср «кт ~ среднеинтегральная тяга
ДМП, t4 — момент времени, в который
тяга ДМП равна весу СА, — время
окончания работы ДМП, G3 — вес СА
Л) = ^Ен + А^е /3,
где /2н — номинальное значение импульса ДМП; Д/ — разброс им-
пульса ДМП; е — случайная величина из нормального закона распре-
деления с математическим ожиданием 0 и дисперсией 1.
д) среднеинтегральная тяга ДМП определяется по формуле
ср ИНТ + Д^е/3,
где Адсринт — номинальное значение среднеинтегральной тяги ДМП;
ДУд — разброс среднеинтегральной тяги на уровне За;
е) скорости тр т2, в момент t = 0 (момент запуска ДМП)
определяются по формуле
Уп = Ун + ДУе/3,
где Ун — номинальное значение скорости движения СА на ОП; A V =
= ^ДУ^ - ДУТ2 — разброс скорости движения СА в момент t = 0;
ДУ— разброс скорости, определяемый качеством изготовления пара-
плота на уровне За; Д Ут — разброс скорости, определяемый турбулен-
тностью атмосферы на уровне За;
ж) координата х3 в момент запуска ДМП определяется по форму-
ле
*3 = Явкл(1 + 6е/3>’
где 6 — погрепшость выдачи команды на запуск ДМП.
з) координаты х2, -И в момент запуска ДМП определяются по
формулам
f 222
m3q
x, = Хэ + ---;
2 3 c2 '
Отт + ГОч
xt = х2 + -.2 3g.
с3
Величина Н определяется исходя из недопустимости наличия тяга
со стороны ДМП в момент касания СА поверхности, превышающей
вес СА.
Расчет производится методом математического моделирования
реального стохастического процесса.
Задаваясь высотой включения ДМП, рассчитывают 600 детерми-
нированных выборок. Достаточность такого числа выборок была
подтверждена при проведении расчетов сходимости результатов для
различного числа выборок.
В процессе расчетов для каждой высоты включения ДМП форми-
руются два цифровых массива. Первый массив формируется из
значений скоростей СА на момент Н = 0, полученных в процессе
расчета каждой детерминированной выборки. Второй массив форми-
руется из значений
АГ = “ ^ч>
где ~' длительность процесса спуска СА с момента запуска ДМП
до момента достижения поверхности Земли; t4 — момент времени, в
который тяга ДМП равна весу СА.
Статистическая обработка первого массива позволяет получить
вероятностные характеристики распределения скорости С А на момент
Н = 0.
Рассмотрение второго массива позволяет определить число детер-
минированных выборок, в которых СА достигает поверхности Земли
ранее t4.
Высота, при которой число выборок с отрицательным значением
А Г не превышает трех, принимается за расчетную высоту включения
ДМП.
Комплекс средств по поиску и обнаружению СА во время спуска
и после приземления или приводнения имеет следующий типовой
состав:
передающие и антенно-фидерные устройства КВ-диапазона;
передающие и антенно-фидерные устройства УКВ-диапазона;
проблесковый световой маяк;
металлизированные радиолокационные дипольные отражатели;
121 о
химические материалы для окрашивания воды при приводнении
СА.
При отстреле крышки парашютного люка выбрасываются диполь-
ные отражатели, создающие радиолокационное облако и обозначаю-
щие район нахождения СА.
При введении парашютной системы включаются передатчики КВ-
и УКВ-диапазонов, работающие на антенны в стропах ПС. По сигна-
лам передатчиков пеленгуют СА в воздухе. Для обеспечения безопас-
ности экипажа поисковых вертолетов применяются маяки-ответчики,
которые с достаточной точностью помогают не только обнаружить
С А, но и определить расстояние до него и дают возможность верто-
лету находиться в безопасном месте и вместе с тем недалеко от СА.
После спуска СА на Землю по команде от программно-временного
устройства системы приземления отстреливаются крышки штыревых
или самоориентирующихся антенн передатчиков УКВ-диапазона и
проблескового светового маяка.
Проблесковый световой маяк включается в работу при наступле-
нии темного времени суток. Химические препараты, окрашивающие
иоду вокруг СА, облегчают его обнаружение при приводнении.
Антенны УКВ-передатчиков и блок огня проблескового светового
маяка устанавливаются на корпусе СА в специальных стаканах,
мкрытых теплозащитными крышками, которые отстреливаются после
приземления или приводнения СА. Местоположение антенн передат-
чиков и светового маяка определяется в зависимости от формы и
11 снтра масс СА. Ртутный переключатель на СА сферической формы
выбирает автоматически наиболее вертикальную антенну относитель-
но горизонта. На СА, имеющем форму конуса, в донной теплоза-
щитной крышке устанавливается самоориентирующаяся антенна,
> оторая включается в работу после успокоения СА на поверхности
щмли. При приводнении СА одна из трех антенн увязывается с
положением ватерлинии плавающего СА. Дополнительно при при-
воднении СА связан фалом с автономным баллоном плавучести, в
। о тором размещаются блок питания и передатчик УКВ с антенно-
Фидерным устройством.
Система охлаждения при приземлении. После приземления
in (утренний объем СА может вентилироваться забортным воздухом
< помощью наземной системы охлаждения (НСО) при достижении
моксимально допустимой температуры воздуха внутри СА. Через
^ которое время после приземления тепловая энергия, аккумулиро-
н (иная теплозащитой во время спуска СА в плотных слоях атмосфе-
।и.I Земли, начнет перетекать внутрь СА, что приведет к превышению
। (ксимально допустимого предела температуры воздуха в СА.
f 222
Вентиляторы НСО устанавливаются в патрубках, которые сообща-
ются с полостью парашютного контейнера. При достижении предель-
ной температуры воздуха в СА от датчика поступает сигнал на
подачу электропитания к пирозамкам для открытия крышек патруб-
ков, включаются вентиляторы НСО, и заборный воздух поступает
внутрь СА.
На СА с отделяемым лобовым щитом НСО может не устанавли-
ваться, а охлаждение атмосферы внутри СА происходит путем охла-
ждения металлической оболочки днища СА окружающим воздухом.
Средства эвакуации СА. К этим средствам можно отнести различ-
ные кронштейны, фалы, стропы парашютов, за которые СА подцеп-
ляют к внешней подвеске вертолета.
Кронштейны располагают под отделяемым теплозащитным покры-
тием — сбрасываемым лобовым щитом или под крышкой парашютно-
го люка.
В случае затрудненного доступа к кронштейнам, особенно при
приводнении, в СА предусматривается специальный фал для эвакуа-
ции. Фал обычно укладывается в парашютном контейнере и после
ввода парашюта выбрасывается из контейнера.
Если СА имеет неспделяемый после посадки парашют, то в качес-
тве средства для эвакуации используют стропы парашюта.
Эвакуация СА с водной поверхности и с места, неудобного для
проведения операции извлечения полезной нагрузки из СА, осу-
ществляется с помощью специального троса, предназначенного
для крепления СА к вертолету, который осуществляет эвакуа-
цию СА.
Конструкция парашютных контейнеров. Парашютные контейне-
ры являются важной составной частью СА и служат для размещения
блоков парашютной системы, а также двигательных установок мяг-
кой посадки, отделяемых радиопередающих средств поиска и элемен-
тов средств эвакуации.
Конфигурация и размеры парашютных контейнеров определяются
как компоновкой приборов внутри СА, так и размерами парашютных
систем и дополнительных устройств, размещенных внутри контейне-
ров (рис. 4.8).
Конструктивное оформление и размещение парашютного контей-
нера и его крышки относительно набегающего потока должно обеспе-
чивать надежное отделение крышки люка и введение в работу пара-
шютной системы с учетом динамических колебаний СА относительно
своей балансировочной оси.
Замки-толкатели системы отделения крышки парашютного люка
обеспечивают усилие не только для безударного отделения крышки
122 о
Рис. 4.8. Парашютный контейнер
СА сферической формы:
1 — крышка парашютного люка; 2
— донная часть ТЗП; 3 — силовой
набор парашютного контейнера; 4
— парашютный контейнер; 5 —
корпус СА с ТЗП, 6 — внутренняя
теплоизоляция; 7 — лобовая часть
ТЗП; 8 — замки-толкатели систе-
мы отделения крышки парашютно-
го люка, 9 — трубопровод пирога-
зов к замку-толкателю; 10 —
корпус пиросредств (патронник);
11 — силовой шпангоут парашют-
ного контейнера
люка, но и придают ей
заданную скорость для вве-
дения в поток вытяжного
парашюта.
Расчет системы отделе-
ния производится с учетом
перепада давлений на кры-
шку снаружи и изнутри
СА, а также с учетом пере-
косов конструкции от на-
грева корпуса С А.
В случае невозможности
обеспечения безударного отделения из-за особенностей компоновки
и конструкции СА допускается соударение отделенной крышки,
движущейся в набегающем на СА аэродинамическом потоке, с кон-
струкцией СА. В этом случае в месте удара, приходящегося на
шпангоут, устанавливают специальную защиту в виде выступающих
за шпангоут профилей, выполненных из высокопрочного материала.
Удар крышки допускается только в эту защиту, касание крышки
блоков парашютной системы или теплозащитного покрытия СА
должно быть исключено. При этом связь крышки с вытяжным пара-
шютом выполняют из металлического троса, способного выдержать
удар при попадании его между крышкой и защитой.
Оболочка внутри контейнера выполняется гладкой и не имеет
острых кромок и выступающих элементов с острыми краями для
обеспечения выхода куполов парашюта без их повреждения.
На стенке парашютного контейнера при отстреле крышки люка
образуется перепад давлений между давлением внутри СА и атмос-
ферным давлением на высоте введения парашюта. При резком вытя-
гивании блока парашюта возникает подсос, увеличивающий перепад
f 222
Рис. 4.9. Отделение теплозащитных
крышек СА:
I — чека; 2 — отделяемая втулка; 3 —
теплозащитная крышка; 4 — запорный
шток; 5 — запорный вкладыш; б —
поршень; 7 — корпус пирозамка; 8 —
пиропатрон
давлений на стенки контейнера,
поэтому стенки контейнера
имеют силовой набор (см.
рис. 4.8). Для уменьшения мас-
сы парашютного контейнера в
СА могут быть предусмотрены
специальные клапаны для стра-
вливания давления из СА до
значения давления окружающей
среды в момент ввода парашю-
та.
Система отделения крышек
СА. Средства приземления,
обнаружения и поиска СА размещаются под теплозащитой и для
введения их в действие необходимо отделить закрывающие их тепло-
защитные крышки.
Отделение крышек производится обычно с помощью пирозамков.
Небольшие по размеру крышки, под которыми находятся установки
типа антенн или светоимпульснего маяка, отделяются с помощью
одного пирозамка, унифицированного для всех типоразмеров малых
крышек (рис. 4.9).
Типовой пирозамок состоит из корпуса, в который ввернут пиро-
патрон. В корпусе размещены поршень с уплотнительными кольцами
и отделяемая втулка, находящаяся в зацеплении с корпусом. Зацеп-
ление осуществляется с помощью вкладышей и запорного штока,
который в исходном положении удерживается чекой. При подрыве
пиропатронов поршень под действием давления продуктов сгорания
пиросостава перемещается и, воздействуя на шток, срезает чеку и
открывает замок. При дальнейшем движении поршень воздействует
на втулку и отделяет ее вместе с теплозащитной крышкой.
Крышки больших размеров (например, крышка парашютного
люка) отделяются с помощью системы, состоящей из нескольких
пирозамков. При этом пирозамки, как правило, объединяются в
пиромодули, которые могут состоять, например, из двух пирозамков
и двух пиропатронов, объединенных трубопроводами. Такое объеди-
нение позволяет достичь высокой надежности работы системы при
123 о
минимальном числе пиропатронов и минимальной длине трубопрово-
дов, подводящих продукты сгорания от пиропатронов к замкам.
Обеспечение плавучести СА. При приводнении необходимо, чтобы
С А обладал положительной плавучестью, которая достигается превы-
шением массы вытесняемой СА воды над массой СА.
Кроме того, СА должен иметь некоторую остойчивость, т.е. спо-
собность возвращаться в первоначальное положение под воздействием
динамических нагрузок от волнения водной поверхности.
При размещении антенных устройств обнаружения и поиска
должны учитываться положение ватерлинии СА и его остойчивость.
Если СА имеет отверстие в корпусе для выравнивания внутренне-
го давления с давлением окружающей среды, то это отверстие распо-
лагается выше ватерлинии и снабжается системой обеспечения плаву-
чести, состоящей из гидравлического демпфера и трубопровода.
Демпфер представляет собой цилиндрический стакан, в котором
перпендикулярно движению воды устанавливаются пластины с
отверстиями, создающими большое шдросопротивление и препятству-
ющими проникновению большого количества воды через демпфер при
динамическом перепаде давлений воды на демпфере. Перепад давле-
ний возникает в момент погружения СА в воду на некоторую глуби-
ну или при захлестывании СА волнами.
Трубопровод от демпфера выводится в наивысшую точку СА над
ватерлинией. Длина и диаметр его должны быть достаточны для
размещения объема воды, которая смогла пройти через демпфер без
выплескивания из трубопровода внутрь СА.
Спускаемые капсулы из-за малых размеров могут иметь отрица-
тельную плавучесть. В этбм случае плавучесть обеспечивается для
связки капсулы и надуваемого баллона, в котором обычно размещают
часть средств системы обнаружения капсулы — антенну, радиопе-
редатчик и светоимпульсный маяк.
4.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ НАГРЕВ СПУСКАЕМЫХ АППАРАТОВ
При возвращении на Землю СА на основной части траектории
полета движется с гиперзвуковой скоростью. Перед аппаратом обра-
зуется головная ударная волна. За ударной волной в сжатом слое
температура газа принимает значения, при которых в газе происхо-
дят реакции диссоциации молекул и частичная ионизация атомов,
поэтому уравнение состояния газа не подчиняется законам идеально-
го газа (рис. 4.10).
Энтальпия и давление торможения за ударной волной определяет-
ся как
f 222
Рис. 4.10. Картина обтекания затупленного тела
сверхзвуковым потоком
/ /о = d1 + ((К - 1)/2) М 2);
Ко I \_____
р°° Ъ J Р0=Р~<1 + АМ2),
\. где и Р„ — энтальпия и давление
воздуха перед ударной волной; М —
число Маха; К = Ср/Сч — отношение
теплоемкостей.
В общем случае при изменении скорости полета значение числа
К зависит от энтальпии газа и для случая спуска СА изменяется в
пределах от 1^23 до 1,4.
Дальнейший расчет термодинамических параметров газа за удар-
ной волной в окрестности лобовой (критической) точки проводится
по методике, предложенной А.Н. Крайко.
Из уравнения
— = I (0,21
/г0 l
еР^О2 + ” е2^лг2 + 2(ej - 0,21е3)Яо +
+ 2(е2 - 0,19e2)Hn + 2ъ$Нм + 5(е3 + е4)Jt0 +
+ 59 OOOej + 113 200е2 + 333 000в3 + 687 000е4
определяется температура торможения и затем из уравнения
Рр^о _
р TQ (1 + е j + е2+2е3+2е4)
определяется плотность газа, где р — молярная масса недиссоцииро-
ванного воздуха; Ro — универсальная газовая постоянная; H^RqTq—
переменные части молярных энтальпий соответствующих компонен-
тов; Ci — часть молекул, диссоциировавших на атомы кислорода; е2
— часть молекул, диссоциировавших на атомы азота; е3 — часть
атомов, ионизировавших однократно; е4 — часть атомов, ионизиро-
вавших двухкратно.
£1
______________________________________________1-1
1,88 + 8,3 +р 10’57 ’rexpp7 80°.-4,02 + 1,32-10’4т] :
( Т J ^24 о
с2
е3
0,22 +
1,096 +р Ю'5'/'~'ехр| 113300 -5,94
I Т
1 +/9-I0 5Т
5 f
2 exp
166530 -р-10"4
Т
е4 = -0,5+ 0,25 + 1,58 1+р-10'5'
'Т 2ехр[343500 + 14,84
i Т
ЯОг = 3,076 + 1,1910 ^-9 10”8Т2;
=3,415 + 2,17 10’4Т-1,210-87’2;
Но = 2,514+ 1-10_5jT-1,2-10_I0jT2;
//N = 2,117 + 1 •10’4Г-1,97 10’97’2;
Нм = 2,46+2Ю’57\
В уравнениях для определения и Н температура и давление
выражаются в К и Па соответственно. Температура и плотность
торможения используются в дальнейшем для вычисления эффектив-
ной длины на поверхности тела, а также для определения числа
Рейнольдса.
Тепловой поток, подводимый к СА от высокотемпературного газа,
можно разделить на две части: конвективный тепловой поток, обус-
ловленный передачей тепла теплопроводностью, и тепловой поток,
обусловленный излучением газа. Несмотря на то, что температура
газа за ударной волной составляет 6000 К, тем не менее, при входе
СА в атмосферу Земли с первой космической скоростью лучистый
тепловой поток составляет примерно 3 % конвективного, т.е. лучис-
тым потоком можно пренебречь.
На поверхности тела при гиперзвуковых скоростях полета может
формироваться как ламинарный, так и турбулентный пограничные
слои. В окрестности критической точки формируется ламинарный
пограничный слой. Преобразования и упрощения уравнений лами-
нарного пограничного слоя приводят к следующей зависимости для
f 222
плотности теплового потока в окрестности критической точки затуп-
ленного тела:
Я = О.ТбЗРг-О’^р^рО’^р^)0’1^!0’5 х
X 1 + (Len - 1)^
А)
>
где Рг — число Прандтля; Le — число Льюиса; (рр) — произведение
dU
плотности на вязкость; --- — градиент скорости в критической
'dX
точке; /д — теплота диссоциации; /0 — энтальпия торможения.
Индексы ”1У” и ”е” означают, что соответствующие параметры
принимаются при температуре поверхности обтекаемого тела и при
температуре торможения соответственно.
Произведение рр с достаточной степенью точности аппроксимиру-
ется зависимостью
рр = 1,44-10"13р/”0,315;
где р выражается в кг/м3, ц — ₽ кг/м- с, р — в ПА, I — в кДж/кг.
Градиент скорости в критической точке затупленных тел опреде-
ляется по модифицированной формуле Ньютона:
du _ 1 2<Ро _ Р«>
dx R р0
Диссоциация молекул кислорода начинается при температуре
2000 К. Поэтому до температур ниже 2000 К 7Д = 0, а для более
высоких температур для вычисления энтальпии диссоциации исполь-
зуется эмпирическая зависимость
1Л = 70 - [2280 + 1,14 (7 - 2000)].
Показатель степени п при числе Le равен 0,63 в случае заморо-
женного пограничного слоя и 0,52 в случае равновесного погранично-
го слоя.
В связи с тем, что тепловой поток зависит от температуры повер-
хности тела, на практике удобнее пользоваться коэффициентом
теплоотдачи, который слабо зависит от температуры поверхности:
125 о
a _ q
ч cp >0
= 0,763 Pr
x (Ри>нр>0,1
1 + (Le*-!)^
7o
(dU)°>5
[rfX )
Входящие в уравнение для вычисления коэффициента теплообме-
на составляющие в основном зависят от радиуса затупления тела,
скорости полета и плотности набегающего потока. Поэтому для
инженерных расчетов широко используется аппроксимационная
зависимость для вычисления коэффициента теплообмена при лами-
нарном режиме течения:
0,5 т.1,08
1 Ра,
(а/ср)0 - 0,193 * 10~3 - .
Турбулентный пограничный слой может реализовываться на
поверхности тела в зависимости от различных факторов. Максималь-
ное значение плотности теплового потока при турбулентном режиме
течения реализуется в звуковой точке:
Г al , О0,8у3,3
— = 0,338-10 7 Р________-___
С_ р
k Р 7 т “
Точка перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный
определяется по одному из критериев Рейнольдса
^еи,Хэф = (4...5)-105;
^е1.Хэф = (0,6,..1,2) 405;
Ке6.„ = 150...400,
где — вычисляется по параметрам при температуре повер-
хности и эффективной длине; Ке1Хэф — по параметрам при темпера-
туре на внешней границе пограничного слоя и эффективной длине;
Reft„ — по толщине потери импульса.
f 222
Рис. 4.11. Относительное распределение плотнос-
ти теплового потока по поверхности тела
Распределение плотности теплового
потока по поверхности тела определяется
расчетными методами, например мето-
дом эффективной длины:
$pW?dX
°
эф ,
wr\
В большинстве случаев, особенно для тел сложной формы, требу-
ется экспериментальное подтверждение по распределению плотности
теплового потока. В аэродинамических трубах на моделях СА опреде-
ляется отношение плотности теплового потока в конкретной точке к
плотности теплового потока в точке, для которой тепловой поток
надежно определяется расчетным путем. Чаще всего такими точками
являются критическая и звуковая.
Относительное распределение плотности теплового потока по
поверхности тела показано на рис. 4,11.
Для хорошо изученных тел имеются простые аппроксимационные
зависимости по распределению плотности теплового потока, напри-
мер, для передней полусферы
А = 0,55 + O,45cos(20);
?0
= 3,78sine - 3,57sin20,
«т
где 0 — угол между вектором скорости набегающего потока и нор-
малью к поверхности в данной точке.
Тепловой поток в срывных зонах составляет примерно 1 % тепло-
вого потока в критической точке. Такое значение теплового потока
в срывных зонах подтверждено многочисленными натурными испыта-
ниями.
В большинстве случаев СА при спуске совершает колебательные
и вращательные движения относительно центра масс, т.е. конкретная
точка аппарата может находиться в различных зонах по тепловым
нагрузкам. Тепловой поток в точке можно определить как среднеин-
тегральный за период колебаний или вращения
126 о
т
<7сР = yp(t)eZr.
Для выбора ТЗП в конкретном сечении СА существенную роль
играют колебательные движения, так как удаленные от критической
точки выходят в теплонапряженные зоны.
Если представить, что процесс колебаний происходит по гармони-
ческому закону, то текущий угол атаки определяется как
- . , Л - (
а = а0 + etsm (<о£> = а0 + asm --- ,
где а — огибающая углов атаки.
Экспериментальная отработка теплозащитных материалов.
Теплозащитное покрытие составляет существенную часть массы
спускаемого аппарата (15...30 %). Поэтому при проектировании СА
важное место занимает снижение массы теплозащитного покрытия.
При выборе материала теплозащитного покрытия обращается
внимание на его теплоизоляционные и теплозащитные свойства, а
также на его работоспособность при реальных факторах нагрева.
Внедрению теплозащитного материала на КА предшествует большой
объем экспериментальных работ по определению его свойств и про-
верке работоспособности материала при реальных условиях эксплуа-
тации.
Весь цикл экспериментальных работ можно разбить на два на-
правления: отработка материала в земных условиях на лабораторных
установках и стендах и отработка материала в летных условиях на
СА.
В земных условиях определяются теплофизические характеристи-
ки материала, такие как коэффициенты теплоемкости ср, теплопро-
водности Л, температуропроводности а в зависимости от температуры
и давления. Для материалов, в состав которых входят разлагающиеся
компоненты, дополнительно определяются температура разложения,
геплота разложения и кинетические константы для реакций разложе-
ния. Кинетика разложения чаще всего представляется уравнением
типа Аррениуса
Е
Эт F
f 222
I Рис. 4.12. Схема установки образца исследуе-
I мого материала в теплозащите СА:
I 1 — образец испытуемого материала; 2 —
I теплозащитное покрытие
, Кроме того, для разлагающихся
I материалов определяются состав про-
дуктов разложения и молярная масса,
j необходимые для расчетов тепловых
. потоков при вдуве газов в погранич-
I ный слой.
На плазменных установках исследуются энтальпийные характе-
ристики материала, определяющие разрушение материала на повер-
хности (скорость разрушения, температура разрушения и др.).
Дальнейшая отработка материала происходит в натурных услови-
ях. Например, в теплозащите СА устанавливаются образцы испытуе-
мого материала, как показано на рис. 4.12.
В образцах испытуемого материала при необходимости могут
устанавливаться датчики температур, размещаться приемные отвер-
стия датчиков давлений.
На СА могут быть проведены испытания материала в составе
’’комбинированного” теплозащитного покрытия. В данном случае
проверяется также влияние элементов конструкции СА на работоспо-
собность материала. Суть комбинированного покрытия состоит в том,
что часть штатного теплозащитного покрытия (по толщине), напри-
мер половина, заменяется испытуемым материалом. В этом случае
на работоспособность теплозащитного материала оказывают влияние
все конструктивные особенности СА, используемого в эксперименте.
Теплозащитный материал, прошедший все этапы экспериментальной
отработки с положительным результатом, считается годным к внедре-
нию в составе теплозащитного покрытия СА.
4.3. ПРОЕКТИРОВАНИЕ СИСТЕМ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ
Проектирование тепловой защиты СА на участке аэродинамичес-
кого торможения. Основными критериями для решения задачи
обеспечения теплового режима на участке аэродинамического тормо-
жения являются заданные температуры на силовой оболочке СА, в
зоне его полезного груза и систем, обеспечивающих работоспособ-
ность аппарата на этом участке, а также траектории спуска аппа-
рата.
Различные траектории спуска возвращаемого аппарата имеют
разную теплонапряженность. Условно траектории спуска можно
разделить на ’’крутые” и ’’пологие”. Крутые траектории спуска
являются определяющими при расчете поверхностного уноса ТЗП и
максимального градиента температур по толщине покрытия. Пологие
траектории определяют прогрев внутренних слоев теплозащитного
покрытия и, следовательно, силовой оболочки аппарата. Названные
траектории спуска являются граничными из всего многообразия
возможных траекторий спуска данного аппарата, а все остальные
занимают промежуточное значение между этими траекториями.
Как показывают исследования, из всех средств, обеспечивающих
тепловой режим аппарата на участке спуска с длительностью менее
500 с, наиболее эффективным в весовом отношении является исполь-
зование теплозащитных материалов, базирующихся на физико-
химических превращениях, происходящих внутри материала при его
нагреве. Характерной особенностью этих материалов является то, что
они обладают комбинированными свойствами основных теплозащит-
ных систем. Так, обладая высоким значением произведения плотнос-
ти материала на его теплоемкость, они хорошо поглощают теплоту,
блокируют подводимый тепловой поток вследствие вдува газа, обра-
зовавшегося при разложении материала, в пограничный слой. Имея
высокое значение степени черноты поверхности, они излучают с
нагретой поверхности теплоту и, кроме того, на прохождение физи-
ко-химических превращений при разложении также затрачивается
определенное количество подводимой теплоты.
Теплозащитный материал, используемый в разработках, пред-
ставляет собой композицию, каркас которой состоит из кремнеземно-
капроновой ткани, а связующим является фенольно-формальдегидная
смола. В процессе нагрева внутри материала происходят реакции
разложения связующего и капрона. Образующийся при этом газ
фильтруется через поры каркаса из более холодной зоны в горячую,
отбирая при этом тепло от каркаса. Расчет температур в ТЗП прово-
дится с учетом процессов, описанных выше. Уравнение теплопровод-
ности при принятом условии равенства температур фильтрующегося
газа и каркаса в рассматриваемых точках имеет вид
ат „ ас а (. ат\ т. ат
Су - //Уо------- = — А—— - с У у ——,
а? 0 at axl Эх I г г г дх
„ ат
где Су--- — изменение теплосодержания вследствие изменения
дт
„ ас
температур; Яу0---— изменение теплосодержания из-за возникно-
8т
f 222
ат}
вения эндотермического эффекта разложения; — л----- — измене-
йх1 дхJ
э г
нне теплового потока в слое ТЗП; — — изменение теплосо-
1 г дх
держания вследствие передачи тепла от каркаса к фильтрующемуся
газу.
Уравнение теплопроводности решается при следующих начальных
и граничных условиях:
начальное условие
Т (х) 7нач,
граничное условие на внутренней поверхности
4^1 = а(Тг - Т );
I дх 1
граничное условие на внешней поверхности
Результирующий тепловой поток определяется из уравнения
баланса тепла на внешней поверхности
^рез ~ ^конв ^вд ^изл ^раз’
где 9К0КВ — конвективный тепловой поток, подводимый к поверхнос-
ти; </вд — тепловой поток, затрачиваемый на перестройку профиля
температур вследствие вдува продуктов разложения в пограничный
слой; рассчитывается по эмпирической формуле
^конв
^вд “ ---="5----= ’
з <уо2 + yg +1
где у — коэффициент, зависящий от режима течения в пограничном
слое и соотношения относительных молекулярных масс газов; G —
безразмерная скорость уноса массы, — тепловой поток, излучае-
мый поверхностью; вычисляется по формуле Стефана—Больцмана
128 о
где е -- степень черноты излучаемой поверхности, изменяется от 0,5
до 0,8 в зависимости от температуры для используемых теплозащит-
ных материалов; о — постоянная Стефана—Больцмана; Tw — темпера-
тура поверхности; драа — тепло, затрачиваемое на разрушение мате-
риала на поверхности; вычисляется по формуле
где HR — удельная теплота реакции, проходящей при разрушении
поверхности; mR — массовая скорость уноса.
Приведенное выше уравнение теплопроводности решается конеч-
но-разностным методом. В результате его решения находится темпе-
ратурный профиль по толщине теплозащитного материала в зависи-
мости от времени спуска. На начальных стадиях проектирования
результаты решения уравнения используются для'выбора толщин
ТЗП, а на более поздних — для проведения поверочного расчета
прогрева ТЗП и формирования исходных данных для тепловых
расчетов на участке парашютирования и нахождения на месте посад-
ки до момента эвакуации.
Проектирование систем обеспечения теплового режима
СА на участке спуска на парашюте и пребывания на
Земле до момента эвакуации
Расчет теплового режима СА представляет сложную задачу, так
как он охватывает участок спуска на парашюте и нахождение СА на
Земле до его эвакуации поисковой группой.
Спускаемый аппарат представляет собой сложное изделие, в
< остав которого входят различные контейнеры с материалами, полу-
ченными в космическом полете, радиотехнические средства и тепло-
вая защита, которая обеспечивает необходимый тепловой режим на
рассматриваемых участках эксплуатации.
Анализ различных причин отказов работы систем СА показывает,
что во многих случаях эти отказы связаны с выходом температур
некоторых элементов за рамки допустимых значений. Кроме того,
происходит постоянное ужесточение требований к температурному
режиму внутри СА (так, например, некоторые биологические матери-
алы, полученные в условиях космического пространства, требуют при
шетавке обеспечения жесткого температурного диапазона).
Обеспечение заданного температурного режима внутри СА обеспе-
чивается путем применения как пассивных, так и активных систем
। (рморегулирования. Системы терморегулирования составляют
иичительную долю в общем весовом и энергетическом балансе КА.
f 222
Снижение массы, энергопотребления и увеличение надежности
систем терморегулирования опирается прежде всего на повышение
точности методов расчета тепловых режимов СА на рассматриваемых
участках эксплуатации.
Тепловой режим СА определяется сложным теплообменом с
окружающей средой при парашютном спуске и пребывании на Земле.
Теплообмен между элементами внутри СА осуществляется излучени-
ем, теплопроводностью и конвекцией газа, а тепловое состояние
наружных элементов зависит от теплообмена с атмосферой и повер-
хностью Земли и солнечного излучения.
Задачу о расчете теплового режима СА можно сформулировать в
общем случае следующим образом: заданы геометрическая форма
КА, теплофизические свойства материалов, радиационные характе-
ристики поверхностей, коэффициенты теплообмена с окружающей
средой, циклограммы тепловыделения приборов и агрегатов и требу-
ется определить поле температур по элементам конструкции и его
изменение с течением времени. После решения такой задачи, если
температуры некоторых элементов выходят за рамки допустимых
значений, можно параметрическим расчетом, меняя, например,
независимые параметры или определяя закон их изменения во време-
ни, удовлетворить предъявляемым к температурам элементов требо-
ваниям.
Успешное решение поставленной задачи может быть достигнуто
применением так называемого метода элементарных балансов. Сущ-
ность этого метода состоит в следующем: вся сложная трехмерная
конструкция разбивается на достаточно малые, но конечные элемен-
ты, тепловое состояние которых может быть охарактеризовано одним
значением температуры, а в пределах отдельного элемента теплофи-
зические параметры постоянны. Увеличение теплосодержания этого
элемента, т.е. темп изменения его характерной температуры, пропо-
рционален сумме количеств теплоты, вошедших через все его грани
и выделившихся в его объеме за шаг счета по времени. Если в качес-
тве такого элемента рассматривать элементы СА, то тут в общем
случае присутствуют все виды тепловых потоков: из-за теплопровод-
ности, конвективного теплообмена с газовой средой, вследствие
теплообмена излучением с другими элементами, за счет радиацион-
ных потоков от Земли и Солнца и из-за внутреннего тепловыделе-
ния. Поэтому для каждого элемента можно записать
/ X dT
(IX тепл кона луч эем села вяутр
где 1-1, ..., п — число элементов, на которое разбит аппарат.
129 о
Рассмотрим по отдельности каждый вид этих тепловых потоков.
Кондуктивные тепловые потоки возникают между элементами,
если они контактируют между собой. В силу того, что аппарат разби-
вается на малые элементы и они имеют, например, форму паралле-
лепипедов, можно также допустить, что в пределах этих элементов
изотермические поверхности представляют собой равноотстоящие
параллельные плоскости и тепловой поток между элементами / и у
можно представить в виде
9//(г) - - Т/т)],
где Л(у представляет собой величину, обратную термическому сопро-
тивлению между этими элементами. В частном случае плоских
элементов эта величина находится как
ч + п
^$ч
Можно также находить этот коэффициент в случае, когда формы
элементов сферические, цилиндрические. Если тела имеют другую
форму, то их всегда с достаточной степенью точности можно разбить
на более мелкие элементы перечисленных выше типов и определить
коэффициенты кондуктивной связи. Если контакт обеспечивается
механическим путем, то в месте соединения возникает дополнитель-
ное, так называемое контактное сопротивление, вызванное неплоско-
параллельностью, волнистостью и микронеровностями пары повер-
хностей. Исследования показывают, что если величина контактного
сопротивления зависит только от микронеровностей, то в этом случае
она определяется физико-механическими свойствами, шерохова-
тостью поверхности и удельным4 давлением. При значениях удельных
нагрузок # > 2- 107 Па удельное тепловое сопротивление не зависит
от значения нагрузки (это соответствует резьбовым соединениям) и
в справочной литературе можно найти это значение для различных
пар металлов при различных классах точности обработки поверхнос-
тей.
Конвективные тепловые потоки от газовой среды к элементу
находятся по закону Ньютона
^конвЛ1') = а^Г(т) - Т/т)].
f 222
Вся сложность процессов теплоотдачи от газа по закону Ньютона
заключается в коэффициенте теплоотдачи а. Этот коэффициент
представляет собой весьма сложную функцию от большого числа
параметров, существенно влияющих на процесс теплообмена. Для
случаев вынужденного движения газа этот коэффициент находится
по критериальному уравнению, которое представляет собой связь
между критериями Нуссельта и Рейнольдса. Вид этого уравнения
зависит от режима течения газа и определяется по критическому
числу Рейнольдса. Для плоской стенки при Pr = 1 и ReKp = 1(г
критериальное уравнение имеет вид
O,66Re0,5 при Re < 105;.
Nu =
0,032 Re 0,8 при Re > 105.
Верхнее соотношение соответствует ламинарному движению газа,
нижнее — турбулентному. Когда СА находится в поле силы тяжести
Земли, то возникают дополнительные тепловые потоки вследствие
естественной конвекции. В неограниченном пространстве для нахож-
дения коэффициента теплоотдачи для тел с одним определяющим
геометрическим параметром существует общая зависимость вида
Num = C(Gr Pr)n.
Эмпирические константы Сип различны при различных значени-
ях комплекса Gr Рг и соответствуют различным режимам движения
газа. Например, при Gr Рг < 10—3, что соответствует пленочному
режиму, когда теплообмен обусловлен теплопроводностью газа, С =
= 0,5, п « 0; при ИГ-3 < Gr Рг < 500, что соответствует ламинарному
движению жидкости, С = 1,18,и=1/8и т.д.
Д ограниченном объеме процесс теплоотдачи определяется как
физическими свойствами газа и значениями температур поверхнос-
тей, ограничивающих пространство, так и формой и размерами
пространства. Для прослоек процесс теплообмена принято описывать
с помощью критериального уравнения
гk = /(Gr Рг).
Имеются справочные данные, по которым можно оценить коэффи-
циент конвекции для различных значений комплекса Gr Рг.
При учете внутреннего тепловыделения <7внутр предполагается, что
тепловыделение происходит равномерно во всем объеме. Значение и
зависимость <7внутр от времени, как правило, определяются функцио-
нальным назначением блока или прибора, в котором содержится этот
элемент, и известны заранее. Для упрощения обычно предполагается,
что <?внутр зависит только от времени.
Тепловой поток от излучения Солнца, воспринимаемый горизон-
тальной площадкой единичной площади,
Sr = S(p>eos’(Y)r,
где 5(0) — солнечный тепловой поток, падающий на перпендикуляр-
ную к солнечному излучению площадку, с учетом его поглощения в
атмосфере Земли; 0 — угол восхождения Солнца над горизонтом; у
— угол между направлением солнечного излучения и нормалью к
горизонтальной площадке.
Значения £(₽) находятся из экспериментов по измерению солнеч-
ного теплового потока на уровне Земли в зависимости от угла вос-
хождения Солнца над горизонтом. Для получения величины cos (уг)
используем геоцентрическую систему координат XYZ (рис. 4.13),
центр которой находится в центре Земли, оси X и Y лежат в плос-
кости экватора, а ось Z дополняет систему до правой. При этом
примем, что плоскость Z0Yпараллельна солнечным лучам, t, j, k —
единичные орты осей XYZ.
Если обозначить угол между плоскостью экватора и плоскостью
эклиптики через а, местное время т, географическую широту мес-
тности 0 и местное приведенное время тм (с момента начала суток),
то
*м =.2л(Т/70>,
где Та — время обращения Земли вокруг оси.
Единичный вектор нормали к горизонтальной площадке пг и
единичный вектор солнечного излучения, направленный к Солнцу, пs
можно представить в виде
Рис. 4.13. Схема к определению собственной вели-
чины углов тг (между направлением солнечного
излучения и нормалью к горизонтальной площад-
ке):
О — центр Земли; « — угол между плоскостью
жватора и плоскостью эклиптики; т — местное
время; пг — единичный вектор нормали к горизон-
тальной площадке; ns — единичный вектор, направ-
ленный к Солнцу; 0 — географическая широта
местности
f 222
ns = jcos(a) +Ksin(a);
иг = icos (6) sin<rM> - /cos (6) cos (tm) + Xsin(6).
Перемножив скалярно векторы ns и nt, получим искомое значе
ние косинуса угла
cos (уг) = nsnr = sin (a) sin0 - cos (а) cos (6) cos (тм).
Для определения интенсивности солнечного излучения с учетом
его поглощения в атмосфере необходимо найти угол восхождения
Солнца над горизонтом [J:
Р = ^-уг=^ - arccos(sin(a) sin (6) - cos (a) cos (6) cos (тм) J;
P = arcsinfsin (a) sin (6) - cos (a) cos (6) cos (rM) j.
Теперь, зная экспериментальную зависимость S(p), можно вычис-
лить значение падающего на горизонтальную площадку удельного
солнечного излучения
5Г = S (P)cos(yr).
Для определения солнечного излучения, падающего на вертикаль-
ную площадку (рис. 4.14), рассмотрим топоцентрическую систему
координат X7y7Z7 (рис. 4.15), центр которой связан с точкой на
поверхности Земли. Ось Z7 направлена по нормали к поверхности,
ось Х! направлена по меридиану на юг, а ось- У7 направлена по
широте на восток. Единичные орты по X7 Y1 Z7 обозначим через i7,
jf, к7.
Нормаль к вертикальной площадке лежит в плоскости Х! О1 Yf
и записывается в виде
= i7 cos (ф) + /sin (4г),
где ф — положительный угол между осью X7 и нормалью к верти-
кальной площадке.
131 о
Рис. 4.14. Схема углов для определения
полного теплового потока:
ф - - положительный угол между осью X'
и нормалью к вертикальной площадке; £ —
угол между нормалью к произвольно ори-
ентированной площадке и горизонтальной
плоскостью X'OY'
Рис. 4.15. Схема векторов при расчете
солнечного теплового потока:
О — центр Земли; О' — точка на повер-
хности Земли; Z' — ось, направленная по
нормали к поверхности Земли; X’ — ось,
направленная по меридиану на юг; У' —
ось, направленная по широте на восток; а
— угол между плоскостью экватора и
плоскостью эклиптики; S — направление
на Солнце; лр — единичный вектор
Связь между топоцентрической и геоцентрической системами ко-
ординат (рис. 4.16) выражается формулами
i! = /sin (6) sin (тм) -/sin(0)cos (тм) -Acos(0);
}' = icos(rM) + ysin(TM);
к1 = icos(0)sin(rM) -/cos(6)cos (тм) + £sin(6).
Подставляя полученные фррмулы в выражение для , получим
Рис. 4.16. Схема связи между гопоцентрической и
1 еоцентрической системами координат:
Ф — положительный угол между осью X' и нормалью
к вертикальной площадке
f 222
nB = г(51П(ф)С05(тл) + sin (8) cos (ф) X
x sin (тм) J + j (sin ф) sin (?M) - sin (0) x
x COS (ф) COS (tm) - £COS(6)COS<1|!).
Перемножая скалярно векторы ns и nB, получим косинус угла
между нормалью к вертикальной площадке и направлением солнеч-
ного излучения
cos (ув) = cos (a) (sin (i|i) sin (тм) - sin (6) x
x cos(ip)cos(TM)j - sin (a) cos (6) cos (ф>.
Падающий на вертикальную площадку солнечный тепловой поток
5В = 5(p)cos(yB).
Для определения солнечного излучения, падающего на произволь-
но ориентированную площадку, обозначим через 5 угол между
нормалью к произвольно ориентированной площадке и горизон-
тальной плоскостью X10! У1, а через ф — положительный угол
между осью X, направленной строго на юг, и проекцией нормали пш
на плоскость X101 Y1. Вектор можем записать в виде
нпл = гzcos <5) cos + j1 cos (Оsin(ф) +Kzsin(?)-
Используя выражения для t1, j1 и К1, получим в системе коор-
динат XYZ
% = i(sin(8)cos(^)cos(i^sin(TM) +
+ cos (Osin (ф) cos (тм) + cos(8)sin(Osin(TM)) +
+ /(cos (О sin (ф) sin (тм) - sin (6) COS (О COS (ф) X
X cos (tM) - cos (6) sin (O COS (tm) J +
+ A?(sin (6) Sin (O - cos (6) COS (O COS <1|1) ).
132 о
Перемножая скалярно векторы ns и п^, получим выражений
cos(Yj) = sin (a) [sin (6) sin (О - cos (6) х
х cos (?) cos <i|i) ] + cos(a)[cos(£)sin(i(f) *
x sin (rM) - sin (S) cos (?) cos (ф) cos (tm) -
- cos (0) sin (О cos (tm ) ].
Падающий на произвольно ориентированную площадку солнечный
тепловой поток
=S(0)cos(Ys).
Учитывая изложенное, получим
5|1Л =Srsin(5) +5ycos<0-
Радиационные тепловые потоки играют весьма важную роль при
определении теплового режима СА. Поглощение, переотражение
внешних радиационных потоков, собственное излучение существенно
влияют на температурное поле СА, особенно в конструкциях с пас-
сивной системой терморегулирования. При температурах 300 К и
давлении 9,8* 104 Па газовая среда внутри СА практически является
прозрачной. Расчет взаимодействия излучения с телом в строгой
постановке представляет собой сложную задачу, так как необходимо
знать радиационные характеристики материалов в зависимости от
направления излучения, длины волны, состава и вида падающего
излучения, температуры поверхности. Здесь будем предполагать, что
радиационные характеристики тел не зависят от направления (т.е.
они являются диффузными излучателями и диффузными отражате-
лями), длины волны и температуры тела и выполняются законы
Кирхгофа. Проведенные экспериментальные исследования показали,
что диффузная модель расчета лучистого теплообмена является
приемлемой для упрощенного решения задачи о внутреннем тепло-
вом режиме СА.
Задача радиационного теплообмена между изотермическими
элементами сводится к решению системы интегральных уравнений
относительно плотностей эффективного излучения:
ч
+ *
f 222
X
где Р и М — точки на поверхностях i и j соответственно,
cos(0p)cos(0M)
Х(Р, Лт) = __________________
nRPM
где Ор — угод между нормалью к поверхности i в точке Р и лучом,
соединяющим точки Р и М; 0М - угол между нормалью к поверхнос-
ти / в точке М и лучом, соединяющим точки Р и М.
Решение системы для произвольно расположенных тел весьма
сложно, поэтому мы допустим, что плотности эффективного излуче-
ния постоянны на поверхности тел. В этом "случае, проинтегрировав,
получим
и
^эф/ = Eio^'i + О “ С;)
1 1 Г с COS (0;) COS (0;>
4- П-—4-!-^
I кгу
Таким образом, лучистый тепловой поток к телу i с учетом мно-
гократных переотражений между всеми телами определяется следую-
щим выражением:
^луч/ “ (с£^пад1 - Eio^'j
п
гДе ^пад i “ ^эф /Ру*
Основываясь на изложенном выше, можем описать тепловой
режим СА следующей системой уравнений:
4Т.
(ИуС); —2 = liAs.-SjFj + aFATB - Т}) +
ат / / j *
+ - Г/) + /1Еуе3КуФу.3а(Т34 - Т;4) + Z2Qy +
133 о
°i-j ni~j
где VfC — полная теплоемкость элемента; As — коэффициент погло-
щения солнечной энергии; S — солнечный тепловой поток, падающий
на элемент; F — площадь элемента; а — коэффициент теплоотдачи
с окружающим воздухом; <р — угловой коэффициент между элемента-
ми, обменивающимися излучением; о — коэффициент Стефа-
на-Больцмана; Q — внутреннее тепловыделение; Л — коэффициент
теплопроводности твердых тел; Лэфф — эффективный коэффициент
теплопроводности воздушной прослойки; 6 — расстояние между
центрами расчетных узлов; Л — толщина воздушной прослойки; Т —
температура; t — время;
1 для внешних элементов;
О для элементов внутри СА;
1 для тепловыделяющих элементов;
О для нетепловыделяющих элементов.
Индексами обозначено: j — номер рассматриваемого элемента; i —
номер соседнего элемента; в — воздух; 3 — Земля.
Запишем систему дифференциальных уравнений в конечно-раз-
ностном виде
Т; L ] - Т; L
= £ (2г-_у,
где k — температура ;-го элемента в 4-й момент времени; Tj Л+1
— температура /'-го элемента в (4+1) -й момент времени; Дт — шаг по
времени; £ <2(_у — правая часть.
i
Решаем систему по явной схеме методом Эйлера, т.е.
Т; к*\ = Tik. + ——
'’*** 1к (ГуС).-
f 222
Начальным моментом рассматриваемых расчетных участков
является ввод парашютной системы С А после баллистического спуска
с орбиты искусственного спутника Земли. Основными начальными и
граничными параметрами участка парашютирования являются:
tc — момент (время суток) срабатывания парашютной системы;
Нп — высота ввода парашютной системы;
Т — начальные температуры внутренних элементов СА и внешне-
го ТЗП, нагретого при аэродинамическом торможении в плотных
слоях атмосферы;
Уп — скорость спуска на парашюте;
Гв = /(Я) — изменение температуры воздуха по высоте.
Основными начальными и граничными параметрами участка
нахождения СА на Земле являются:
/г — профили температуры по элементам СА в момент приземле-
ния; VB — скорость ветра в месте посадки; Тя = f(t) — изменение
температуры воздуха по времени суток; = /(Й — изменение темпе-
ратуры Земли в месте посадки; S(p) — изменение солнечного тепло-
вого потока, падающего на перпендикулярную солнечному излуче-
нию площадку в зависимости от угла восхождения Солнца над
горизонтом.
Основной задачей системы терморегулирования СА на участках
парашютирования и после приземления является обеспечение задан-
ных диапазонов температур агрегатов и систем, находящихся в СА
в течение заданного периода времени. Как два крайних случая
рассматриваются варианты приземления СА зимой или летом. В
зависимости от времени года используются разные способы обеспече-
ния теплового режима. Данная задача решается с использованием
как пассивных, так и активных систем терморегулирования.
Активные системы терморегулирования включают в себя такие
элементы, как холодильники, нагреватели, термостаты, тепловые
трубы, вентиляторы и др. Так, например, широко используется
способ прокачивания забортного воздуха через аппарат, при условии
когда температура забортного воздуха меньше максимально допус-
тимой температуры внутренних элементов СА.
Пассивные системы терморегулирования используют теплоизоли-
рующие материалы, покрытия с регулируемыми поверхностными
оптическими коэффициентами. Могут быть использованы такие
способы, как сброс нагретой теплозащитной оболочки после прохож-
дения спускаемым аппаратом плотных слоев атмосферы и предвари-
тельное захолаживание или подогрев. Для обеспечения заданного
диапазона допустимых температур может быть использована и более
четкая работа поисково-спасательных служб с целью уменьшения
времени нахождения СА на земле до момента эвакуации.
134 о
4.4. КОНСТРУКЦИЯ И КОМПОНОВКА ПРИБОРНЫХ ОТСЕКОВ
Приборные отсеки могут иметь герметичную или негерметичную
конструкцию, в них размещают аппаратуру, которую нецелесообраз-
но помещать в СА или АО. ПО имеют развитые электро- и гидроком-
муникации с другими отсеками, поэтому в общей схеме КА размеща-
ются чаще всего между СА и АО. Иногда применяют дополнительные
ПО в виде контейнеров различной конфигурации, которые крепятся
к силовой конструкции. При проектировании ПО может быть реко-
мендована следующая последовательность:
1) расчет объема отсека на основе известного объема и состава
приборов или по статистическим данным;
2) определение конфигурации отсека и его размеров с учетом
общей конструктивно-компоновочной схемы и ограничений на разме-
ры исходя из располагаемой зоны полезного груза;
3) выбор силовой схемы, эксплуатационных разъемов, люков,
конструкции крепления приборов;
4) определение размеров плат для крепления электро-, гидроразъ-
емов и их расположения;
5) выявление перечня приборов, требующих точной установки
относительно осей координат, имеющих ограничения на длины
кабелей, или элементы, устанавливаемые снаружи (инфракрасные
вертикали, датчики звезд и т.д.); приборов, требующих настройки в
процессе испытаний или замены в процессе эксплуатации;
6) осуществление компоновки ПО с учетом удовлетворения выяв-
юнных требований и ограничений, а также требований по центровке
отсека в целом и теплообмену (охлаждению) приборов.
При монтаже приборов конструктор должен учитывать кроме
перечисленных требований необходимость подведения коммуникаций,
их совместной сборки и минимизации длин коммуникаций, в первую
очередь для снижения их массы. Элементом компоновки является
прокладка трасс коммуникаций в отсеке. Основные трассы должны
быть определены в процессе конструирования рам и корпуса отсека,
предусмотрены места их крепления и обеспечено удобство монтажа.
Кабели в отсеках, как правило, объединяются в жгуты, которые
паядажируются к силовой конструкции эластичной лентой.
Внутри герметичных ПО поддерживаются условия, необходимые
11я функционирования приборов.
Приборные отсеки могут иметь различную конфигурацию, наи-
1Ю 1ыпее распространение получили схемы, показанные на рис. 4.17.
Конструкция ПО сварная с эксплуатационными и технологическими
ра гъемами. Корпус состоит из оболочки, подкрепленной шпангоутами
п стрингерами. Шпангоуты используются для крепления ПО к дру-
f 222
Рис. 4.17. Конструктивные схемы ПО:
/ — КА "Ресурс Ф”, 2 — КА НИКА, J — КА ЭКО—НХ, 4 — навесной горовый отсек,
5 — приборный контейнер "Наука”
гим отсекам КА, к шпангоутам крепятся рамы для установки прибо-
ров. В местах герморазъемов на шпангоутах имеются проточки для
расположения гермоуплотнителей. Гермоуплотнители располагаются
обычно на шпангоуте корпуса. В корпус гермоотсеков ввариваются
гермоплаты для расположения электро- и гидроразъемов и заправоч-
1
Рис. 4.18. Схема эксплуатационного разъема КА НИКА:
1 — стенд КИ, 2 — ось кантования, 3 — нештатный эксплуатационный разъем, I—III,
II—IV — плоскости стабилизации
135 о
4
Рис. 4.19. Конструкция рамы ПО КА ”РесурС-Ф2” и схема монтажа приборов;
7 — большая рама, 2 — верхняя добавочная рама, 3 — стержни; 4 — фитинги, 5 —
монтаж приборов на большой раме, 6 — монтаж приборов на верхней добавочной
раме, 7 — установка рамы в корпусе ПО, 8 ~ крепление приборов снаружи ПО, 9 —
узел стыковки рамы с корпусом ПО
ных клапанов. На рис. 4.18 показана конструкция и схема эксплуата-
ционных разъемов ПО КА НИКА. Раскрытие разъема осуществляется
в стенде комплексных испытаний (стенд КИ).
Приборы внутри ПО крепятся к съемным рамам или кронштей-
нам. Конструкция приборной рамы КА ”Ресурс-Ф2” показана на
рис. 4.19. Она состоит из стержней из алюминиевого сплава и фитин-
гов, соединенных сваркой. Крепление к верхнему шпангоуту ПО
осуществляется при помощи ряда кронштейнов, приваренных к
верхнему поясу рамы. Для удобства монтажа и эксплуатации рама
состоит из двух секций: нижней основной и верхней добавочной.
Монтаж приборов и кабелей производится, когда рама вынута из
ПО и установлена на подставку. На основной раме монтаж произво-
дится в два яруса. В нижнем ярусе располагаются приборы, не нуж-
дающиеся в доступе, в верхнем — нуждающиеся в обслуживании.
На верхней раме располагаются приборы, которые могут снимать-
ся и устанавливаться в процессе эксплуатации, например химические
f 222
7
72
Рис. 4,20. Установка приборов и агрегатов снаружи ПО:
I *- нижний конус; 2 — цилиндрическая вставка, 3 — верхний конус; 4 — монтаж
приборов на нижнем конусе; 5 — монтаж приборов на верхнем конусе; 6 — монтаж
приборов на цилиндрической вставке; 7 — шар-баллоны СИО; 8 — инфракрасная
вертикаль; 9 — жалюзи СТР; /0 — приводы жалюзи; II — АФУ; 12 — кабель-мачта,
13 - ПТДУ
источники тока, которые снимают для их зарядки на техническом
комплексе.
При установке рамы в корпусе ПО осуществляется подключение
БКС и гидромагистралей к герморазъемам на гермоплате с внутрен-
ней стороны ПО, осуществляется монтаж приборов и антенн снаружи
корпуса ПО (рис. 4.20). На нижнем конусе ПО смонтирован змеевик-
радиатор СТР, жалюзи СТР с электроприводами, установлены
реактивные сопла СИО системы ориентации по каналам тангажа и
рыскания и АФУ системы телеизмерений, а также пороховая тормоз-
ная двигательная установка.
На верхнем конусе в гнездах крепятся шар-баллоны с запасами
сжатого азота для СИО,-реактивные сопла СИО по каналу крена,
кабель-мачта для электро- и гидросвязей с СА. Путем перестановки
136 о
шар-баллонов осуществляется балансировка отсека без применения
дополнительных грузов. Для этого на верхнем конусе остается одно-
два свободных гнезда для шар-баллонов.
Эксплуатационные условия в герметичных и негерметичных
отсеках. Эксплуатационные условия в гермоотсеках определяются
типом и назначением КА, а также требованиями со стороны распола-
гаемой аппаратуры.
Примерные условия для гермоотсеков автоматических КА заклю-
чаются в следующем:
давление воздуха от 4,5- 104 до 1,48- 105 Па;
возможно содержание гелия до 0,01 %, который используется при
испытаниях на герметичность;
температура воздуха от 0 до 40 °C, если предъявляются повышен-
ные требования по поддержанию температурного режима, то 20 ±5 °C.
Отсеки могут вместо воздуха заправляться азотом.
Рабочее давление в отсеке может быть понижено до минимально
допустимого, при этом следует учитывать особенности обеспечения
теплового режима находящихся внутри приборов.
Аппаратура, устанавливаемая в негерметичных отсеках, должна
функционировать в условиях глубокого вакуума и температуры,
окружающей аппаратуру конструкции, 50 °C.
Аппаратура, устанавливаемая в негерметичном отсеке и снаружи
КА, подвергается действию ионизирующего излучения:
от фона естественной радиации 0,07 рад/сут;
от вспышки на Солнце 3,3- 102 рад;
от фона искусственной радиации 1,5- 103 рад за все время рабо-
ты.
Обеспечение герметичности соединений корпуса. Гермоконтур
корпуса отсека составляет силовая оболочка, свариваемая из различ-
ных частей, с присоединенными к ней шпангоутами, гермоплатами,
различного рода штуцерами. Конструкция гермоконтура должна
выдерживать заданное избыточное давление в условиях действия
эксплуатационных нагрузок.
Герметичность неразъемных соединений обеспечивается сваркой
и последующим контролем сварных соединений. Герметичность
разъемных соединений проверяется пневмоиспытаниями в барокаме-
рах. Для обеспечения герметичности неразъемных соединений иногда
применяют герметики, которые наносят на места стыков. При проек-
тировании обычно составляется схема контура герметичности отсека,
которая представляет собой схематическое изображение конструкции
отсека с подробным описанием мест разъемных соединений и спосо-
бов их герметизации. Гермосоединения многоразового действия
имеют эластичные уплотнители. Уплотнители закрепляются в канав-
f 222
ках, проточках и т.д. Рабочее относительное обжатие прокладки
составляет 35...40 %. Для того чтобы обеспечить полость для упругой
деформации уплотнителя, делаются специальные проточки, фланце-
вые соединения затягиваются, как правило, до упора. В соединениях
трубопроводов применяются прокладки из пластичных металлов
(медь, алюминий), при этом часто применяется канавочно-клиновой
профиль соединения.
После каждого раскрытия и последующего закрытия гермостыка
обязательно проведение гермоиспытания отсека. Уменьшить объем
работ можно путем применения двухручьевого уплотнения. Оно
представляет собой дублированное двухконтурное уплотнение. Про-
верка его на герметичность осуществляется путем вакуумирования
полости между уплотнителями через специальный штуцер, что резко
снижает объем испытаний. Двухручьевая герметизация применяется
на люках СА КА ’’Бион”, где требуется снятие и установка люка на
стартовом комплексе.
Испытания на герметичность отсеков и КА в собранном виде
обычно проводятся в барокамере. После откачки из барокамеры
воздуха контролируется снижение давления в отсеке. Значение
утечки газа из отсека определяется по формуле
о - Vmc<p° ~Р1)
где Q — утечка газа, м3- Па/с; V — свободный объем отсека, м3; р0,
Pj —- начальное и конечное давление в отсеке за время испытания,
Па; — промежуток времени, в течение которого проводились
испытания.
4.5. АГРЕГАТНЫЕ ОТСЕКИ
В агрегатных отсеках располагаются двигательные установки,
агрегаты систем энергопитания, терморегулирования и т.д. Наличие
двигательных установок и требование свободного торца для сопел
ЖРД приводит к тому, что АО, как правило, является хвостовым
отсеком и содержит привалочную плоскость для стыковки с ракетой-
носителем. Корпуса агрегатных отсеков негерметичны, это позволяет
применять клепаные конструкции из высокопрочных алюминиевых
сплавов и неметаллических материалов на основе стекловолокна,
углепластов и других композитных материалов. Вследствие хвостово-
го расположения конструкция АО наиболее нагружена, поэтому при
проектировании отсека уделяется-большое внимание выбору силовой
Рис. 4.21. Компоновка АО КА "НИКА":
1 — компенсатор, 2 — блок питания, 3 — двигатель ориентации; 4 — антенна КИС,
5 — резервные зоны установки, 6 — антенна, 7 — антенна КИС; 8 — корпус АО; 9 —
экран АО; 10 — КДУ, 11 — микроЖРД, 12 — гидроколодка; 13 — панель; 14 —
кронштейн крепления КДУ; 13 — баллоны со сжатым газом
схемы. Наилучшим образом подходит цилиндрическая или слабо
коническая форма. Иногда вокруг АО необходима дополнительная
зона полезного груза снаружи отсека.
На рис. 4.21 показана конструкция корпуса АО КА ’’НИКА”.
Корпус имеет стеклопластиковую трехслойную конструкцию с сото-
вым заполнителем. Внутри трехслойной оболочки вклеены подкреп-
ляющие элементы, окантовки люков, бобышки для крепления прибо-
ров, агрегатов, БКС. Корпус имеет два основных силовых шпангоута:
нижний — для установки на ракету-носитель и верхний — для креп-
ления приборного отсека. В состав корпуса АО входит хвостовой
защитный экран, который защищает агрегаты отсека от воздействия
факела ЖРД и микроЖРД, а также служит для обеспечения тепло-
вого режима в отсеке. Иногда совмещают верхний шпангоут с дни-
щем ПО, что позволяет получить некоторый выигрыш по массе
благодаря объединению силового шпангоута днища со шпангоутом
АО.
Обычно снаружи АО располагается наружный радиатор СТР. В
зависимости от необходимости для обеспечения теплового режима
между радиатором и корпусом АО может размещаться экранно-
вакуумная теплоизоляция. В корпусе АО предусматриваются люки
для подвода БКС и гидрокоммуникаций, для установки транспорти-
ровочных болтов в составе с ракетой-носителем и т.д. Двигательные
установки, имеющие большую массу, крепятся к заднему привален-
ному шпангоуту. Другие агрегаты устанавливаются на вкладыши,
вклеенные в оболочку.
f 222
ГЛАВА 5
АВТОМАТИЗИРОВАННАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ
КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
5.1. МЕТОДЫ УПРАВЛЕНИЯ, ИСПОЛЬЗУЕМЫЕ В АВТОМАТИЗИРОВАННЫХ
СИСТЕМАХ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
Задачи управления. В процессе управления КА средствами авто-
матизированной системы управления решаются следующие задачи:
подготовка исходных данных на расчет команд и программ управ-
ления бортовой аппаратурой;
выбор типа и числа режимов работы аппаратуры для выполнения
задачи на определенном типовом участке полета КА. Включение того
или иного режима ’’привязывается” либо к определенному району
поверхности Земли, либо к определенной точке орбиты;
навигационное обеспечение КА (проведение траекторных измере-
ний, определение текущих и прогнозируемых параметров движения);
контроль работоспособности КА и выполнения им задач;
контроль хода бортового времени, "привязка” его к единому
времени и учет в планировании работы бортовой аппаратуры (БА),
С учетом изложенного задача управления КА может быть опреде-
лена следующим образом.
По исходным данным, разработанным на основании целевой
задачи КА, измеренным текущим или прогнозируемым параметрам
движения и с учетом реального состояния КА требуется рассчитать
и сформировать на определенные моменты времени команды и про-
граммы управления БА, которые обеспечат наиболее эффективное
выполнение целевой задачи КА.
Для реализации задачи управления АСУ КА должна включать в
свой состав бортовой комплекс управления и наземный комплекс
управления (рис. 5.1). В процессе разработки АСУ КА решаются
задачи:
выбора методов управления;
разработки режимов управления, обеспечивающих требуемую
точность и экономичность;
командно-программного обеспечения управления КА;
баллистико-навигационного обеспечения управления КА;
138 о
Космической комплекс
Научная
аппаратура
Овеслечивающая КА
аппаратура
Спускаемый
аппарат
виршавои комплекс управления
(Я/ЯГ | | 5СН | [ ОД I
1зргс | [сгкрп] |ai KKcj
> РК,РП
Поисково-спасатель—
ноя служба
I ССПД |
у св, кек, ктнп
с /управления
LZ,Командно-
| изнершпелъяыи
НСККС
Полигон
запуска
Центр
пользователя
{ Каналы сДамг |
АРМ I чСПД I
оператора- .----- 1 ___,
управленуа | ИВК ЦУП |
Центр
управления
палетам
АСИ
КА
1
I
I
I
I
КПЗ
шш Г :SSTBBTS5IS?S&
Вспомаеательные БИ8 рТ8 U'U,UJ
задачи
Секторы управления КА
Рис. 5.1, Типовая структура технических средств наземного комплекса управления
и АСУ КА в составе космического комплекса
информационно-телеметрического обеспечения управления КА;
контрольно-диагностического обеспечения управления КА;
оптимального распределения функций управления между НКУ и
Г, КУ;
разработки программы управления (ПУ) и технологических
11иклов управления (ТЦУ) КА и др.
Актуальность исследования возможных методов управления в
автоматизированных системах управления КА. Поведение АСУ КА
как целенаправленной системы преследует цель, сформированную
f 222
надсистемой. Это выражается в том, что из всех возможных система
принимает состояния, обеспечивающие увеличение (сохранение)
некоторого функционала состояния путем осуществления стратегии
минимизации локальных показателей, которая должна привести к
оптимизации глобального показателя функционирования КА и кос-
мического комплекса в целом. Этот функционал, являющийся мерой
целенаправленности, носит наименование эффективности.
Повышение эффективности функционирования при сложившейся
технологии определяется четырьмя основными факторами;
1) оптимизацией иерархии целей и информационной структуры
путем уточнения целей и устранением противоречий между ними,
исключением ненужных узлов управления и потоков информации и,
наоборот, если это необходимо, созданием дополнительных узлов
управления потоками информации;
2) оптимизацией внутри заданных целей и структур управления
путем использования более совершенных методов и алгоритмов
управления, средств их реализации и согласования информационных
потоков между человеком и машиной;
3) оптимизацией внутренней структуры узлов управления;
4) оптимизацией самого объекта управления для обеспечения его
совместимости с системой управления.
Применительно к структуре АСУ КА, состоящей из НКУ и БКУ
КА, четвертый фактор касается в основном вопросов построения и
функционирования БКУ КА, третий фактор — НКУ КА, первый и
второй факторы как БКУ, так и НКУ КА.
Если значимость первого и третьего факторов в повышении эф-
фективности функционирования АСУ КА в результате отработаннос-
ти технических и организационных решений не представляется
доминирующей, то второй и четвертый факторы оказывают на нее
решающее влияние.
Необходимость исследования различных методов управления
диктуется еще и тем, что управление сложными системами ведется
при недостатке информации. Для узлов управления, являющихся
объединением людей и технических средств, такие системы лишь
частично наблюдаемы, частично управляемы и частично познаваемы.
Поэтому по мере усложнения АСУ и КА как объекта управления
принятие решений будет происходить в условиях возрастающей
неопределенно сти.
Обеспечить оптимальное функционирование системы в условиях
изменения внешней среды и внутренней структуры невозможно, если
исходить только из постоянных ("жестких”) алгоритмов управления.
Эту задачу могут выполнить адаптивные системы управления путем
использования информации, получаемой о+ расположенных выше
139 о
уровней управления и алгоритмов, которые позволяют получить
необходимую информацию за счет априорной информации и допо-
лнительного анализа управляемой подсистемы.
Все это подтверждает актуальность исследования различных
методов управления в АСУ КА и алгоритмов их реализации при
построении конкретных космических комплексов.
Классификация методов управления. Любое исследование опира-
ется, как правило, на прямую классификацию предмета исследова-
ния. Классификация может быть осуществлена по различным призна-
кам, и в зависимости от решаемой задачи можно выбрать различные
принципы классификации. Относительность и сложность проблемы
классификации известны, однако при решении практических задач
удобно, если есть разделение систем на классы и этим классам сопо-
ставлены приемы и методы системного анализа или даже методы
формализованного представления систем.
Примем классификацию, в которой делается попытка системати-
зировать АСУ КА по методу управления в целевом контуре управле-
ния КА Тогда все системы управления КА могут быть представлены
тремя основными группами, использующими:
программно-времернбй метод управления;
координатный метод управления;
координатно-временнбй метод управления.
Дадим краткую характеристику каждому методу управления.
Программно-временной метод управления характеризуется тем,
что логические и вычислительные работы, такие как расчет времени
выдачи разовых команд, расчет временных и параметрических уста-
вок, расчет коррекции временных программ и их кодирование, а
также другие расчеты, проводятся наземным комплексом управления.
Результаты расчетов передаются на борт КА в виде рабочей програм-
мы (РП). Все управляющие команды и сигналы формируются на
борту спутника как заданная функция времени в соответствии с РП.
Программно-временной метод управления на основании траектор-
ных измерений с Земли позволяет с достаточной степенью точности
прогнозировать на определенный интервал времени траекторию
движения КА и рассчитывать программу работы КА при допущении,
что реальное состояние КА на планируемом участке полета соответ-
ствует программе управления при ее реализации. Расчет времени
выдачи разовых команд, временных и параметрических уставок,
коррекция временных программ и их кодирование, а также другие
работы производятся в НКУ КА, что вызывает большие временные
задержки между получением навигационной и телеметрической
информации и использованием полученной информации для выработ-
ки управляющих команд и сигналов, подаваемых на БА Это обстоя-
f 222
тельство значительно уменьшает оперативность и точность управле-
ния.
Координатный метод управления характеризуется тем, что управ-
ляющие команды и сигналы формируются на борту КА как функции
измеряемых текущих координат, реального состояния БА КА и '
исходных данных, необходимых для выполнения поставленных перед
КА задач. Для осуществления такого метода управления на борту КА
необходимо иметь источник постоянной навигационной информации,
позволяющий производить измерения параметров движения центра
масс КА в любой момент времени. По результатам навигационных
измерений определяются координаты КА, которые совместно с дан-
ными о реальном состоянии систем и исходными данными использу-
ются в БКУ КА для вычисления логических операций управляющих
команд и сигналов, выдаваемых в БА при нахождении КА в данной
точке пространства.
Координатный метод управления позволяет перенести в БКУ КА
выполнение практически всех операций, осуществляемых НКУ КА
при программно-временнбм методе управления. В результате в БКУ
КА передаются только изменения и дополнения к программе полета,
заложенной при запуске КА.
Координатно-временнбй метод управления отличается от коорди-
натного тем, что при его использовании управляющие команды и
сигналы формируются как-функция не только измеряемых, но и
прогнозируемых параметров движения центра масс КА.
Координатно-временнбй метод управления не предусматривает
наличия постоянного источника навигационной информации в БКУ
КА в тех случаях, когда возможно реализовать процесс управления
БА без прогнозирования выдачи управляющих воздействий. Этот
метод объединяет возможности программно-временного и координат-
ного методов управления.
Как правило, чем сложнее задачи, решаемые КА, тем сложнее
процесс управления КА, который может быть представлен в виде
логически законченных участков, а моменты времени их работы
можно определить, только зная моменты времени и условия работы
последующих логических законченных участков.
Это, в свою очередь, делает неприемлемым координатный метод
управления для КА со сложной целевой задачей.
Состав потоков информации между бортовым комплексом
управления и наземным комплексом управления КА. Характеристи-
ки потоков информации (структура, объем) непосредственно зависят
от принятых метода управления КА и распределения функций систе-
мы управления между БКУ и НКУ, состава исходных данных, необ-
ходимых для реализации алгоритмов БКУ, состава параметров,
140 о
характеризующих результаты расчета и реализации режимов работы
БА КА. О количественных показателях потоков информации можно
вести речь только в случае определенного технического варианта
построения КА для решения конкретной задачи. Поэтому при рас-
смотрении обмена информацией между БКУ и НКУ КА вообще
целесообразно ограничиться качественной стороной проблемы, в
данном случае рассматривая состав потоков информации в гипо-
тетической АСУ КА, использующей координатно-временнбй метод
управления.
Разбивая поток информации по направлениям НКУ—БКУ и
БКУ—НКУ, получим следующие потоки:
а) при передаче в БКУ КА рабочей программы:
инструментальные погрешности приборов системы управления
движением КА;
навигационную информацию,
исходные данные для планирования, расчета и реализации циклов
управления БА;
информацию для коррекции шкалы времени КА и привязки
бортовой и наземной шкал времени;
исходные данные для реализации включений комплексной двига-
тельной установки;
исходные данные для планирования и расчета в БКУ КА сеансов
связи с НКУ КА;
исходные данные для планирования и реализации в БКУ КА
цикла подготовки к спуску и спуск КА;
исходные данные для обеспечения работы средств автономной
навигации;
исходные данные для формирования алгоритмов-режимов в БКУ
КА;
б) при объеме информации, накопленной в БКУ КА:
навигационную информацию, определенную в БКУ КА автономно;
результаты расчетов режимов управления БА;
информацию о реализации циклов управления БА;
информацию об отклонениях от нормальной работы БА и отказах.
Таким образом, главное отличие в структуре потоков при выборе
того или иного метода управления заключается в основном в обеспе-
чении БКУ КА навигационной информацией с требуемыми точнос-
тными и оперативными характеристиками и обмене ею между БКУ
и НКУ КА.
Основываясь на выбранном методе управления КА, структуре и
характеристиках потоков информации, распределении задач между
БКУ и НКУ КА, можно перейти к разработке технологических
циклов управления КА и на их основе произвести выбор структуры
НКУ, удовлетворяющей принятым показателям
f 222
5.2. ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ ЦИКЛЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМ
АППАРАТОМ СРЕДСТВАМИ НАЗЕМНОГО КОМПЛЕКСА
УПРАВЛЕНИЯ
Общие сведения о процессе управления КА средствами наземно-
го комплекса. Наземный комплекс управления КА представляет
собой совокупность технических средств командно-измерительных
пунктов, Центра управления полетами (ЦУП) и каналов связи,
обеспечивающих информационный обмен между КИП и ЦУП, а
также между ЦУП и другими элементами космического комплекса,
взаимодействующими с ЦУП при управлении КА. К таким элемен-
там, в частности, относятся:
полигон запуска (П3>;
поисково-спасательный комплекс;
центр пользователя, осуществляющий планирование и контроль
использования КА по целевому назначению.
Технические средства КИП и каналы связи используются, как
правило, для управления различными типами КА, поэтому как
средства коллективного пользования они входят в состав НКУ функ-
ционально.
ЦУП создается для управления ограниченным числом КА одина-
кового или близкого целевого назначения, которые имеют одинако-
вые или похожие состав и характеристики бортовой аппаратуры КА,
а также идентичную технологию и метод управления.
Технические средства КИП при вхождении КА в зону радиотехни-
ческой видимости (ЗРВ) в соответствии с программой сеанса связи
(СС) выполняют следующие сеансные операции управления (СОУ):
прием с борта КА телеметрической информации (ТМИ) и инфор-
мации оперативного контроля (ИОК), характеризующих состояние
БА КА и ход отработки заложенной ранее на борт РП;
проведение сверки времени (СВ) бортовой шкалы времени (БШВ)
со шкалой московского времени (ШМВ) КИП;
проведение измерений текущих навигационных параметров
(ИТНП) движения КА;
выдачу на борт КА командно-программной информации (КПИ) в
составе разовых команд (РК) немедленного исполнения и РП функ-
ционирования бортовой обеспечивающей и научной аппаратуры.
Прием с борта КА ТМИ и ее регистрация осуществляются назем-
ной приемно-регистрирующей системой (НПРС). Остальные СОУ
выполняются средствами наземной станции (НС) командно-измери-
тельной системы (КИС).
По результатам выполнения СОУ средства КИП формируют и
выдают в ЦУП вместе с получаемой с борта КА информацией также
141 о
экспресс-отчет^ содержащий необходимые данные о ходе и результа-
тах выполнения заданной программы СС.
При управлении низкоорбитальными КА ЗРВ средствами КИП
циклически повторяются на интервале спутниковых суток.
Под спутниковыми сутками будем понимать интервал времени
начиная от времени восходящего узла первого ’’видимого” витка
спутниковых суток до времени восходящего узла первого ’’видимого”
витка следующих суток. Причем под первым ’’видимым” виткам
понимается виток, на восходящей части которого восточный КИП
имеет ЗРВ продолжительностью не менее требующейся для выполне-
ния СС с КА.
Циклическая повторяемость ЗРВ влечет за собой циклическую
повторяемость СОУ, выполняемых средствами КИП и операций
управления (ОУ), выполняемых средствами ЦУП,
Для дальнейшего рассмотрения процесса управления КА средства-
ми НКУ введем следующие определения.
Программа управления КА в сеансах связи (или программа сеан-
сов связи) — это программа СОУ, выполняемых в определенном
порядке с распределением по конкретным виткам и КИП, имеющим
ЗРВ с КА, в привязке к ШМВ на заданном интервале планирования
(как правило, на интервале спутниковых суток).
Операция управления КА — операция, выполняемая средствами
ЦУП и обеспечивающая решение одной или нескольких функцио-
нальных задач управления КА.
Микрооперация управления (МОУ) — совокупность СОУ и (или)
соответствующих ей ОУ, связанных между собой информационно и
(или) логически. Примером МОУ может служить МОУ расчета и
закладки на борт КА РП. Каждая МОУ характеризуется продолжи-
тельностью и вероятностью выполнения применительно к конкрет-
ным средствам и условиям их реализации.
Технологический цикл управления КА — это информационно и
логически связанная, упорядоченная во времени совокупность МОУ
с указанием их продолжительности, определенная на интервале
планирования в привязке к ШВМ, начинающаяся СОУ контроля и
завершающаяся СОУ выдачи на борт КПП на следующий интервал
планирования, образующая цикл управления КА.
Технологический график управления (ТГУ) КА — графическая
форма представления ТЦУ КА (форма ленточного графика) на
масштабированной шкале времени или в привязке к ШМВ.
Состав и расположение СОУ, выполняемых средствами КИП, и
ОУ, выполняемых средствами ЦУП на ШМВ каждого ТЦУ КА, в
общем случае отличаются друг от друга в зависимости от различных
факторов.
f 222
При разработке ТЦУ КА анализ факторов, влияющих на построе-
ние ТГУ, позволяет все многообразие возможных вариантов построе-
ния ТЦУ КА свести к ограниченному числу (перечню) типовых
вариантов. Таким образом, интервал жизненного цикла каждого КА
может быть разделен на множество типовых участков управления
КА, т.е. множество типовых ТЦУ КА, отражающих в совокупности
программу полета КА. На этапе летных испытаний и штатной экс-
плуатации типовые ТЦУ используются для построения реальных
ТЦУ в процессе оперативного управления КА в полете. Типовые
ТЦУ КА, разрабатываемые на этапе проектирования АСУ КА,
используются для оценки:
реализуемости ТЦУ КА применительно к любой типовой ситуации
управления;
выполнения требований, предъявляемых к процессу управления
КА.
Результаты оценки реализуемости разработанных типовых ТЦУ
КА и выполнения предъявляемых к ним требований используются
для формирования исходных данных и требований на разработку
НКУ данным КА. И наоборот, результаты проектирования НКУ
(например, данные по составу привлекаемых средств КИП или по
продолжительности выполнения ОУ средствами ЦУП) используются
при построении типовых ТЦУ. Таким образом, процесс разработки
ТЦУ КА и средств НКУ КА является итерационным с последователь-
ным уточнением проектных данных на всех этапах создания АСУ
КА.
Функциональная декомпозиция и информационно-функциональ-
ная структура процесса управления. Под информационно-функцио-
нальной (ИФ) структурой процесса управления КА средствами НКУ
будем понимать такую структуру, элементами которой являются
функции (функциональные задачи управления КА), а связями между
элементами — информационные массивы данных, требующихся для
реализации процесса управления КА (для всех типовых ТЦУ КА).
Построение ИФ-структуры процесса управления КА осуществля-
ется на основе функциональной декомпозиции задач управления.
В основу функциональной декомпозиции, в частности, могут быть
положены следующие функциональные составляющие:
планирование и командно-программное обеспечение (КПО) управ-
ления КА;
баллистико-навигационное обеспечение (БНО) управления КА;
контрольно-диагностическое обеспечение (КДО) управления КА;
информационно-телеметрическое обеспечение (ИТО) управления
КА.
142 о
Каждая из приведенных функциональных составляющих процесса
управления КА включает в себя основные функциональные задачи
управления КА.
Кроме основных функций (т.е. функций управлений КА) сред-
ствами ЦУП выполняется также ряд вспомогательных функций:
информационно-справочного обеспечения управления КА;
управления средствами и службами ЦУП и КИП;
информационного взаимодействия ЦУП и КИП и другими элемен-
тами.
На основе априорной информации о процессе управления КА-ана-
логом и анализа исходных данных по КА и КК в целом, а также
требований, предъявляемых к процессу управления КА, могут быть
определены конкретные функциональные задачи и информационные
связи между ними.
Таким образом, ИФ-структура процесса управления может быть
построена на основе блочно-иерархического подхода: сначала на
уровне функциональных составляющих (принципиальная ИФ-стру-
ктура), а затем до любого (требующегося на данном этапе проектиро-
вания) уровня детализации представления функциональных задач и
информационных потоков.
Аналогично функциональной декомпозиции может быть представ-
лена схема деления информационных массивов (вплоть до определе-
ния конкретного состава и характеристик каждого параметра, входя-
щего в состав данного массива).
Типовой вариант построения, информационно-функциональной
структуры процесса управления КА приведен на рис. 5.2.
Каждому информационному массиву присваивается наименование
и индекс. Индекс массива может характеризовать его принадлежность
к функциональным составляющим процесса управления, назначение
(для внутреннего или внешнего информационного обмена) и другие
свойства. В итоге может быть составлена таблица с перечнем инфор-
мационных массивов, циркулирующих в ЦУП при управлении КА,
содержащая кроме наименований и индексов также ряд основных
характеристик массивов и требований к их хранению, доступу к ним,
порядку уничтожения или передачи в архив длительного хранения.
Основными абонентами внешнего информационного обмена НКУ
(ЦУП) являются:
полигон запуска;
центр пользователя;
поисково-спасательный комплекс (в случае доставки на Землю
результатов работы научной аппаратуры в СА).
Внешними абонентами ЦУП могут быть центр обработки ТМИ и
f 222 баллистический центр, если они являются средствами коллективного
Рис. 5.2. Типовой вариант построения информационно-функциональной структуры
Процесса управления КА средствами НКУ
пользования или используются в качестве резервных (дублирующих)
средств.
Перечень и граф типовых технологических циклов управления
КА. Среди факторов, определяющих перечень типовых ТЦУ КА, 143 о
можно выделить следующие основные группы:
1) факторы, определяемые целевым назначением КА, составом,
функциональными возможностями и техническими характеристиками
его БА;
2) параметры орбиты;
3) режимы функционирования КА в полете;
4) этапы испытаний и эксплуатации КА (КК);
5) режимы функционирования КА в полете (этапы жизненного
цикла КА);
6) состав, структура, размещение, характеристики и загрузка
технических средств НКУ КА и других взаимодействующих с НКУ
элементов КК.
К первой группе факторов можно, например, отнести требования
со стороны научной аппаратуры и КА в целом к периодичности
обновления (уточнения) ПДЦМ КА и уточнения (или коррекции)
рабочих программ, а также к проведению СОУ контроля состояния
КА. Так, при наличии на борту КА системы автономной навигации
(САН) СОУ ’’Проведение ИТНП” могут проводиться значительно
реже, чем при отсутствии САН, и носить характер профилактическо-
го контроля. Аналогично при развитой системе бортойого контроля
потребность в сьемах ИОК и особенно ТМИ резко сократится.
Ко второму фактору относятся значения наклонений плоскости
орбиты КА и фактор суточного смещения трассы полета КА.
ЗРВ для каждого заданного наклонения плоскости орбиты на
интервале суток для определенного состава средств КИП имеют свои
особенности. Так, часть высокоширотных КИП может не иметь ЗРВ
с КА (при низком наклонении параметров его орбиты). Фактор
суточного смещения трассы полета КА приводит к смещению ЗРВ и
их продолжительности на ШМВ каждых спутниковых суток. Кроме
того, суточное смещение трассы палета влечет за собой периодичес-
кое (в зависимости от величины периода обращения орбиты) измене-
ние числа витков спутниковых сутрк.
Режимы функционирования КА в палете специфичны для каждого
типа КА, вместе с тем общими для всех типов КА являются следую-
щие режимы:
активного (целевого) функционирования;
пассивного функционирования, когда научная аппаратура времен-
но не выполняет целевую задачу (при этом КА находится в режиме
ориентированного или неориентированного полета);
выявления причин неисправности и восстановления работоспособ-
ности КА.
Очевидно, что программа управления КА на atane летных испыта-
ний (ЛИ) подчинена задаче проведения и успешного завершения
f 222
испытаний КА и КК в целом, что и отличает ее от ПУ на этапе
штатной эксплуатации (ШЭ), подчиненной задаче эффективного
решения КА целевой задачи. На этапе ЛИ, как правило, число СОУ
контроля состояния КА значительно выше, чем на этапе ШЭ.
Этапы жизненного цикла КА включают в себя подготовительный,
рабочий и завершающий этапы, каждый из которых преследует свои
цеди и решает специфические для него задачи. Так, в задачи началь-
ного этапа входят задачи запуска КА на орбиту выведения, контроля
работоспособности всех систем и приборов КА, подготовки к переведу
и перевода КА на рабочую орбиту. Рабочий этап может включать в
себя операции по поддержанию рабочей орбиты, получению с борта
КА научной информации и др. Завершающий этап решает задачи
увода КА с орбиты либо посадки СА с результатами целевого функ-
ционирования КА на Землю.
Состав, размещение, технические характеристики и загрузка
технических средств КИП определяют возможность вхождения в
связь с КА для выполнения программы полета в требуемые интерва-
лы времени. Состав и загрузка средств ЦУП (ИВК или терминаль-
ных станций, размещаемых в секторах управления) влияют на
степень готовности к выполнению ОУ технологических циклов управ-
ления КА.
Технические характеристики средств КИП и ЦУП определяют
продолжительность выполнения СОУ и ОУ соответственно, а также
вероятность их выполнения с заданной продолжительностью. Причем
должны быть также учтены возможности технических средств НКУ
в части временного функционального и структурного резервирования
СОУ и ОУ при реализации ТЦУ КА.
Учет одновременно только перечисленных выше основных факто-
ров в их различных сочетаниях требует рассмотрения и построения
огромного числа различных вариантов типовых ТЦУ КА. На практи-
ке сокращение перечня типовых ТЦУ КА может быть осуществлено
на основе включения в него типовых ТЦУ лишь для ситуаций,
наиболее характерных, значимых й критичных для описания и ана-
лиза процесса управления КА.
Для описания и анализа процесса управления на всем жизненном
цикле КА (кроме самих типовых ТЦУ) важным предметом рассмот-
рения является технология переходов от одного типового ТЦУ КА к
другому. Таким образом, для описания процесса управления КА на
основе типовых ТЦУ на протяжении всего жизненного цикла КА
может быть использован граф технологических циклов управления,
вершинами которого являются типовые ТЦУ КА, а ребрами — воз-
можные их переходы (отношения следования),
144 о
Так, за типовым ТЦУ подготовки КА к переходу на рабочую
орбиту следует типовой ТЦУ перевода КА на рабочую орбиту, допус-
кающий переход к типовому ТЦУ, выявления неисправности КА и
восстановления его работоспособности и т.д.
5.3. РАЗРАБОТКА ТИПОВЫХ ПРОГРАММ УПРАВЛЕНИЯ
КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТОМ
При построении типовых ПУ решаются следующие задачи:
определение зон радиотехнической видимости КА—КИП;
распределение СОУ по виткам и КИП на интервале спутниковых
суток, обеспечивающих реализацию каждого типового варианта ТЦУ
КА;
оценка реализуемости построенных типовых ПУ для выделенного
наряда средств КИП с учетом их ЗРВ.
Определение зон радиотехнической видимости КА—КИП осущес-
твляется для каждого из дискретно заданных значений параметров
орбиты. Причем на начальном этапе проектирования ПУ влиянием
суточного смещения на расположение ЗРВ можно пренебречь, приняв
для рассмотрения типовую ЗРВ КА — КИП для каждого типа средств
КИ (НС КИС или НПРО и заданных параметров орбиты (табл. 5.1).
Распределение СОУ по виткам осуществляется применительно к
каждому типовому варианту управления (из перечня типовых ТЦУ
КА). Пример распределения СОУ по виткам для варианта типового
ТЦУ активно функционирующим КА рассмотрен в табл. 5.2.
Таблица 51
2
Распределение СОУ по виткам для варианта типового
ТЦУ активно функционирующим КА
Таблица 52
Наименование соу Номера витков, видимых средствами КИП
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
Съем ТМИ Съем ИОК Сверка времени ИТНП Закладка РП (ДРП) Примечания для выполнения 2 Операции, 3 (+р) — one 4- + 4- + 1 One помеч рация 4- + (+р) фации енные резерв (+) + , поме 3Haxof ной за (+) ченньц 1 (+), кладки (+) знаке 1ЫП0ЛБ РП (+) (+) М "4-”, яются (+) (+) являк при (+) тся обя. :обходи1 + 4- (+) $ательт мости 4- + (+р) дни
Из табл. 5,2 следует, что на первом витке спутниковых суток,
после его выхода из области невидимых средствами КИП витков
(’’длинного” витка), осуществляется интенсивный контроль состояния
БА КА и оценка хода отработки заложенной ранее на борт КА рабо-
чей программы на основе СОУ ”Сьем ТМЦ”, ’’Съем ИОК”, ’’Сверка
времени”.
На первых витках осуществляется также ИТНП (как правило,
требуется 5,,.6 КИП сеансов ) для последующего определения (или
уточнения имеющихся) ПДЦМ КА. Указанные СОУ позволяют ЦУП
сформировать исходные данные для планирования дальнейших работ
по управлению КА и формирования управляющих воздействий
(КИП) на следующие спутниковые сутки полета.
В свою очередь, на первых витках спутниковых суток закладыва-
ется РП, рассчитанная по результатам оценки состояния КА в преды-
дущие сутки.
Перед уходом КА на ’’длинный” виток осуществляется контроль
состояния КА в основном в целях обнаружения возможных неисправ-
ностей БА КА и предотвращения их дальнейшего развития на интер-
вале ’’длинного” витка. Кроме того, может быть заложена на борт
Под КИПсеансом понимается сеанс связи КА со средствами одного КИП иди
интервал времени от момента начала оперативной связи средства КИП с КА (НПРС
или НС КИС) до конца оперативной связи с КА по завершении программы сеанса
связи данного средства КИП (или по выходу КА из ЗРВ средств данного КИП) 4 5 о
дополнительная РП (ДРП), уточняющая и дополняющая РП, зало-
женную на первых витках текущих спутниковых суток. Закладка
рабочих программ, как правило, резервируется на следующем (резер-
вном) витке с использованием средств другого КИПа.
При необходимости, например при выполнении БА КА ответствен-
ных операций (изменение ПДЦМ КА и др.), дополнительно выполня-
ются операции контроля состояния КА и (или) ИТНП.
В табл. 5.2 в числе операций управления не приведена ’’Выдача
РК", так как выдача РК осуществляется в каждом КИПсеансе.
Подобное распределение операций управления по виткам на
интервале спутниковых суток осуществляется для каждой типовой
ситуации управления из состава ранее определенного перечня.
Следующей задачей, решаемой разработчиком типовых программ
управления, является оценка их реализуемости выделенным для
управления данным КА составом средств. В другой постановке эта
задача может быть также определена как выбор требуемых для
надежного управления данным КА состава и структуры средств КИП.
В результате ее решения определяется фиксированный состав средств
КИП, гарантированно обеспечивающих реализацию любой, в том
числе и наиболее ’’напряженной” (с точки зрения загрузки этих
средств) программы управления КА. Процесс выбора достаточного
для управления КА состава средств КИП осуществляется на фоне
регулярного изменения данных по всему ряду факторов, влияющих
на построение ТЦУ, по мере их уточнения разработчиком КА и КК
в целом на всех этапах их создания. Поэтому данную задачу целесо-
образно решать автоматизированно, с использованием ЭВМ, на
основе моделирования типовых программ управления и средств КИП.
Причем задачей моделирования типовых ПУ является генерация
СОУ типовых ПУ на всем интервале жизненного цикла КА, а зада-
чей моделирования средств КИП — определение возможности реали-
зации СОУ типовых ПУ выделенным составом средств. На основе
указанных моделей может быть также решена задача выбора опти-
мального (рационального) состава и структуры средств КИП как для
каждого варианта типовых ПУ, так и для управления КА на всем
интервале его жизненного цикла с учетом загрузки этих средств
операциями проведения СС с другими КА.
5.4. РАЗРАБОТКА ТИПОВЫХ tEXH О ЛОГИЧЕСКИХ ЦИКЛОВ
УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТОМ
Задачей разработки ТЦУ (ТГУ) КА является построение упорядо-
ченных (на ШМВ интервала спутниковых суток) операций управле-
ния КА, выполняемых средствами ЦУП, для обеспечения выполнения
типовых ПУ. Разработанные для всех типовых ситуаций управления
f 222
Рис. 5.3, Макрооперация расчета и подготовки РП к закладке на борт КА
Рис. 5.4. Типовой технологический график управления полетом КА
146 о
варианты типовых ТЦУ КА дают достаточно целостное и полное
описание процесса управления КА средствами НКУ в части выполня-
емых им операций.
Основными исходными данными для решения этой задачи являют-
ся:
типовые ПУ КА;
информационно-функциональная структура управления КА
средствами НКУ;
логические связи решаемых функциональных задач управления
КА;
данные о предполагаемой продолжительности выполнения ОУ на
средствах ЦУП;
ограничения со стороны средств ЦУП.
-си*ЛЯГ
1 - яакий Лютей
' urtMpwttvawme о/нею
f 222
Для разработки ТЦУ КА на основе анализа информационно-
функциональной структуры управления КА выявляются устойчивые
информационно-логические связи функциональных задач управления
КА и СОУ КА. Блок таких функциональных задач, связанных с
одной из СОУ, образует макрооперацию управления технологическо-
го цикла управления КА. Часть МОУ может быть также представле-
на в составе только функциональных задач (без СОУ).
Разработка перечня МОУ КА и использование их для формирова-
ния типовых ТЦУ КА позволяет значительно упростить описание
процесса управления КА по сравнению с описанием процесса на
уровне функциональных задач.
Графическое представление одной из МОУ приведено на рис. 5.3.
В соответствии с функциональной декомпозицией МОУ могут
быть разделены на МОУ БНО, МОУ КПО, МОУ КДО и МОУ ИТО.
Типовой ТЦУ КА, представленный в форме ленточного графика'
(технологического графика управления), включая типовой перечень,
МОУ, приведен на рис. 5.4.
Завершающими операциями построения типовых ТЦУ (ТГУ) КА
являются оценки:
возможности их реализации выделенным составом средств автома-
тизации ЦУП и НКУ в целом;
реализуемости требований, предъявляемых к процессу управления
КА.
5.5. ЦЕЛИ И ЗАДАЧИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ НАЗЕМНОГО КОМПЛЕКСА
УПРАВЛЕНИЯ. АВТОМАТИЗАЦИЯ ПРОЦЕССА ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Ввиду того, что разработка таких средств НКУ, как НПРС, ПН
КИС, системы Связи и передачи данных и ЦУП, является весьма
сложной и продолжительной по времени задачей, вопрос о разработке
новых технических средств в рамках создания каждого конкретного
НКУ, как правило, не рассматривается. Лишь в отдельных случаях,
когда задача управления проектируемых КА не может быть решена
только на основе количественных и структурных изменений сущес-
твующих технических средств, перед разработчиком возникаем
задача обоснования необходимости и целесообразности качественной
модернизации существующих или создания новых технических
средств. В любом из рассмотренных случаев основной задачей, реша-
емой при разработке НКУ .для обеспечения управления каждым
конкретным типом (типами) КА, является обеспечение (подтвержден
ние) реализуемости процесса управления КА средствами НКУ с
требуемыми вероятностно-временными характеристиками МОУ и.
типовых ТЦУ КА в целом.
147 о
Для решения данной задачи проектирования требуется решение
ряда задач структурного синтеза.
К задачам структурного синтеза относятся построения:
организационной структуры (структуры органов управления КА);
структуры программного обеспечения управления КА;
структуры информационного обеспечения управления КА;
структуры технических средств НКУ.
Первые три структуры определяются в основном для векторов
управления ЦУП, последняя — отдельно для средств КИП и ЦУП.
Оценка реализуемости разработанных ТЦУ КА средствами НКУ
включает в себя следующие задачи:
оценка пропускной способности средств НКУ;
оценка выполнимости требуемых вероятностно-временных харак-
теристик отдельных МОУ и ТЦУ КА в целом.
К временным характеристикам выполнения МОУ и ТЦУ КА,
формируемым в составе требований заказчика КА (КК) и требований
со стороны разработчика АСУ КА, КА и КК в целом, могут быть, в
частности, отнесены следующие:
время реакции НКУ на возникновение отказа БА КИС;
время реакции НКУ на экстренное (внеплановое) или планируе-
мое управление воздействием (например, МОУ "Расчет и закладка
РП на борт КА”) и др. Причем вероятность выполнения каждой МОУ
за заданное время (РмоуЛ как и вероятность выполнения типового
суточного ТЦУ может быть выбрана в качестве одного из
основных показателей эффективности функционирования НКУ, так
как характеризует реализуемость (выполнимость) ТЦУ КА и позво-
ляет оценить влияние функционирования КА НКУ на эффективность
решения КА целевой задачи.
Для различных КА и режимов их функционирования значения
>тих показателей могут изменяться в зависимости от чувствитель-
ности к ним показателя целевой эффективности. Так, невыполнение
МОУ ’’Расчет и закладка РП на борт КА” для одних типов КА может
практически не сказаться на результатах целевого функционирова-
ния КА. Для других типов КА невыполнение этой МОУ или всего
< уточного ТЦУ КА в целом может привести к нежелаемым или
недопустимым последствиям. В последнем случае требования заказ-
шка к значениям Р^ОУ и ^тцу могут быть очень высоки.
На этапе проектирования КА (КК) значения этих показателей
могут быть определены расчетным путем или на основе использова-
ния имитационных моделей ТЦУ КА и средств его реализации
< моделей средств НКУ).
f 222
Модель ТЦУ КА представляет собой программный модуль, осу-
ществляющий генерацию МОУ ТЦУ по заранее заданной программе
полета КА и в соответствии с параметрами настройки. Параметры
настройки модели отражают факторы, влияющие на состав и распо-
ложение МОУ на ШМВ.
Программный модуль моделей технических средств (в составе
модели средств КИП, системы связи и передачи данных и модели
ЦУП) по МОУ ТЦУ, подаваемый на вход в привязке к модельному
времени, имитирует функционирование средств НКУ применительно
к каждому из типов ранее разработанных структур:
организационной структуры (моделируется работа операторов-
управленцев и лиц, принимающих решения);
структуры программного обеспечения;
структуры информационного обеспечения (моделируется процесс
заполнения архивов памяти вычислительных средств и средств ин-
формационного обмена потоками информации).
С этой целью результаты априорного построения указанных
структур и характеристики средств НКУ вводятся в модель техничес-
ких средств (стадия настройки модели), после чего оператор-разра-
ботчик может приступить к экспериментам, многократно имитируя
процесс управления КА на всем жизненном цикле его функциониро-
вания до получения необходимого значения степени доверительной
вероятности интересующего его критерия (показателя).
Результаты имитации функционирования средств поступают в
блок обработки результатов экспериментов, в котором осуществляет-
ся расчет интересующих разработчика характеристик (дифференци-
альных, т.е. в определенных режимах и условиях функционирования
КА и НКУ, и интегральных — за весь жизненный цикл функциони-
рования КА), в том числе и Р^оу*
Из блока обработки результатов эксперимента данные поступают
в блок оценки реализуемости требований, предъявляемых к процессу
управления, в котором данные, полученные по результатам экспери-
мента, проверяются на соответствие предъявленным (проектным)
требованиям.
При необходимости те участки ТЦУ КА, которые интересуют
разработчика, а также полученные результаты, могут быть представ-
лены в графическом виде с использованием блока отображения г
регистрации результатов эксперимента.
На основе рассмотренных программных блоков может быть созда-
на система автоматизированного проектирования (САПР) ТЦУ КА.
Создание такой САПР особенно важно в случае исследования
возможностей реализации средствами одного и того же НКУ процес- о
Модель технологического процесса ~J Г
j управления <ТПУ> КА . .
Блок оценки результатов
ион тщ х*>
Факсон
лм^ощй
(( Оператор-разработчик
РмраЬопж» ВвЦ
«г<и и фборш XX
смтаиыс части кк
f*»|MtoTW
НО КА
Рис. 5.5. Принципиальная схема автоматизированной разработки ТЦУ полетом КА
сов управления одновременно двумя и более КА в условиях высокой
динамики изменения проектных параметров (со стороны заказчика
и разработчиков АСУ КА, КА и КК в целом), а'также состава,
структуры и характеристик средств НКУ.
Принципиальная схема автоматизированной разработки ТЦУ
полетом КА приведена на рис. 5.5.
.6. СТРУКТУРА ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ КОСМИЧЕСКОГО
ШП АРАТА СРЕДСТВАМИ ЦЕНТРА УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТАМИ
Общие сведения о структуре органов управления полетом.
Органы управления полетом располагаются в секторах управления
ДУП. Задача построения структуры органов управления полетом КА
>сновывается на определении состава, порядка функционирования и
1заимодействия оперативно-технических групп (ОТГ) управления
>олетом КА и технического персонала ОТГ (операторов-управлен-
|,ев). В основу решения этой задачи могут быть положены результа-
ы построения функциональной декомпозиции и информационно-
функциональной структуры процесса управления КА средствами
1КУ.
В этом случае декомпозиция и структура органов управления
полетом КА могут полностью отражать соответствующие функцио-
нальные структуры. Так, состав ОТГ может быть определен следую-
щим:
f 222
ОТГ КПО управления КА;
ОТГ БНО управления КА;
ОТГ КДО управления КА;
ОТГ ИТО управления КА;
ОТГ вспомогательных функций управления (ВФУ) КА.
На этапе ЛИ все указанные ОТГ подчинены оперативно-техничес-
кому руководству (ОТР) полетом КА. Для принятия ответственных
решений в процессе оперативного управления КА и взаимодействую-
щих с ОТГ внешних абонентов в состав ОТР включаются представи-
тели разработчиков составных частей КК, систем и приборов КА,
причем часть представителей ОТР требует их постоянного присут-
ствия на всем протяжении полета КА (постоянное представитель-
ство), а другая часть не требует постоянного присутствия и привлека-
ется к оперативной работе по мерс необходимости по указанию
руководителя полета. Все представители ОТР несут персональную
ответственность за принимаемые решения по управлению КА в
полете, каждый в своей части, в том числе при возникновении неис-
правностей.
Исходя из требований по обеспечению высокого уровня автомати-
зации процесса управления КА каждый оператор-управленец, входя-
щий в состав ОТГ, а также руководитель полетом КА должны иметь
свое отдельное автоматизированное рабочее место (АРМ), имеющее
автоматизированную информационную связь с ИВК ЦУП.
Подобное структурное построение органов управления КА может
быть охарактеризовано как иерархическое, штабное, матричное.
Иерархичность структуры определена тремя уровнями:
1) уровнем руководства полетом КА;
2) уровнем руководства ОТГ;
3) уровнем управления операторами-управленцами функциональ-
ных задач.
Для решения вспомогательных задач управления КА возникает
еще, как минимум, один уровень управления — управление совокуп-
ностью КА средствами данного ЦУП, для чего создаются соответ-
ствующие службы ЦУП.
Штабное построение структуры органов управления определяется
наличием при руководителе полетом членов ОТР полетом КА.
Члены ОТР выполняют указания руководителя полетом, направ-
ленные на анализ возникающих при управлении КА ситуаций,
подготовку, организацию и контроль реализации применяемых ОТР
решений, а также на проведение испытаний соответствующих систем.
Вместе с тем руководитель полетом несет персональную ответствен-
ность за все решения, принимаемые ОТР полетом КА.
149 о
Матричное построение структуры органов управления определяет-
ся наличием наряду с вертикальными связями (ОТР—ОТГ—операто-
ры) , еще и связей членов оперативно-технических групп с соответ-
ствующими членами ОТР полетом КА как представителями разра-
ботчиков составных частей КК, систем и приборов КА. При нормаль-
ном функционировании БК КА горизонтальные связи слабы и прояв-
ляются, как правило, лишь при возникновении неисправностей в
работе БА КА.
Для исключения конфликтов, возникающих в ситуации двойного
подчинения членов ОТГ, порядок их подчинения членам ОТР в этом
случае определяется специальным решением ОТР на основе создания
рабочих групп по разбору причин возникших неисправностей, хода
их развития и выработки рекомендаций для ОТР по устранению их
последствий.
Учитывая цикличность технологического процесса управления (на
интервале спутниковых суток), а также его непрерывность, работа
ОТГ и ОТР должна строиться посменно. Для обеспечения восьмича-
(ового рабочего дня работа должна осуществляться в три смены с
iчведением 0,5... 1-часового периода совместной работы двух смен для
осуществления передачи—приема результатов выполнения органами
управлений своих функциональных задач за период дежурства в
। мене и ознакомления с решениями ОТР за прошедший период.
Наряду с руководителем полетом КА (руководителем ОТР) и
руководителями ОТГ для оперативного руководства в сменах в
организационную структуру вводятся также сменные руководители
полетом и сменные руководители ОТГ в числе, соответствующем
числу смен.
Конкретное число операторов-управленцев ОТГ определяется на
11 апе проектирования на основе закрепления функций управления
ci соответствующими АРМ операторов-управленцев в зависимости от
i ложности и ответственности выполняемых операций, а также от
। рафика его загрузки на суточном интервале и других факторов. На
последующих этапах проектирования, испытаний и эксплуатации
НКУ число операторов-управленцев ОТГ и закрепление выполняе-
мых ими функций может изменяться по мере накопления опыта
работ по управлению КА. Так, на этапе штатной эксплуатации ОТР
о ОТГ, осуществляющие вспомогательные функции, из структуры
। рганов управления исключаются. Более точные данные, характери-
। \ ющие загрузку и особенности функционирования операторов, могут
। 'Ы । ь получены уже на этапе проектирования при исследовании
процесса КА на основе введения в модель средств НКУ модели
npi.iHOB управления полетом КА.
f 222
Руководитель
полетом КА
Члены OP
3l
Сменный
руководитель
полетом КА <
Р*шим* <vnad
Рис. 5.6. Типовая структура органов управления полетом КА на этапе летных
испытаний
Типовая структура органов управления полетом КА на этапе
летных испытаний приведена на рис. 5.6.
Таким образом, указанная структура включает в себя три вида
человеческой деятельности, характерной для эрратических систем:
1) оперативную, реализующую непосредственно решаемые задачи
оперативного управления полетом КА (операторы-управленцы);
2) руководящую по отношению к операторам-управленцам (руко-
водитель полетом КА, руководители ОТГ, члены ОТР);
3) обеспечивающую, состоящую в поддержании технических
средств НКУ в исправном, работоспособном состоянии (службы НКУ,
ОТГ ВФУ).
Структура органов управления может быть также представлена
двумя типами структур:
150 о
1) структурой лиц, выполняющих функциональные задачи управ-
ления (операторы-управленцы);
2) структурой лиц, принимающих решения.
Структуры программного и информационного обеспечения
процесса управления КА средствами центра управления полетов.
Высокие требования заказчика к показателям оперативности и
надежности МОУ КА и ТЦУ КА в целом влекут за собой необходи-
мость обеспечения комплексной автоматизации процесса управления
КА средствами НКУ.
Комплексный подход к автоматизации процесса управления КА
средствами НКУ основывается на следующих положениях:
полного охвата автоматизацией (с созданием соответствующего
программно-математического обеспечения) всех функциональных
задач управления КА, определенных в результате функциональной
декомпозиции;
обеспечения автоматизированного решения отдельных функцио-
нальных задач управления КА в сеансах связи непосредственно на
средствах КИП;
высокого уровня автоматизации процесса решения каждой функ-
циональной задачи управления КА, предполагающего их возможно
более полную формализацию и обеспечивающего минимальное
участие оператора в процессе ее решения;
высокого уровня автоматизации информационного обеспечения
процесса управления КА (в частности, задач формирования обмена,
хранения, поиска, отображения и регистрации массивов информа-
ции), предполагающего взаимодействие как между блоками (модуля-
ми) специального программного обеспечения (СПО), так и между
операторами-управленцами на основе преимущественно безбумажной
технологии;
организации вычислительного процесса управления КА, реализуе-
мого на средствах ЦУП на основе создания соответствующих про-
граммных диспетчеров, использующих результаты построения ТЦУ
КА на текущие сутки.
Оценка возможностей наиболее полной реализации указанных
выше положений осуществляется на ранних стадиях проектирования,
в результате чего определяются структуры программного и информа-
ционного обеспечения управления КА средствами ЦУП, которые
впоследствии детализируются и уточняются.
Элементами структуры программного обеспечения процесса управ-
ления полетом КА средствами ЦУП являются блоки (модули) СПО,
реализующие определенную функцию (функции) управления КА.
f 222
Структура СПО включает в себя также структуру общесистемного
(общего) СПО ЦУП, которая в целях упрощения здесь не рассматри-
вается.
Элементами структуры информационного обеспечения процесса
управления полетом КА средствами ЦУП являются базы данных
(файлы, архивы) оперативного и длительного хранения с описанием
перечня информационных массивов, хранимых в них.
Построение обоих типов структур осуществляется на основе
результатов построения и анализа информационно-функциональной
структуры управления КА, причем элементы этих структур на
каждом из этапов проектирования могут быть определены до любого
необходимого уровня детализации.
Состав блоков СПО .отражает функциональную декомпозицию
процесса управления. Так, блоки СПО представлены в составе КПО,
БНО, КДО, ИТО и блоков вспомогательных задач. СПО вспомога-
тельных задач управления КА может входить в состав общесистемно-
го СПО ЦУП.
В состав каждого из рассмотренных блоков СПО включаются
программные модули автоматизированного решения одной или не-
скольких функциональных задач, соответствующих данной функцио-
нальной составляющей процесса управления КА. На следующем
уровне детализации каждый модуль СПО описывается уже блок-
схемой соответствующего алгоритма и так далее до описания модулей
на уровне операторов языка программирования.
Состав и перечень архивов (баз) данных определяются по резуль-
татам анализа состава информационных массивов и требований,
предъявляемых к их хранению, отображению, доступу, регистрации
и обмену. Так, в оперативной базе данных (ОВД) должна храниться
текущая информация в ограниченном объеме со сроком хранения
порядка трех суток, требующая выдачи и отображения в реальном
масштабе времени. Закон хранения информации в ОВД определяется
отдельно для каждого информационного массива.
В долговременной базе данных (ДБД) должны постоянно хранить-
ся (до получения специального указания на уничтожение или пере-
дачу в архив постоянного хранения) те виды (массивы) информации,
которые необходимы для последующей обработки и использования
при подготовке отчетной и справочной информации и уже не требу-
ются для использования в контуре оперативного управления КА.
Выдача потребителю необходимой информации из ДБД в этом случае
может осуществляться за время порядка нескольких минут, включая
ее поиск.
Обработка информации, хранящейся в ДБД, может осуществлять-
ся автоматизированно. Так как требования к составу и содержанию
151 о
отчетных документов, выпускаемых органами управления полетом
КА ежемесячно, а также по результатам всего палета КА в основном
одинаковы для различных КА, представляется целесообразным
создание (в составе СПО вспомогательных функций управления)
системы обработки информации (СОИ) и формирования отчетно-
справочных документов (ФОСД).
ОВД, ДБД и СОИ и ФОСД могут управляться одной СУБД и
образовывать на ее основе единую информационно-справочную
систему (ИСС) как на уровне управления одним КА, так и на уровне
ЦУП в целом.
Вместе с тем ОБД в некоторых случаях, особенно при построении
оперативных архивов информации на основе файлов прямого досту-
па, представляется целесообразным разделить на ОБД каждой ОТГ
управления КА или даже до уровня ОБД АРМ каждого оператора-
управленца. Состав информационных массивов каждой из таких ОБД
(архивов оперативного доступа) в этом случае легко определяется из
информационно-функциональной и соответствующей ей организаци-
онной структур управления КА. При определении детальной структу-
ры информационного обеспечения управления конкретным КА основ-
ное влияние может оказать разработанная при проектировании НКУ
(или существующая) структура технических средств ЦУП. В частнос-
ти, создание ИВК ЦУП на основе сети ЭВМ, находящихся в секторах
управления, и (или) персональных ЭВМ каждого АРМ оператора-
управленца создает предпосылки формирования распределенной до
уровня каждой ОТГ или до уровня каждого АРМ базы данных.
Принципиальная схема автоматизированного информационного
взаимодействия средств ЦУП в процессе управления КА приведена
на рис. 5 7
Оценка реализуемости технологических циклов управления КА
и обоснование структуры технических средств НКУ. Основным
критерием реализуемости ТЦУ КА средствами НКУ является значе-
ние вероятности выполнения МОУ суточного ТЦУ КА Р-щу. Реше-
ние задачи оценки реализуемости ТЦУ КА средствами НКУ основы-
вается на использовании заранее определенных для каждого типа
наземных средств характеристик, представляющих собой зависимость
вероятности выполнения данным средством функциональных задач
(операций) управления КА (Рду) t)T величины загрузки этого сред-
ства А:
РОу = №> •
В большинстве случаев (при недопустимости одновременного
выполнения двух и более операций одним и тем же техническим
Рис. 5.7. Принципиальная Схема автоматизированного информационного взаимо-
действия средств ЦУП в процессе управления КА
средством) эта зависимость для упрощения может определяться
Роу = 1 при 1 “ 1; Роу ~ 0 при Л а 2, где Л — число одновременно
выполняемых операций.
Таким образом, при заданной структуре технических средств и
заданной загрузке, определяемой, например, в результате прогноза
числа запусков КА на интересующем разработчика интервале време-
ни, может быть также определена вероятность выполнения МОУ
(-РМОу) и ТЦУ КА в целом (Р-щу) всей совокупностью наземных
средств. В случае невыполнения требования по предельно допустимой
вероятности РТцу разработчиков АСУ КА осуществляется поиск
решений, направленных на изменение ТЦУ КА и (или) структуры
средств НКУ таким образом, чтобы величина Р-щу Достигла требу-
емых значений для любого из вариантов типовых ТЦУ.
При получении множества структурных решений, удовлетворяю-
щих требованиям, предъявляемым к ТЦУ КА, выбор в пользу одного
из них может быть сделан по минимуму стоимости создания (или
дооснащения имеющегося состава технических средств) и эксплуата-
ции, а также с учетом ограничений по срокам готовности НКУ.
152 о
Для решения таких задач целесообразно проведение статистичес-
ких исследований с использованием моделей ТЦУ КА и средств
НКУ, в частности, на основе включения в модели средств НКУ
нагрузочных характеристик и создания программных моделей показа-
телей эффективности.
В результате решения данной задачи может быть определена
техническая структура (структура технических средств) НКУ, удо-
влетворяющая требованиям заказчика КА (КК) и разработчика АСУ
КА и являющаяся оптимальной (рациональной) по стоимости созда-
ния и эксплуатации для заданных сроков создания АСУ КА.
f 222
ГЛАВА 6
БОРТОВОЙ КОМПЛЕКС УПРАВЛЕНИЯ
6.1. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ ПОСТРОЕНИЯ И ОПТИМИЗАЦИИ
БОРТОВОГО КОМПЛЕКСА УПРАВЛЕНИЯ
С целью постановки задачи построения и оптимизации БКУ.
сформируем математическую, модель космического аппарата наблю-
дения (КАН) в виде некоторого операторного уравнения, которое
представляет собой совокупность математических моделей, описыва-
ющих КАН как объект управления:
я(х(О, 0, (7°(й, (7(Й, Л(й) = О, <6Л)
где X(f) = (X, (/), Хд(.Ы e Eq — вектор фазовых перемен-
ных — состояний КАН, например параметров движения КАН, пара-
метров состояний бортовой аппаратуры и т.п.; — ограниченное
^-мерное множество возможных состояний КАН; 0 = (рр р,, ..., рр) е
е Вр — вектор конструктивно-технических параметров КАН; Вр —
ограниченное множество конструктивно-технических параметров
КАН; й° (О “ (U^(t), 1^2 (Л, t7°(D) е I/” — вектор управляю-
щих функций, заданных (или задаваемых) в БКУ внешним контурам
управления — наземными средствами (НКУ), который определяет
цели управления КАН на интервале автономного полета
^а.п ® t^O’ ’
,.0
иы — ограниченное «-мерное множество возможных управлении,
формируемых НКУ; /7(0 = (t^O), ..., t/;(0) е — вектор
управляющих функций, формируемых БКУ, который определяет
гараметры законов управления при решении задач КАН, вытекаю-
щие из принимаемых принципов и методов управления КАН, такти-
ки использования КАН на интервале автономного полета Та п 6
е [10, у; Ul — ограниченное /-мерное множество возможных управ-
153 о
лений, формируемых БКУ; h(f) = (fyW), А2О, he(f)) e Fe —
вектор параметров состояния внешней среды; Fe — ограниченное
е-мерное множество параметров состояния внешней среды; i е [2q, tK]
— текущее время полета КАН.
Ограничения на фазовые переменные, вытекающие из особеннос-
тей решения задач КАН, представим следующим образом:
а) Ф*(кг., X(Z)j < еА, ^.2)
где г = 1, I — число объектов наблюдения на интервале автономного
£ **
полета; е — положительные константы; — вектор характеристик
i-го объекта наблюдения, например геодезические координаты его
характерных точек; к = 1, к * — номер ограничения.
Соотношение (6.2) определяет возможные условия начала работы
АН по i-му объекту, например ориентацию оптической оси, условия
освещенности и т.п.;
/г q\
б) Ау(х(О, Хф((ф>) < г}, j = 1, I,
где - Хф Оф) — относящиеся к фиксированным моментам времени
фазовые переменные, обеспечивающие выполнение условий решения
задач КАН; е; — положительные константы.
Соотношение (6.3) определяет, например, условие проведения
маневров центра масс КАН, условие работы бортовой аппаратуры и
т.п.
На конструктивно-технические параметры КАН наложены ограни-
чения, обусловленные характеристиками систем КАН, их взаимодей-
ствием, логикой решения задач КАН, следующего вида:
<Р> ' гг, г = 1, R .
На управляющие функции наложены ограничения, обусловленные
характеристиками органов управления, следующего вида:
/>,(0) < гр,р =ТР, (6’5)
^>1 т) = 1, Я.
(6.6)
f 222
Разобьем вектор 0 на составляющие 0° и а. Здесь 0° = (0р
0^, .., Р^> — вектор конструктивно-технических параметров КАН как
управляемой системы (v < р), а а = (ц15 а2, ..., «п) е Вп — вектор
конструктивно-технических параметров БКУ (Вп — ограниченное
n-мерное мйожество конструктивно-технических параметров БКУ,
Вп с Во, п “ р — v).
Будем полагать, что существует множество решений операторного
уравнения (6.1)
(Xtt), U(f), а},
для каждого из которых при задании начального XQ(t) е Е® и
конечного Х„ (/,) е Е- фазовых состояний КАН и известных кон-
структивно-технических параметрах КАН 0°, управлениях U° и
параметрах состояния внешней среды Л (О определено некоторое
множество функционалов
/7 1—Г7
qm = qm(X, U, ц), т - 1, М ,
которые назовем показателями эффективности БКУ.
Определение I. Показатели эффективности БКУ — это характе-
ристики БКУ, которые используются для оценки его эффективности
в соответствии с целями и задачами функционирования.
Многообразие целей и задач БКУ КАН обуславливает многообра-
зие показателей для оценки его эффективности. При выбранных а
показатели БКУ (6.7) являются только функциями U для некоторого
X * е Eq при известных U0 и 0°.
Следуя теории оптимального управления, дадим определения.
Определение 2. Управлением КАН, осуществляемым бортовым
комплексом, назовем вектор-функцию U = (V\, U%, ..., t/p и вектор
конструктивно-технических параметров а = (а}, а2, ..., «„), задание
и физическая реализация которых однозначно определяют фазовое
состояние КАН X (/) е Eq и значения показателей qm на интервале
автономного полета КА при задании начальных условий
Хо(О 6 и (7° е П°.
154 о
Определение 3. Процессом управления КАН на интервале Та п,
осуществляемым БКУ с конструктивно-техническими параметрами а,
будем называть управление U е U[H фазовую траекторию X е Eq.
Примем, что для конкретного БКУ всегда заданы (или их можно
определить) показатели его эффективности и требования к их значе-
ниям. Для оценки эффективности БКУ по всей совокупности его
показателей определим для некоторого X * е Eq на интервале Та п
векторный критерий эффективности БКУ
g = (gi, gs, , gs), s - 1, S ; S = M,
каждая компонента которого является критерием оценки эффектив-
ности БКУ по одному из показателей qm ™ у (Z7, № X * е Eq.
Назовем компоненты векторного критерия эффективности частными
критериями эффективности БКУ. Очевидно, что в общем случае
частные критерии неупорядочены. Представим их следующим обра-
зом:
а) если значения показателей эффективности заданы в качестве
исходных данных, то = min (qm — q^n), для качественной оценки
й, й
эффективности БКУ = 1 при qm г q^ „ т.е. показатели выполня-
ются, и gs =* 0, при qm < q^\ т.е. показатели не выполняются;
б) если значения показателей не заданы, а эффективность БКУ
формируется с позиции достижения экстремума показателей иди
некоторых функций этих показателей, то
U, a
В составе вектора критериев могут быть частные критерии как
того, так и другого вида. Очевидно, что в зависимости от степени
приближения qm к требуемому значения частных критериев эффек-
тивности gs различны и, тем самым, различны значения вектора
эффективности БКУ g(U, a).
Назовем вектор g 3 (U3, аэ) эффективным для X * Е Eq в смысле
определения данного в работе [13], а именно: вектор g3(t/3, <?),
f 222
g' = (gy, g2 , g^), называется эффективным, если не существу-
ет среди всех возможных векторов g(U, а.) такого, что
gs(U, а) £ gs9(U9, <6‘8)
для всех или хотя бы для одного X это неравенство строгое.
БКУ с U = I/ 3 и а = а3 назовем оптимальным для X* е Eq.
Задача оптимизации БКУ как задача многокритериальной оптими-
зации ввиду неупорядоченности пространства критериев Г, (gs е Г),
как правило, имеет не одно, а множество решений. Множество
значений векторов {g9}, каждый из которых соответствует оптималь-
ному БКУ, обозначим множеством Г .
Множество Г* является некоторой областью на границе допустимо-
го множества Г значений g, соответствующих допустимой области
переменных, описывающих БКУ, т.е. а е Вп, U е U(. Например, для
двухмерного (Af = 2) случая множество Г* (с точки зрения минимиза-
ции g) иллюстрируется для некоторой области Г на рис. 6.1. Каждый
оптимальный вариант БКУ, вектор критериев которого g? е Г*
назовем альтернативным вариантом оптимального БКУ.
Множество значений U э, аэ, которым соответствуют альтерна-
Рис. 6.1. Схема для определения альтернативных вариантов БКУ
15 5 о
множеством 1^*, называется в соответствии с работой [151 множес-
твом Парето. Обозначая его О*, имеем {U3, а3} “ Q .
Практические соображения определяют необходимость выбора
единственного варианта оптимального БКУ из всех альтернативных,
определяемых множеством Парето. С целью выбора единственного
варианта оптимального БКУ введем понятие глобального критерия
эффективности БКУ G.
Определение 4. Глобальным критерием эффективности БКУ
называется некоторая скалярная функция показателей эффективнос-
ти БКУ, позволяющая проводить количественное сравнение эффек-
тивности различных вариантов БКУ.
Назначение G = F[qm(U, а), <?^ад] заключается в том, чтобы
упорядочить множество частных критериев и обеспечить тем самым
выбор одного оптимального БКУ из множества Г . Методы построе-
ния глобального критерия как функции компромисса частных крите-
риев будут рассмотрены ниже. Здесь же отметим, что известные
методы построения глобальных критериев практически основываются
на использовании информации, получаемой экспертным путем. Для
вновь проектируемых систем получение такой информации затрудни-
тельно, что оказывает существенное влияние на обоснование G.
Вариант БКУ из числа альтернативных, эффективный в смысле
глобального критерия G = F[qm(U. а) <?Дад] , назовем эффективным
БКУ.
Задачу построения и оптимизации БКУ сформулируем теперь так:
синтезировать дискретное множество альтернативных вариантов
БКУ с {Й(э} е U/ и {«'’} е Вп обеспечивающих g =* g3 на X’ е EQ,
при связях (6.1)...(6.6) и выбрать из них единственный вариант с
U 3 е {!//*}, <? е эффективный в смысле глобального критерия
G
6.2. ПОДХОД К РЕШЕНИЮ ЗАДАЧИ СИНТЕЗА БОРТОВОГО
КОМПЛЕКСА УПРАВЛЕНИЯ
Решение сформулированной выше задачи построения и оптимиза-
ции БКУ как задачи многокритериальной оптимизации в условиях
сугубо нелинейного стохастического характера процессов управления
КАН, их большой размерности известными методами (например,
методом последовательных уступок, методом ограничений, методом
Парето [15]) чрезвычайно затруднительно даже с помощью совре-
f 222
менных ЭВМ. Проблематична также сама возможность сведения этой
задачи к задаче нелинейного программирования в связи с практичес-
кой невозможностью, как правило, сформулировать на этой стадии
глобальный критерий эффективности БКУ из-за отсутствия необхо-
димой априорной информации. Кроме того, как показывают много-
численные исследования, и дла относительно несложных задач
применение методов может оказаться неэффективным, так как
проблематично не только получение экстремумов частных показате-
лей (например, в случае использования метода Парето), но и обычно
затруднена или невозможна практическая реализация получаемых
оптимальных управлений. Это предопределило использование для
решения задачи построения и оптимизации БКУ подхода общей
теории анализа и синтеза сложных систем.
В качестве методологической основы решения задачи построения
и оптимизации БКУ КАН целесообразно принять следующие положе-
ния, вытекающие из принципов системного подхода [17], а именно:
декомпозиция задачи на частные и выбор структуры модели
оценки эффективности БКУ;
определение состава систем БЦУ и их выходных характеристик на
основе декомпозиции БКУ;
подчинение целей функционирования систем БКУ целям и зада-
чам БКУ в целом;
представление выделенных систем как элементов БКУ, с одной
стороны, и БКУ как систему, состоящей из ряда подсистем, с другой
стороны, т.е. анализ и синтез БКУ как иерархической субсистемы;
формирование БКУ как субсистемы с новыми дополнительными
свойствами, которыми не обладают входящие в нее подсистемы,
взятые в отдельности, на основе организации их взаимодействия.
Применение этих положений позволяет свести задачу построения
и оптимизации БКУ к решению совокупности частных задач анализа
и синтеза элементов БКУ как сложной системы.
Под анализом БКУ будем понимать процесс определения и иссле-
дования свойств зависимости показателей эффективности БКУ от
характеристик его систем и их взаимодействия на базе математичес-
ких моделей показателей и систем.
Под синтезом БКУ будем понимать процесс решения взаимосвя-
занных задач определения вариантов БКУ в целом, обеспечивающих
получение вектора управляющих функций U 3 и вектора конструк-
тивно-технических параметров аэ, оптимальных в смысле принятых
критериев эффективности БКУ. ’
Введем определение выходных характеристик систем БКУ, для
чего представим вектор управляющих функций БКУ иэ в виде15б о
совокупности векторов управляющих функций U, формируемых
каждой его системой, а вектор конструктивно-технических парамет-
ров БКУ а представим некоторой функцией конструктивно-техничес-
ких параметров соответствующих систем а^:
а = П(а^).
Для каждой системы сформируем Вектор выходных характеристик
Ук = «А
С учетом этого показатели эффективности БКУ представим
функциями от Y
~ Ург^к)'
Предложенная выше модель КАН как объекта управления в виде
операторного уравнения (6.1) и ограничений (6.2)...(6.6) при реше-
нии задачи построения и оптимизации БКУ должна конкретизиро-
ваться с учетом задач и условий проектирования посредством созда-
ния целого комплекса различных частных моделей, включающих,
например:
а) модели показателей и критериев эффективности БКУ, опреде-
ляющие их связь с соответствующими выходными характеристиками
систем БКУ и фазовыми переменными КАН;
б) модели систем БКУ, связывающие выходные характеристики
к-тл системы БКУ Yk с фазовыми переменными Х(0 , параметрами
состояния внешней среды h(t) и выходными характеристиками
других систем БКУ;
в) модели движения КАН, конструктивно-компоновочные, массо-
во-инерционные, аэродинамические модели КАН, модели процессов
управления КАН и другие модели, устанавливающие связь фазовых
переменных X(z) с выходными характеристиками систем БКУ {УЛ},
параметрами состояния внешней среды Л(й, конструктивно-техничес-
кими параметрами КАН р°, управлениями (7°;
г) модели внешней среды функционирования КАН.
Таким образом, в соответствии с указанными принципами, а
также исходя из сделанного определения БКУ его математическая
модель может включать в себя совокупность различных частных
f 222
Наделл модального
критерия М{
Надели показателей и частных критериев 5КУ
Мидели систем БКУ
Модели движения КАН, тнструктивно-тмлоновочные,
массово инерционные, азродинамические модели КАН,
модели процессов управления КАК, модели внешней среды ит d
Рис. 6.2. Обобщенная структура модели оценки эффективности БКУ КАН
моделей в зависимости от целей анализа или синтеза. На рис. 6.2
представлена обобщенная иерархическая структура модели оценки
эффективности БКУ КАН. Такая модель может использоваться как
для исследования влияния характеристик систем и процессов управ-
ления на показатели БКУ на стадии анализа, так и для оценки
эффективности вариантов БКУ на стадии синтеза.
С целью определения дальнейших путей решения задачи построе-
ния и оптимизации БКУ отметим следующие основные моменты.
Теоретические исследования [7] и практика проектирования
технических систем показывают, что для их построения и оптимиза-
ции (при наличии в качестве исходных задач системы и требований
по их выполнению) необходимо применительно к БКУ решение
следующих частных задач:
выбор показателей и критериев эффективности БКУ;
формирование моделей БКУ;
выбор вариантов состава систем БКУ;
определение выходных характеристик систем БКУ;
выбор технических средств реализации вариантов БКУ;
построение и анализ систем БКУ в соответствии с выбранным
составом;
анализ организации взаимодействия систем и структурного по-
строения БКУ;
синтез альтернативных вариантов БКУ, выбор эффективного
варианта для практической реализации.
Строгая формализация и решение частных задач уже в силу их
меньшей размерности могут оказаться более простыми, чем решение
основной задачи для дальнейшего использования хорошо разработан-
ных математических методов решения прикладных задач — методов
теории оптимального управления, методов приближенного решения
задач оптимального управления и т.д.
В связи с тем, что некоторые вопросы, в частности по построению
известных традиционных систем БКУ, обоснованию показателей
БКУ, представляют собой самостоятельные направления исследова-
ний с достаточно большим объемом и глубиной разработок, в насто-
ящей работе основное внимание уделяется разработке методов реше-
ния указанных частных задач в плане построения и оптимизации
БКУ как субсистемы, включающей в себя необходимые функцио-
нально автономные системы.
В соответствии с указанными выше принципами разрабатываемые
далее методы преследуют цель получить в результате решения
частных задач характеристики его систем У^, которые составляют
множество Парето или близки к таким характеристикам (при проек-
тировании конкретного БКУ). Получение таких характеристик в
результате последовательного решения указанных частных задач
позволяет построить альтернативные оптимальные или квазиопти-
мальные варианты БКУ и обеспечить возможность выбора из них
единственного при условии построения глобального критерия эффек-
тивности
G = а),<ад].
При этом квазиоптимальность может быть обусловлена не только
возможной нецелесообразностью технической реализации строго
оптимальных решений, но также вследствие практической возмож-
ности получения лишь дискретных результатов решения ряда час-
тных задач, что в конечном итоге приводит к дискретному множеству
альтернативных вариантов БКУ.
f 222
6.3. ПОКАЗАТЕЛИ И КРИТЕРИИ ЭФФЕКТИВНОСТИ БОРТОВОГО
КОМПЛЕКСА УПРАВЛЕНИЯ
Выбор показателей и критериев эффективности БКУ является
отправным моментам для разработки методов решения последующих
частных задач. Поэтому рассмотрим общий порядок выбора показате-
лей и критериев БКУ и соответственно состав возможных показате-
лей и критериев, которые отвечают БКУ современных и перспектив-
ных КАН.
Характеристики КАН, определяющие его целевую и техни-
ко-экономическую эффективность, в значительной степени зависят
ст эффективности управления КАН и характеристик системы управ-
ления. В связи с этим показатели БКУ следуют из соответствующих
показателей КАН. Например, из показателя КАН — разрешающая
способность — следуют соответствующие показатели БКУ и других
систем, а из показателей КАН — масса и стоимость — следуют пока-
затели систем — масса ц стоимость систем.
Аналогична можно показать, что из других показателей КАН
следуют соответствующие показатели БКУ. Учитывая это, определе-
ние показателей БКУ осуществляется посредством декомпозиции
показателей КАН.
Методы декомпозиции показателей КАН по характеристикам —
показателям систем — зависят от ряда факторов, в частности от вида
принимаемых критериев эффективности БКУ (векторный или ска-
лярный) и моделей этих показателей.
Определение показателей БКУ и разработка их моделей представ-
ляют самостоятельную сложную научно-техническую проблему,
которая не является предметом исследования данной работы. Здесь
же эта проблема затрагивается только в свете содержательного
определения показателей БКУ, определения систем БКУ с целью
испадьзованяя их при разработке методов построения и оптимизации
БКУ.
Анализируя и обобщая известные результаты декомпозиций
показателей КАН различных типов, определим следующий состав
показателей БКУ, присущих любому типу КАН:
точность определения скорости декомпозиции сдвига изображения;
автономность БКУ;
производительность БКУ;
оперативность БКУ;
точность наведения оптической оси на объект;
точность исполнения маневров;
масса;
ресурс;
158 о
энергопотребление;
стоимость создания и серийного производства.
Эти показатели БКУ характеризуют его по следующим основным
аспектам;
эффективности функционирования БКУ, т.е. эффективности
управления решением функциональных и целевых задач КАН;
конструктивно-техническому совершенству БКУ как материальной
системы;
экономической эффективности БКУ.
Они определяющим образом влияют на построение БКУ (выбор
состава систем и их характеристик, организацию взаимодействия
систем и т.д.).
При проектировании конкретного КАН состав показателей БКУ
различается в зависимости от задач и показателей КАН, задач БКУ,
условий разработки, однако, как правило, содержит перечисленные
выше показатели либо аналогичные им по смыслу, учитывающие
специфические особенности конкретного БКУ.
Рассмотрим свойства указанных выше показателей БКУ КАН с
точки зрения их связи с характеристиками систем БКУ.
Рассмотренные и другие показатели эффективности БКУ позволя-
ют сравнивать различные варианты БКУ. Для сравнения эффектив-
ности вариантов БКУ КАН как многоцелевой многокритериальной
системы в общем случае введен векторный критерий эффективности
БКУ g “ (gs), s = 1, S. Векторный критерий g позволяет сравнивать
эффективность вариантов БКУ по всей совокупности показателей
БКУ qm. Компонентами его, как отмечалось ранее, являются частные
критерии эффективности БКУ по каждому конкретному показателю.
Укажем на некоторые особенности задания векторного критерия
и частных критериев оценки эффективности БКУ в зависимости от
свойств показателей, их влияния на показатели КАН в целом и
характеристики решаемых задач. Исходя из физической природы
показателей БКА, значимости их в решении задач КАН на этапе
предъявления требований к БКУ по ряду показателей могут форми-
роваться жесткие количественные требования, выполнение которых
должно гарантироваться при решении задач во всех условиях функ-
ционирования БКУ. Для оценки эффективности БКУ по этим показа-
телям могут использоваться критерии
Ъ = 0 при qm- q™ < О;
= 1 при г °’
f 222
относящиеся к первому типу. При таком задании частных критериев
они могут быть исключены из векторного критерия и рассматриваться
как ограничения, что в определенной мере упрощает решение мно-
гокритериальной задачи [15].
Требования к показателям эффективности, характеризующим
конструктивно-техническое совершенство и экономическую эффек-
тивность БКУ (например, массу, энергопотребление, стоимость БКУ,
срок разработки, степень унификации и т.д.), определяются в основ-
ном условиями разработки и сводятся, как правило, к минимизации
или максимизации этих показателей.
Для оценки эффективности по этим показателям могут приме-
няться критерии второго типа gs = min , т.е. эффективность
системы растет с приближением показателя к своему минимуму на
области определения. Если при проектировании БКУ по ряду показа-
- зад
телеи задаются штатные значения qm , т.е. такие значения, которые
не должны превышаться, то в качестве частных критериев могут
использоваться критерии первого типа.
Необходимо отметить, что при выборе состава показателей и
частных критериев эффективности БКУ с учетом анализа влияния
их на эффективность решения задач КАН может формироваться
априорная информация о значимости каждого частного критерия
эффективности, которая позволяет в дальнейшем провести их ранжи-
ровку при определении глобального критерия эффективности БКУ,
т.е. провести упорядочение множества критериев и обеспечить стро-
гий выбор единственного оптимального варианта БКУ.
6.4. ЗАДАЧА СТРУКТУРНОГО ПОСТРОЕНИЯ
БОРТОВОГО КОМПЛЕКСА УПРАВЛЕНИЯ
Сложность и многообразие задач, решаемых современными и пер-
спективными КАН, возрастание требований к показателям' БКУ
обуславливают многообразие возможных его структур. Как следствие,
актуальной становится задача анализа факторов, определяющих
построение различных вариантов структуры БКУ с целью оценки
эффективности БКУ. Постановку задачи сформулируем следующим
образом: исследовать влияние факторов, определяющих структурное
построение БКУ на основе анализа процесса управления КАН, в том
числе управления в нештатных ситуациях.
В соответствии с теорией сложных систем [17] под структурой
БКУ будем понимать организованную совокупность его элементов и
их взаимосвязей. Структура БКУ определяется структурой закона
159 о
управления КАН, который, в свою очередь, зависит от состава задач
КАН и алгоритмов их решения, функций процесса управления,
требований к показателям БКУ и т.д.
Как известно [22}, если в качестве элементов структуры исполь-
зуются далее недекомпозируемые устройства (системы, приборы и
т.д.), то сложная информационно-управляющая субсистема однознач-
но задается с помощью своей структуры. Поэтому, если в качестве
элементов БКУ приняты системы, то путем установления различных
взаимосвязей между ними формируется в общем случае множество
вариантов структуры БКУ ft = 1, ft0. Если же повышение на-
дежности функционирования БКУ производится путем использования
Структурной избыточности приборного состава различных систем,
целесообразно в качестве элементов БКУ рассматривать его прибор-
ный состав. Тогда множество структур БКУ {Sft} определяется мно-
жеством вариантов составов приборов и взаимосвязей между ними.
В этом и других случаях анализ факторов, определяющих множес-
тво структур БКУ, позволяет выбрать наиболее эффективный (опти-
мальный) в смысле заданных критериев эффективности БКУ g =
= вариант его структуры S3 е
Определение 5. Под оптимальным вариантом структуры БКУ S3
будем понимать состав его систем Сэ е {Ск}, к = 1, А (А — число
вариантов состава; к — номер варианта состава систем) и взаимосвязи
между ними В? е {£>г} (у = 1, — номер варианта взаимосвязей
систем), обеспечивающие реализацию требуемого процесса автоном-
ного управления КАН, выполнение показателей БКУ qm = q^ и
достижение эффективного значения векторного критерия эффектив-
ности БКУ
S = ...
Заметим, что выбор систем и их характеристик, основанный на
пространственно-временной декомпозиции БКУ, предполагает уста-
новление только достаточно общих связей между системами на
уровне моделей показателей БКУ и моделей процессов управления.
Под взаимодействием систем БКУ будем понимать характер
(режим) совместного функционирования этих систем в процессе
решения задач КАН, когда поведение и свойства одной системы
зависят от поведения и свойства других систем. Следовательно,
взаимодействие систем БКУ КАН можно рассматривать как резуль-
тат влияния, оказываемого ими друг на Друга.
f 222
При проведении анализа будем исходить из общепринятого пред-
положения, согласно которому взаимодействие систем достаточно
полно описывается в рамках механизма обмена сигналами. Это
значит, что взаимодействие одной, например, к-й системы БКУ с
другой, например, (£+1)-й системой определяется сигналами, посту-
пающими с выхода Л-й системы на вход (&+1)-й. Принимая, что в
процессе управления конструктивные характеристики систем а =
= const, будем полагать, что взаимодействие систем определяется их
выходными характеристиками Yk = Uk. В общем случае выходной
сигнал Uк системы к передается на вход системы Л+1 по реальному
каналу связи и вызывает необходимые изменения состояния этой
системы. В зависимости от цели исследования каналы связи можно
рассматривать либо как самостоятельные элементы БКУ (если необ-
ходимо выяснить, например, влияние возникающих в них искажений,
сбоев, помех, запаздывания информации на процесс управления),
либо считать их идеальными, когда сигналы с выхода системы к на
вход системы А+1 передаются мгновенно и без искажений.
Таким образом, для анализа взаимосвязей между системами БКУ
необходимо определить:
модели Му к систем БКУ, т.е. конкретизировать их входные Хк и
выходные Uк сигналы, а также функцию преобразования входной
информации в выходную Uk = Fk(Xk), к “ 1, К;
модели сопряжения систем, которые отражают структурный
аспект взаимодействия систем БКУ в процессе его функционирования
и однозначно указывают адреса поступления входного сигнала Хк
при появлении сигнала Uk * 0 на выходе какой-либо системы БКУ
(или связанной с БКУ какой-либо системы КАН).
Характер появления и пропадания сигналов на выходах и входах
соответствующих систем БКУ отражает порядок их функционирова-
ния в составе БКУ на некотором интервале времени г е Тл п, т.е. их
взаимодействие. Следовательно, главным инструментом установления
взаимосвязей между системами к = 1, К является анализ процесса
функционирования БКУ при выполнении тех или иных задач КАН.
В свою очередь, характер процесса функционирования БКУ при
заданном составе задач КАН и показателей БКУ определяется мно-
жеством факторов, наиболее важными из которых для построения
структуры БКУ являются:
алгоритмы решения задач КАН;
методы управления функционированием КАН на интервале Та с;
законы и алгоритмы управления бортовой аппаратурой КАН;
методы организации управления КАН.
Разработка и выбор оптимальных алгоритмов решения задач КАН,
методов управления КАН и алгоритмов управления функционирова-
нием бортовых средств являются одной из важнейших проблем
создания систем управления КАН, имеющей самостоятельное науч-
ное и практическое значение.
Далее указанные выше факторы анализируются с точки зрения их
влияния на построение структуры БКУ.
6.5. ОСНОВНЫЕ ПРЕДПОСЫЛКИ ОПРЕДЕЛЕНИЯ СОСТАВА СИСТЕМ
БОРТОВОГО КОМПЛЕКСА УПРАВЛЕНИЯ И ИХ ХАРАКТЕРИСТИК
Определение состава систем БКУ, требований к их характеристи-
кам, а также выбор средств технической реализации систем является
важным этапом проектирования БКУ, позволяющим перейти к его
структурному построению и решению частных, в определенной
степени независимых, задач разработки составляющих БКУ систем.
В соответствии со сформулированными принципами и положения-
ми системного подхода при определении состава систем БКУ будем
исходить из задач, показателей и критериев эффективности БКУ
КАН. В качестве теоретической основы создания методов решения
этой задачи примем пространственно-временною декомпозицию БКУ.
Пространственная декомпозиция, как известно [17, 14], заключа-
ется в разбиении системы на подсистемы, причем подсистемы вер-
хних уровней имеют совокупность характеристик меньшей размер-
ности, т.е. представляют собой агрегированные параметры системы
нижнего уровня.
Временная декомпозиция заключается в разбиении интервала
решения общей задачи управления на промежутки времени решения
частных задач управления.
БКУ, как и любая сложная техническая система, характеризуется
множеством признаков и свойств, по которым может проводиться его
декомпозиция. Ниже используются параметрическая, функциональ-
ная и техническая декомпозиции БКУ.
Дадим для БКУ определение этих типов декомпозиций.
Определение 6. Параметрическая декомпозиция БКУ КАН — это
декомпозиция требований к показателям БКУ на требования к
выходным характеристикам его систем в соответствии с заданным
критерием эффективности БКУ.
f 222
Определение 7. Функциональная декомпозиция БКУ КАН — это
декомпозиция общего процесса управления решением задач БКУ на
частные процессы и операции управления в соответствии с заданным
критерием эффективности БКУ.
Определение 8. Техническая декомпозиция БКУ КАН — это
декомпозиция БКУ как материальной системы на множество подсис-
тем, выполняющих частные функции управления, в соответствии с
целями и задачами БКУ.
Аналогичные определения могут быть сделаны применительно к
выделяемым системам БКУ, если они представляются как сложные.
Основой для проведения каждой декомпозиции является принцип
использования априорной информации о системе [15].
Применительно к БКУ такой информацией будем считать:
априорную информацию о процессах управления и параметричес-
кой связи их характеристик с показателями эффективности БКУ;
априорную информацию о структуре БКУ.
В процессе конкретного проектирования БКУ такая информация
может быть как исходной (например, содержаться в техническом
задании на разработку), так и получаемой в результате проведения
научно-исследовательских работ. Необходимо отметить, что результа-
ты декомпозиций какого-либо типа могут служить информационной
основой для проведения декомпозиций других типов. Например,
техническую декомпозицию в значительной мере определяют резуль-
таты параметрической и функциональной декомпозиции. Это приво-
дит при разработке конкретных методов решения задач к последова-
тельному проведению декомпозиций и уточнению их результатов
методом последовательных приближений.
Схему декомпозиции БКУ по каждому признаку представим в
виде иерархического дерева (рис. 6.3). На верхнем уровне находится
элемент {Д}, представляю-
щий собой БКУ в целом по
соответствующему призна-
ку (типу декомпозиции).
Уровнем ниже и далее
находятся элементы {ДА} и
{ДА } и т.д., представляю-
щие собой некоторые к-е
системы, ;-е подсистемы и
т.д, при условии, что каж-
дая из них может рассмат-
Рис. 6.3. Схема декомпозиции
БКУ
161 о
риваться целостным функционально самостоятельным элементом.
Глубину декомпозиции, т.е. последний нижний иерархический уро-
вень, целесообразно определять условием возможности формального
описания и решения задачи анализа и синтеза элемента этого уровня
обычными методами или достижением уровня тождественной деком-
позиции [17].
6.6. ВЛИЯНИЕ АЛГОРИТМОВ РЕШЕНИЯ ЗАДАЧ
КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НАБЛЮДЕНИЯ НА
СТРУКТУРУ БОРТОВОГО КОМПЛЕКСА УПРАВЛЕНИЯ
Под алгоритмом решения какой-либо задачи КАН будем понимать
совокупность операций их выполнения, которые обеспечивают одно-
значное решение этой задачи.
Алгоритмы решения задач КАН определяют процесс выполнения
задач КАН на интервале Та п е Та с
На каждом из этих интервалов могут решаться различные функ-
циональные задачи КАН, которые задаются в составе исходной для
БКУ информации или определяются в результате формирования на
борту процесса управления решением какой-либо целевой задачи
КАН.
Выполнение функциональных задач осуществляется соответствую-
щей совокупностью систем КАН путем организации необходимого
взаимодействия между ними. Требуемое взаимодействие систем,
определяемое алгоритмом решения задач КАН, отражает последова-
тельность функционирования бортовых средств, состав и характерис-
тики взаимосвязей между ними. Так, например, если на некотором
интервале е Та п предусматривается выполнение задачи наблюде-
ния, то на предшествующем интервале должны быть решены
функциональные задачи: определение текущих значений параметров
движения центр масс (ПДЦМ) КАН, текущего состояния бортовых
средств, задействуемых для решения этой задачи (системы ориента-
ции, стабилизации, динамичных разворотов и т.п.), моментов вклю-
чения и выключения и других исходных данных, необходимых для
работы аппаратуры наблюдения. При этом состав, диапазон измене-
ния этих параметров и требуемая точность их определения характе-
ризуют взаимосвязи между системами БКУ.
Совокупность алгоритмов решения задач КАН будем считать
алгоритмом функционирования КАН на интервале Тап & Тас. Такой
алгоритм может строиться на основе использования различных
методов управления. Каждый из них предполагает определенное
распределение функций управления между бортовыми и наземными
средствами.
f 222
6.7. МЕТОДЫ УПРАВЛЕНИЯ ФУНКЦИОНИРОВАНИЕМ
КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НАБЛЮДЕНИЯ
Применительно к управлению КА бортовым комплексом определе-
ны следующие методы управления КАН: командный, программный,
командно-программный (комбинированный).
Наиболее простым из них является командный метод управления,
заключающийся в том, что программа выдачи управляющих воздей-
ствий (команд управления БА КА) формируется на Земле (в НКУ)
и передается на борт в сеансе связи с КА для непосредственного
исполнения.
Для формирования команд управления в НКУ решаются навига-
ционно-баллистические задачи, задачи контроля и диагностики с
использованием телеметрической информации с борта КА, задачи
планирования работы бортовой аппаратуры и т.д.
При этом методе управления КА функции высших уровней иерар-
хии общего процесса управления выполняются в НКУ, а бортовые
средства управления выполняют только функции низшего уровня —
управление БА КАН по полученным командам управления. Управле-
ние бортовыми средствами осуществляется в основном по разомкну-
той схеме [18], т.е. информация о выполнении команд, состоянии БА
и условиях функционирования не используется в БКУ для корректи-
ровки программы выдачи команд управления. Эта информация через
систему телеметрического контроля поступает непосредственно в
НКУ для принятия решений по управлению и формированию даль-
нейших команд управления БА.
Метод командного управления не позволяет обеспечить управле-
ние КАН в условиях длительного автономного полета из-за невоз-
можности гибкого изменения в БКУ программы выдачи команд
управления в зависимости От состояния БА, текущих условий функ-
ционирования и т.д. Поэтому этот метод в настоящее время находит
ограниченное применение в управлении КАН.
Программный метод управления КАН заключается в том, что
формирование программы управления БА и ее отработка осуществля-
ются БКУ.
В НКУ на основе программы полета КАН разрабатывается РП,
содержащая исходные данные, необходимые для формирования в
БКУ программы управления КАН на интервале Та п. Рабочая про-
грамма передается на борт КАН в сеансе связи перед началом авто-
номного полета и запоминается в бортовом управляющем устройстве.
В заданный момент времени t = БКУ начинает планирова-
ние, формирование и отработку программы управляющих воздей-
етствии с заложенными в РП исходными данными! 62 о
и с учетом информации о состоянии БА и условиях функционирова-
ния.
Реализация метода программного управления (особенно при
длительном автономном палете) обуславливает решение в БКУ задач
планирования, координации и принятия решений по управлению
системами и БА, навигации, баллистике, контролю, диагностике и
управлению резервами БА. Таким образам, в отличие ст командного
метода при методе программного управления в БКУ выполняются
также и функции высших уровней иерархии общего процесса управ-
ления. При этом управление КАН бортовым комплексом осуществля-
ется по замкнутой схеме [18], т.е. текущая информация о состоянии
БА, ходе процесса управления и условиях функционирования посту-
пает в БКУ и используется для принятия решения по управлению и
коррекции программы управления.
В качестве бортовых управляющих устройств, определяющих
возможность реализации этого метода, в первую очередь следует
назвать бортовые цифровые вычислительные машины (БЦВМ),
позволяющие реализовывать как ’’жесткие”, так и "гибкие” програм-
мы.
Жесткими будем называть программы, в которых последователь-
ность выдачи команд, их смысловое содержание и временные интер-
валы между командами сохраняются неизменными в течение Га п, а
гибкими — программы, у которых эти параметры могут изменяться.
Гибкие программы используются для управления процессами, проте-
кание которых существенно зависит От состояния систем КАН, внеш-
них условий. При этом значения управляющих воздействий^
должны вырабатываться в процессе управления с заданной точностью
на основе учета изменений состояния объекта управления.
Современный уровень развития бортовых управляющих устройств
позволяет обеспечивать автономное (без применения наземных
средств) управление функционированием КАН на значительном
интервале Та п £ Та с, когда КАН функционирует как робот-автомат,
содержащий в едином техническом комплексе управляющие и управ-
ляемые системы.
Такой метод управления оказывается наиболее приемлемым для
перспективных КАН с целью обеспечения требуемых характеристик
автономного функционирования в течение Та п £ Га с при решении
некоторого множества задач КАН. Он допускает построение раз-
личных модификаций исходя из конкретных требований, предъявляе-
мых к КАН, и возможностей его систем.
Программно-координатный метод управления позволяет снизить
загрузку НКУ по подготовке и заданию на борт программы управле-
f 222
ния БА при решении задачи наблюдения, так как в составе РП
необходимо задание только исходных данных по целевой обстановке
(например, характеристик маршрутов наблюдения).
Аналогичные модификации программного метода могут иметь
место и для управления КАН при решении других задач, например
при проведении маневров, доставке информации и т.д.
Командно-программный метод управления заключается в ком-
плексном использовании как командного, так и программного мето-
дов управления. При командно-программном методе управления
программа управления состоит из части, разрабатываемой в НКУ, и
части, разрабатываемой в БКУ.
Рабочая программа, передаваемая с НКУ, содержит как програм-
му выдачи управляющих воздействий (команд управления) для
решений ряда задач КАН, так и исходные данные для формирования
управляющих воздействий в БКУ с учетом реального хода процесса
управления, состояния систем и условий функционирования. Кроме
того, коррекция программы управления может осуществляться ко-
мандами с НКУ, передаваемыми непосредственно в сеансе связи.
При таком методе управления на борту КАН могут решаться
отдельные задачи планирования, координации управления, навига-
ции, баллистики и т.д. Данный метод обладает существенными
преимуществами по сравнению с командным методом. Он позволяет
повысить эффективность управления КАН, снизить загрузку средств
НКУ.
Следует отметить, что для управления КАН при решении различ-
ных задач могут применяться разные методы управления, обуслов-
ленные конкретным распределением функций управления между
НКУ и БКУ, требованиями по эффективности управления и т.д. Так,
например, в ряде случаев для решения задачи наблюдения эффектив-
но применение программно-командного метода управления КАН, а
для задачи проведения маневров он может оказаться нецелесообраз-
ным, если общее число маневров КАН невелико, а возможности
бортовых средств по подготовке исходных данных (ИД) для проведе-
ния маневра (определение момента включения двигателя, расчет
длительности импульса и т.д.) ограничены. Тогда для решения этой
задачи целесообразно использовать другой метод управления —
командный или командно-программный.
Таким образом, методы управления функционирования КАН на
интервале е Т& п, отражающие распределение функций управления
между наземными и бортовыми средствами, влияют на состав и
характеристики бортовых средств, а также на их взаимодействие в
процессе решения соответствующих задач КАН, т.е. на структурное
построение БКУ.
163 о
6.8. ВЛИЯНИЕ ЗАКОНОВ И АЛГОРИТМОВ УПРАВЛЕНИЯ
БОРТОВОЙ АППАРАТУРОЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
НАБЛЮДЕНИЯ НА СТРУКТУРУ БОРТОВОГО КОМПЛЕКСА
УПРАВЛЕНИЯ
-Так как БКУ и его системы относятся к информационно-управля-
ющим, то результатами их функционирования является продуцирова-
ние законов управления. Закон управления Fk системы, представляю-
щий собой зависимость выходной информации Uk(t) от входной
Uk(t) = Fk[Xk(t)l, <6-9>
может быть задан в виде функции (функций), логических условий
и т.п. В информационно-управляющих системах, как известно [7,
22], отдельные подсистемы строятся исходя из выполнения ими
законченной функции, т.е. реализации некоторой самостоятельной
части общего закона управления. Поэтому структура систем в опре-
деленной степени зависит от структуры реализуемого закона управ-
ления. Под элементами структуры закона управления понимаются
некоторые частные операторы, выполнение последовательности
которых позволяет реализовать общий закон управления системы.
На интервале Га д е Та с функционирование КАН определяется
заданием РП. Эта программа конкретизирует закон управления КАН
на интервале Гап, в соответствии с которым формируются необходи-
мые управляющие воздействия Uk. Каждая система БКУ принципи-
ально может выполнять задачу выработки управляющих воздействий
для систем нижнего уровня и подготовки информации для систем
верхнего уровня. На каждом уровне управления системы БКУ могут
формировать закон управления различным образом (или он может
быть сформирован заранее) путем использования результатов реше-
ния, например, соответствующих задач оптимального управления.
Будем полагать, что выбор необходимых законов управления для
реализации их бортовым комплексом осуществляется на стадии
проектирования БКУ как отдельная самостоятельная задача. При
этом выбираемые законы управления служат исходной информацией
для структурного построения БКУ и технической реализации его
системы.
Естественно, что один и тот же закон управления (собственно
операторов Fk~) может быть реализован с помощью различных алго-
ритмов.
Многообразие возможных законов Fk и алгоритмов Ак их реализа-
ции служит, по существу, важнейшей исходной базой структурного
f 222
построения как самого БКУ (субсистема), так и его систем. Поэтому
некоторый вариант структуры БКУ может характеризоваться сово-
купностью
Uk(f)t Fk, Лл}, * = 1, К .
В качестве примера такого задания структуры системы и оценки
влияния на структуру законов управления может быть использован
подход, основанный на представлении общего закона управления,
реализуемого системой в виде совокупности частных операторов [22].
В простейшем случае так называемого одноступенчатого разбие-
ния оператора он представляется следующими эквивалентными
преобразованиями [6]:
17а(1) = F(k\xk)',
(6.10)
J/2) = г/2) (1Л(1)), йк = <йк2}...йк2>>.
л, Л Л" А|
Сначала над множеством входных параметров Хк осуществляются
преобразования Fk>} и получаются промежуточные результаты йк^ .
Вторичная информация Uk1' подвергается второму преобразова-
(2)
нию Fk , в результате чего получается выходная информация
Uk(t) = <икю>.
Преобразование (6.10) должно быть эквивалентно исходному
(6.9), т.е. должно выполняться условие В
В более сложных случаях процесс формирования управляющих
воздействий может быть организован с помощью многоступенчатых
преобразований входной информации, что является характерным для
достаточно сложных информационно-управляющих систем.
Таким образом, в общем случае задача формирования (или выбо-
ра) законов и алгоритмов управления БКУ и его систем решается как
задача оптимального управления функционированием КАН на основе
моделей процессов управления решением задач КАН, а структура
законов и алгоритмов служит важным фактором определения струк-
туры БКУ.
164 о
6.9. АНАЛИЗ ПРОЦЕССА ОРГАНИЗАЦИИ УПРАВЛЕНИЯ
КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НАБЛЮДЕНИЯ
БОРТОВЫМ КОМПЛЕКСОМ
Задачей процесса автономного управления КАН, выполняемого
БКУ, является организация взаимосвязанного функционирования
бортовых средств, направленного на выполнение поставленных задач.
Определение 9. Часть процесса автономного управления КАН,
реализуемого БКУ, заключающегося в организации взаимосвязанного
целенаправленного функционирования бортовых систем для обеспе-
чения работы КАН на интервале ТЛ п, назовем процессом организа-
ции управления КАН.
Принципиальная значимость процесса организации управления
состоит в том, что он служит важнейшим фактором, обуславливаю-
щим целостность БКУ (как сложной системы), и обеспечивает БКУ
свойства, отличные от простой совокупности свойств составляющих
его систем. Процесс организации управления определяет информаци-
онно-управляющую схему взаимодействия систем БКУ между собой
и БКУ с другими системами КАН.
В общем случае взаимодействие систем БКУ свяЗано с их соподчи-
ненностью в процессе управления и участием в едином процессе
обработки информации. Исследование взаимодействия между систе-
мами БКУ будем проводить на основании анализа процесса органи-
зации управления КАН.
К задачам анализа процесса организации управления относятся
определения:
частных процессов организации управления КАН бортовым ком-
плексом;
информационной схемы взаимосвязи частных процессов как
основы организации взаимодействия систем.
В основу предлагаемого метода анализа положен принцип про-
странственно-временнбй декомпозиции процесса организации управ-
ления КАН по следующим признакам:
по соответствию задачам КАН — выделение частных процессов
организации управления решением частных задач, возлагаемых на
КАН;
по функциям организации управления — выделение функций и
взаимосвязей процесса организации управления при решении каждой
задачи КАН.
Рассмотрим декомпозиции по указанным признакам.
Схема проведения декомпозиции процесса организации управле-
ния по частным задачам управления КАН следует из схемы функци-
ональной декомпозиции БКУ. Если возлагаемые на БКУ задачи
f 222
требуют функций процессов организации управлении их решением,
то такие функции определяются на стадии функциональной декомпо-
зиции, так как они являются составной частью процесса управления
КАН. По существу, декомпозиция по первому признаку позволяет
установить, для каких задач БКУ требуется организация процесса
управления их решением, и должна проводиться совместно с деком-
позицией БКУ. При этом результаты параметрической декомпозиции
БКУ определяют требования к характеристикам процессов организа-
ции управления.
Очевидно, что существенным свойствам декомпозиции по первому
признаку является определение внешней стороны процессов органи-
зации и требований к ним.
Определению внутреннего содержания каждого частного процесса
организации служит декомпозиция по второму признаку.
Следуя теории иерархических систем [8], проведем декомпозицию
процесса организации управления КАН по этому признаку на два
частных процесса:
процесс координации и принятия решения по управлению;
процесс исполнения управляющих взаимодействий.
При этом полагаем, что такая декомпозиция применима для
любой частной задачи организации управления, реализуемой БКУ.
В общем случае функции процесса координации и принятия
решения заключаются в формировании упорядоченной во времени и
фазовом пространстве совокупности координирующих и управляю-
щих воздействий [8].
Считаем, что формирование координирующих и управляющих
воздействий в БКУ осуществляется на основе внешних управляющих
функций £7°, внешних условий й, конструктивно-технических
параметров а и текущей информации о фазовых переменных X. Это
принципиальным образом сказывается на характере процесса органи-
зации взаимодействия систем БКУ.
Выбор стратегии решения задач КАН из числа альтернативных
стратегий, которые могут быть реализованы БКУ, обуславливает
необходимость принятия решений по управлению КАН как на этапе
формирования координирующих и управляющих воздействий, так и
на этапе их реализации, т.е. в реальном масштабе времени. Это
обусловлено не только необходимостью учета текущего состояния
систем КАН, но и возможной необходимостью оперативного измене-
ния внешних управляющих функций.
Учитывая особенности организации процесса управления функци-
онированием КАН, процесс координации и принятия решений в БКУ
представим состоящим из следующих подпроцессов: 1б
планирование решения задач КАН с целью формирования плана
выдачи управляющих воздействий на системы БКУ и КАН;
решение навигационно-баллистических задач;
решение контрольно-диагностических задач для учета текущего
состояния систем;
формирование текущего бортового времени, необходимого для
реализации процесса управления в реальном масштабе времени;
выбор решения и координация управления системами БКУ и КАН
в соответствии с формируемым планом, а также с учетом данных
контроля.
Процесс исполнения управляющих воздействий представим состоя-
щим из операций приема, хранения и отработки в реальном масшта-
бе времени управляющих воздействий, сформулированных в процессе
координации и принятия решений.
Очевидно, что для анализа этого процесса достаточно проведения
декомпозиции его по задачам управления, а в рамках каждой задачи
— по исполнению операций отдельными системами КАН.
Обобщенно структуру процесса организации решения произволь-
ной задачи управления КАН представим на рис. 6.4.
Процесс организации взаимосвязанного функционирования борто-
вых средств при решении произвольной задачи управления КАН
основан на получении и преобразовании по соответствующим зако-
нам навигационно-баллистической, контрольно-диагностической и
командно-программной информации.
Конкретно вид и объем этой информации определяются в зависи-
мости от принятых законов управления КАН, задаваемой на борт
рабочей программы и функций БКУ.
В общем виде оператор преобразования информации процесса
организации взаимодействия систем при решении любых задач
управления КАН представим следующим образом;
Жй, й°, и, к\, kJ, nv, о = о,
где kJ — вектор баллистической информации для решения v-й задачи
КАН, kJ =Fv(k;, X, Хф(Гф), а, Л, р, U°, U, 0; ^-оператор
преобразования баллистической информации при решении v-й зада-
чи, который может описываться системой дифференциальных уравне-
ний движения центра масс КАН, алгоритмами расчета параметров
маневра и спуска, алгоритмом расчета баллистических характеристик
f 222
Рис. 6.4. Обобщенная структура процесса организации решения произвольной
задачи управления КАН' в БКУ
для управления КАН и АН при наблюдении объектов и т.д.; —
вектор контрольно-диагностической информации, необходимой для
принятия решений по управлению при решении v-й задачи КА, kv =
= Ф/Х, t, a, h, U, U®, р); — оператор преобразования (агреги-
рования) контрольной информации о работе систем и выполнении
отдельных специализированных операций для решения v-й задачи
КАН, который, в частности, может включать в себя алгоритмы
свертывания, агрегирования и статистической обработки контрольной
информации, прогнозирования отказов и определения неисправностей
в системах и т.д.; Hv — план выполнения частных операций процесса
управления решением v-й задачи КАН, Пу = (kz, к', к^, а, 17°,
t, ₽); ~ оператор формирования плана решения v-й задачи КАН
в БКУ по исходным данным, полученным в составе рабочих про-
грамм КАН на интервале Та п или в составе плана от стоящего выше
процесса организации управления с использованием навигационно-
баллистической и контрольно-диагностической информации.
16 6 о
В соответствии со структурной схемой процессы решения баллис-
тических и контрольно-диагностических задач обеспечивают процес-
сы планирования, принятия решений и координации необходимой
информации. Конкретные характеристики этих процессов (объем и
состав связей, оперативность и точность решения задач и т.п.) опре-
деляются требованиями по автономности и оперативности принятия
решений при организации управления КАН и алгоритмами решения
задач. Процесс организации управления КАН можно классифициро-
вать по следующим признакам:
реализация функций координации и принятия решений по управ-
лению в НКУ;
комбинированная реализация функций координации и принятия
решений по управлению в НКУ;
комбинированная реализация функций координации и принятия
решений по управлению в БКУ и НКУ;
реализация функций координации и принятия решений по управ-
лению в БКУ.
К классу процессов организации управления с автономной реали-
зацией процесса координации и принятия решений отнесем процессы,
включающие в полном объеме необходимые для конкретного КАН
операции решения навигационно-баллистических задач, контрольно-
диагностических задач, планирования процесса управления и реали-
зации управляющих воздействий в реальном масштабе времени.
Структура такого класса процессов организации приведена на
рис. 6.4. Она обеспечивает автономную организацию взаимодействия
систем при решении задач управления КАН в БКУ на интервале Та п
по исходной информации, полученной с НКУ в составе рабочей
программы.
К классу комбинированных процессов организации управления
КАН относятся процессы, в которых часть операций планирования,
навигационно-баллистических и контрольно-диагностических задач
выполняется в НКУ, а операции решения задач навигации и баллис-
тики или контроля и диагностики (кроме сбора и передачи ТМИ)
полностью делаются в НКУ, а следовательно, и часть функций
планирования, координации и выбора решений по управлению
осуществляются также в НКУ.
Вариант структуры, изображенный на рис. 6.5, не содержит в себе
элементы решения навигационно-баллистических задач: он может
быть присущ БКУ, не требующему для управления КАН навигацион-
но-баллистической информации (кроме получаемой с НКУ в составе
рабочей программы). Может иметь место вариант структуры, не
содержащий элементов решения контрольно-диагностической зада-
чи, т.е. анализ контрольной информации, диагностики и приня-
f 222
Рис. 6.5. Структура процесса организации управления КАН в БКУ (вариант без
решения навигационно-баллистических задач)
тия решения по управлению в нештатных ситуациях осуществляется
в НКУ по результатам анализа телеметрической информации, полу-
ченной с борта КАН от системы телеконтроля. Такая структура
процесса не обеспечивает достаточной автономности по контрольно-
диагностическому каналу.
Синхроимпульсы
К третьему классу процессов орга-
низации относятся процессы, содер-
жащие только операции трансляции
управляющих воздействий в реальном
масштабе времени.
Все функции принятия решений и
координации, а следовательно, и фу-
нкции планирования, решения кон-
трольно-диагностических и навигаци-
онно-баллистических задач выполня-
ются НКУ.
Эта структура (рис. 6.6) отвечает,
например, жестким программно-ко-
мандным методам управления. В этом
Рис. 6.6. Структура процесса исполнения
управляющих воздействий
167 о
Рис. 6.7. Схема декомпозиции навигационно-баллистических задач
случае на борт КАН поступает полностью сформированная программа
управления.
Рассмотренные классы процессов организации решения произволь-
ной задачи управления КАН могут различаться составом операций
каждого элемента структурной схемы (см. рис. 6.4). Состав операций
в основном зависит от задач, решаемых КАН, характеристик систем
КАН, методов и законов управления и т.д.
Проведем, например, декомпозицию навигационно-баллистичес-
ких задач КА на Т п по признаку соответствия задачам управления
в виде схемы, изображенной на рис. 6.7. В свою очередь, для каждой
из выделенных операций проведем дальнейшую декомпозицию по
функциям, составляющим операцию, так, как показано на рис. 6.8.
Такая схема проведения декомпозиции позволяет проводить
анализ состава и объема навигационно-баллистической информации,
необходимой для каждой задачи управления при организации ее
решения, анализ целесообразности получения такой информации в
БКУ или перенесения соответствующих функций в НКУ и в конеч-
ном итоге проводить анализ взаимосвязи систем с позиций потребнос-
ти системы БКУ и КАН в соответствующей информации при органи-
зации их работы на Та п.
Очевидно, что анализ других частных элементов организации
управления КАН может проводиться на основе использования схемы
Гис. 6.8. Схема декомпозиции навигационно-баллистических задач по операциям
(адача наблюдения)
декомпозиции, аналогичной приведенной. Многоцелевой и многоу-
ровневый процесс управления КАН обуславливает соответствующее
построение процесса организации с учетом уровней управления и
числа задач управления на каждом уровне. В соответствии с деком-
позицией процесса функционирования КАН на интервале его авто-
номного полета Тап рассмотрим, в частности, следующие уровни
организации функционирования бортовых средств:
уровень решения целевой задачи КАН, например задачи планово-
периодического наблюдения;
уровень решения функциональной задачи КАН, например задачи
проведения маневра, задачи навигации, доставки информации и т.п.
Полагая, что если БКУ выполняет определенные группы задач в
многоуровневом процессе управления КАН, то процесс организации
должен обеспечивать взаимосвязанное функционирование систем
БКУ на каждом j-м уровне управления, а его структура должна быть
многоуровневой, т.е. включать в себя множество процессов, выполня-
ющих функции организации управления на разных уровнях при
решении различных задач управления.
Наличие множества процессов организации отражает свойство
многофункциональности КАН и его БКУ и зависит от числа и слож-
ности возлагаемых на БКУ задач.
На основании этого для БКУ, выполняющего иерархическую
многоуровневую совокупность задач управления КАН, структуру
процесса организации управления КАН представим в виде иерархи-
ческой, состоящей из ряда процессов, каждый из которых может
принципиально выполнять все функции, присущие такому процессу
(см. рис. 6.4), но относящиеся к организации решения конкретной
задачи КАН. При этом процесс верхнего уровня выполняет функции
организации управления решением задач КАН верхнего уровня, а
процессы лежащих ниже уровней — функции организации управле-
ния решением задач КАН нижнего уровня, например, как показано
на рис. 6.9.
Утверждение 1. Начало, окончание и план выполнения операций
процесса организации управления /-го уровня при многоуровневой
структуре процесса задаются стоящим выше уровнем, а план Hj
выполнения операции процесса организации высшего 0=1) уровня
задается НКУ (или заложен при разработке системы в виде опреде-
ленной логики функционирования БКУ).
Процесс организации взаимодействия у-го уровня осуществляется
в соответствии с планом, задаваемым в виде программы управляю-
щих воздействий U(t), исходной информации о фазовом состоя-
нии КАН X О*) и внешних условий функционирования Л (О. В
168 о
Рис 6.9. Пример двухуровневой структуры процесса организации управления КАН
результате формируются в реальном масштабе времени управляющие
воздействия для процессов организации низших уровней или для
< сютветствующих функциональных систем БКУ и Систем КАН. В
ынном случае для процесса организации /-го уровня поступает
информация от процессов организации нижних уровней о фазовом
। остоянии КАН X(f), с учетом которой на у-м уровне принимается
решение о порядке выдачи управляющих воздействий. Например,
<тли при отработке запланированных на у-м уровне управлений
п[юизошло нарушение процесса управления из-за неисправности
। .1 кой-либо системы, то принимается решение об изменении плана
функционирования БКУ. При этом возможны разнообразные пути
продолжения функционирования систем КАН в зависимости от
< к пени адаптации БКУ к подобным ситуациям.
Нели устранение возникшей ситуации может быть выполнено на
1 оог нстствующем (у-м) уровне при сохранении возможности исполне-
нии сформированного для этого уровня плана решения задачи, то
спланированная последовательность управлений выдается, а для
процесса организации верхних уровней формируется соответствую-
щая информация об изменении состояния систем КАН или протека-
ть процесса управления. Эта ситуация характерна для БКУ с
<|ц икциональным или подсистемным резервированием. Следователь-
при наличии в БКУ функционального резерва достижение цели
правления возможно при изменении плана функционирования КАН
п । < по [ встствующем уровне организации взаимодействия.
I ели же организацией взаимодействия не предусмотрено устране-
шч шмникшего отказа имеющимися на у-м уровне средствами, в том
f 222
числе и путем изменения (корректирования в допустимых пределах)
плана функционирования Щ, то на этом уровне формируется инфор-
мация, характеризующая возникшую ситуацию для верхнего уровня
управления, где принимается соответствующее решение (в рамках
возможностей уровня). При этом главным инструментом достижения
цели также является изменение (восстановление) или состава систем
БКУ, или плана управляющих воздействий.
Информацию, идущую от процесса организации ;-го уровня к
процессу (j + 1)-го уровня (см. рис. 6.9), назовем планом решения
задач, соответствующей (у + 1) -му уровню. Например, на вход про-
цесса, организующего решение целевой задачи планово-периодичес-
кого наблюдения, поступает план Пр на входы процессов, организу-
ющих решение функциональных задач КАН (например, задач на-
блюдения объектов, проведения маневров, доставки информации),
поступают планы Пу, v = 2, 3, ..., v0.
Информация обратной связи, поступающая от (/+1)-го уровня к
у-му уровню процесса организации управления КАН, представляет
собой данные о текущем состоянии управляемых систем KAHAV (У)
_2
и контрольно-диагностическую информацию kv. Такие данные
формируются функциональными системами КАН и системами кон-
троля (автономными или встроенными в функциональные системы),
а также путем агрегирования информации на каждбм уровне про-
цесса организации.
Состав управляющих и информационных потоков в БКУ зависит
от задач, решаемых в процессе организации управления, алгоритмов
решения задач КАН и методов организации управления КАН, реали-
зуемых в БКУ.
6.10. МЕТОДИЧЕСКИЕ ВОПРОСЫ ПОСТРОЕНИЯ СТРУКТУРЫ
БОРТОВОГО КОМПЛЕКСА УПРАВЛЕНИЯ
Важнейшим этапом построения БКУ КАН, как и любой сложной
системы, является синтез его структуры, которая позволяет предста-
вить БКУ как единое целое.
Задачу сформулируем следующим образом: определить принципы
построения структуры БКУ и пути реализации взаимодействия
систем исходя из обеспечения требуемого процесса управления КАН
и показателей БКУ.
В теории сложных систем имеют место два подхода к синтезу
структур систем управления, которые можно использовать и при
формировании структуры БКУ.
Первый подход базируется на том, что считается заданным тип
(класс) структуры разрабатываемой системы (например, иерархичес-
кая, одноуровневая или многоуровневая, централизованная или
и1 централизованная и т.д. [21]). В этом случае синтез оптимальной
i 1руктуры сводится к решению задач:
определения оптимального по заданному критерию эффективности
। остава элементов системы и их характеристик;
организации взаимодействия элементов на различных уровнях в
рамках заданного типа структуры исходя из достижения целей
v правления.
В соответствии со старым подходом структура системы определя-
t гея в результате синтеза ее основных функций с использованием,
например, методов декомпозиции, координации и т.д. [21]. Второй
подход является более общим и включает в себя и задачи первого.
Далее рассмотрим синтез структуры БКУ с позиции взаимодей-
i । ния систем.
При известном составе систем задачу синтеза структуры БКУ
КАН можно сформулировать следующим образом.
Необходимо установить такое взаимодействие между системами
А, к = 1, К , которое обеспечивает выполнение требуемого процесса
функционирования КАН на интервале Тап и выполнение требуемых
। юказателей БКУ qw m = 1, М .
Таким образом, задача синтеза структуры БКУ сведена к задаче
11 гановления взаимосвязей между системами множества {А}, к =
1, К , которую можно решать на основе различных методов,
11 р и меняемых в теории сложных систем, в том числе с использовани-
i м методов теории графов, методов простого перебора связей системы
i ч всеми другими системами из множества {4}, [11], а также метода
и гвей и границ [7], в которых используются те или иные процедуры
i порядочения перебора систем и их связей. Если использовать эти
методы по тем или иным причинам не представляется возможным
nt.тример, вследствие сложности формирования взаимосвязей), то
। шжно воспользоваться методом упорядоченного перебора взаимосвя-
в a на основе специфики задач, выполняемых системами БКУ. В
пом случае решающее значение для установления взаимосвязей
। in тем имеют принципы построения БКУ и его систем.
Не останавливаясь на указанных известных математических
к годах выбора структуры сложных систем, выделим следующие
г и' (одические вопросы, решение которых определяет взаимодействие
nt гем и, как следствие, структуру БКУ КАН.
f 222
Исследование процесса организации автономного управления
решением задач КАН на интервале т е Тл п показывает, что органи-
зация целенаправленного, взаимосвязанного функционирования
систем может осуществляться с помощью специализированной систе-
мы БКУ, с которой по информационным и управляющим каналам
взаимодействуют системы КАН, участвующие в решении соответ-
ствующей задачи.
Определение 10. Систему БКУ, реализующую процесс организа-
ции взаимосвязанного целенаправленного функционирования борто-
вых средств КАН в реальном масштабе времени на интервале Та п,
назовем организующей системой (ОС).
Функции организующей системы заключаются в том, чтобы в
соответствии с рабочей программой, задаваемой с НКУ (или реализо-
ванной в БКУ в процессе проектирования), организовать взаимосвя-
занное функционирование бортовых средств в реальном масштабе
времени, направленное на выполнение процесса решения запланиро-
ванных задач КАН. При этом может учитываться информация и о
текущем состоянии бортовых средств, а в соответствии с ним целе-
направленно изменяться их взаимодействие.
В связи с тем, что каждому частному процессу управления, пред-
назначенному для выполнения частной задачи, соответствует некото-
рый частный процесс организации решения этой задачи, структура
самой организующей системы оказывается достаточно сложной. Она
определяется сложностью процесса функционирования КАН и струк-
турой процесса управления решением совокупности возложенных на
него задач.
С позиции формального описания организующую систему БКУ
представйм многоуровневой иерархической системой R, число уров-
ней которой будем определять числом уровней решения задач управ-
ления КАН на Та п.
При синтезе структуры БКУ будем рассматривать ОС, как одну
из систем БКУ с функциями организации взаимодействия бортовых
средств, участвующих в решении соответствующей задачи КАН. При
этом полагаем:
1) все бортовые средства КАН, участвующие в процессе решения
некоторой задачи на интервале tv е Та п, в организационном аспекте
подчинены организующей системе R, как системе верхнего уровня
БКУ, что обеспечивается, в частности, выбором соответствующего
метода организации управления КАН;
2) все системы БКУ нижнего уровня управляющими входами
связаны с системой R, а выходами — с управляемыми системами и
элементами КАН;
170 с
3) обмен информацией между системами БКУ нижнего уровня
может осуществляться как непосредственно, так и через системы Л
верхнего уровня;
4) взаимодействие между средствами КАН, не входящими в состав
БКУ, но непосредственно участвующими в процессе решения задачи.
Следует подчеркнуть, что именно введение в состав БКУ органи-
зующей системы Л с функциями принятия решений и координации
взаимодействия придает ему качественно новые свойства, характер-
ные для самоорганизующихся систем. Эти свойства в значительной
мере определяют основные характеристики БКУ как информационно-
управляющей системы КАН.
При установлении взаимосвязей между системами с целью постро-
ения вариантов структуры БКУ в условиях конкретного процесса
организации управления КАН необходимо исходить из следующих
принимаемых принципов построения БКУ:
централизованное, децентрализованное или комбинированное
управление КАН;
независимая реализация задач управления техническими сред-
ствами;
комплексное использование технических средств;
смешанная реализация задач управления техническими средства-
ми;
использование организующей системы как центрального элемента
взаимосвязи систем;
использование функциональной, структурной, временной и пара-
метрической избыточности для обеспечения управления с заданными
показателями.
Совокупность принимаемых в каждом конкретном случае принци-
пов построения БКУ позволяет определять множество вариантов
структуры БКУ.
6.11. НЕКОТОРЫЕ ВОЗМОЖНЫЕ СТРУКТУРНЫЕ СХЕМЫ БОРТОВОГО
КОМПЛЕКСА УПРАВЛЕНИЯ
Следуя предложенным в предыдущем разделе возможным принци-
пам построения БКУ, рассмотрим наиболее важные структурные
схемы БКУ.
Конкретные варианты структуры зависят от многообразия возлага-
емых на БКУ функций, числа выделяемых систем и их технической
реализации, числа и характеристик взаимосвязей между системами.
Рассмотрение возможных вариантов структуры БКУ позволяет
решать задачу выбора оптимального варианта структуры БКУ, кото-
>£ 222
(------------------------------------1
] нкч |
Рис. 6.10. Структура БКУ децентрали-
зованного управления
рому отвечает наилучшее значе-
ние принимаемого критерий его
эффективности.
Наиболее простая структура
соответствует БКУ де-
централизованного управления
(рис. 6.10). Она отвечает коман-
дному методу управления функ-
ционированием КАН и характе-
ризуется тем, что управляющие
воздействия на каждую систему
К формируются и выдаются непосредственно средствами НКУ. Такая
структура БКУ соответствовала самым первым КА с несложными
функциями и простыми законами управления. Взаимосвязи между
системами БКУ здесь, по существу, отсутствуют (за исключением
связей с системой телеконтроля). Организующей системы R факти-
чески нет, так как в БКУ отсутствуют функции принятия решений
бортовыми средствами. Закон функционирования £-й системы в этом
случае имеет вид
-о
где U— вектор внешних управляющих воздействии, представляю-
щих собой некоторую последовательность команд управления, выда-
ваемых НКУ; Х^ — вектор фазовых переменных, формируемый в
виде сигналов обратной связи с объектом управления (например,
углы и угловые скорости ориентации).
Для современных КАН такая структура БКУ малопригодна ввиду
ее полной неавтономности.
Вариант структуры S2 БКУ, представленный на рис. 6.11, синтези-
руется при реализации принципа смешанного управления, так как на
верхнем уровне имеются несколько организующих систем Rv, у =
= 1, v0, управляемых непосредственно с НКУ, причем часть систем {Д
j = 1, Д , < К связана с системой R^, часть {г}, г = 1, rv , rv < К —
с системой Rv и т.д. Структуру 52,БКУ такого вида можно рассмат-
171 о
Рис. 6.11. Структура БКУ смешанного управлений
1 2
ривать как совокупность независимых структур, т.е. S2 = {<$2, S2,
.., S2°}- Каждая такая структура 1S2 } построена по иерархическому
принципу с организующей системой Rv на верхнем уровне. Каждая
система 7?v выполняет определенную программу работы
Х^), задаваемую с НКУ путем формирования по определенному
икону fv(1) управляющих воздействий на подчиненные систе-
мы, которые реализуют их, используя информацию обратной связи
с объекта управления X® путем формирования по соответствующим
(2) **(2)
1аконам ) управляющих воздействий . Вариант структуры
Л2, представленный на рис. 6.11, характерен тем, что информацию
о состоянии Систем нижнего уровня организующей системы Rv, v =•
- 1, v0 нс получают, т.е. использование информации о состоянии
КАН осуществляется только системами нижнего уровня. Закон
функционирования v-й организующей системы имеет вид
t7(1)
f 222
Рис. 6.12. Структура БКУ с взаимосвязями на верхнем уровне
а закон функционирования к-й системы, подчиненной v-й организую-
щей системе, имеет вцд
i7(2) = т?(2) х(2)>,
где F^ — функции преобразования систем верхнего и нижнего
уровней соответственно.
Задаваясь различными законами управления, на базе этого вида
структур БКУ можно построить варианты структур, отличающиеся
взаимосвязями систем. Рассмотрим наиболее характерные из них.
Структура БКУ 53, представленная на рис. 6.12, характерна
взаимосвязями между организующими системами верхнего уровня
(Rv, v = 1, v0). Они позволяют системе Rv в процессе функциониро-
вания учитывать результаты работы других систем. Например, если
задачи v = 1, v0, должны выполняться последовательно (начи-
ная с первой), то v-я задача не может выполняться, пока не закон-
чится (v—1)-я. Это значит, что система не вырабатывает управля-
ющих воздействий на системы более низкого уровня до тех пор, пока
не получит соответствующий сигнал с системы
хотя необходимая программа работы (U^0>, ) с НКУ уже полу-
чена. 172 о
Рис 6.13. Структура БКУ с взаимосвязями элементов
В этом случае БКУ реализует закон управления следующего вица:
Ltoj у») л-d) \ _ _<i>[ —<о) -а» л:(1) лг(1) ],
\ + ’ Афу ’ A(v-I)-V> A(v+l)-vj’
Структура БКУ S4, приведенная на рис. 6.13, характеризуется
взаимосвязями элементов нижнего уровня, подчиненными одной
i истеме верхнего уровня (7?v). В отличие от базовой структуры (см.
“(2)
рис. 6.11) здесь система реализует заданное управление {U4* ) с
учетом результатов функционирования других систем нижнего
уровня, подчиненных системе Rv. Например, система стабилизации
начинает работать только тогда, когда программный разворот завер-
шен и угловое отклонение осей связанной системы координат КАН
от заданного положения не превышает допустимого. В этом случае
икон функционирования v-й организующей системы аналогичен
икону функционирования этой системы в бортовом варианте струк-
typu (см. рис. 6.11). Законы функционирования систем нижнего
уровня имеют вид
f 222
Рис. 6.14. Структура БКУ с взаимосвязями между элементами по восходящим и
нисходящим линиям
/,7(2) у (2) у(2)
’ лу, а-«+1)’ t-а-»
_ „(2)/-7(1) у(2) у(2) у(2)
" \и»к > Av* > Av, (fc-l)-V Av, U + l)-<t
На рис. 6.14 изображена структура БКУ характерной особен-
ностью которой является наличие последовательных связей между
элементами по восходящей и нисходящей линиям. Структура БКУ S5
представляет собой совокупность частных структур, т.е. Ss “ {5$,
S$, ..., Sj °}. Наличие связей между системами нижнего уровня
и организующей системой 7?v позволяет формировать управления
(У*1* с учетом состояния лежащих ниже систем, т.е. у них появля-
ется новое качество — принятие решений с учетом текущего состоя-
ния систем. Кроме топ?, наличие связей по сигналам принципи-
ально позволяет осуществлять взаимодействие систем нижнего уров-
ня между собой через посредство стоящей выше системы Kv.
Функционирование v-й частной структуры (S$) в этом случае
описывается соотношениями
173 о
Z7(1)
y(0)
X4jv ’
r7(0) <7(1)1
"'v ’ / ’
(< ^’) =
Следует отметить, что на основе каждого из рассмотренных
вариантов структуры БКУ смешанного управления можно построить
множество модификаций, различающихся как числом элементов на
каждом уровне, так и числом и характером взаимосвязей между
элементами, в зависимости от конкретного алгоритма функциониро-
вания.
Перейдем теперь к рассмотрению вида структур БКУ КАН, строя-
щихся на основе централизованного принципа управления, В общем
случае этот класс иерархический и характеризуется наличием на
верхнем уровне одной организующей системы БКУ, которая осущес-
твляет взаимодействие с системой более высокого уровня АСУ (т.е.
с НКУ), а также организует взаимосвязанное целенаправленное
функционирование систем более низкого уровня в процессе решения
различных задач КАН,
Рассмотрим наиболее характерные (с точки зрения взаимосвязей
между элементами) структуры БКУ такого вида.
На рис 6.15 представлена структура БКУ S6, в которой взаимосвя-
занное функционирование систем на интервале Га п осуществляется
организующей системой Л в соответствии с исходными данными
, U, поступающими с НКУ в составе РП. Взаимосвязи между
системами отсутствуют. Взаимодействия между уровнями осущес-
твляются посредством управле-
ний й^\ формируемых систе-
мой Л для систем нижнего уро-
вня, которыми являются функ-
ционально-атомные системы
(ориентации, стабилизации,
навигации и т.д.). Последние
получают информацию обрат-
ной связи (Х^ ) от объекта
Рис. 6.15. Иерархическая централизо-
ванная структура с вертикальными
управляющими связями
f 222
управления (угловое положение ССК, скорость его изменения и т.д.),
которая необходима для их автономного функционирования.
Закон функционирования БКУ такой структуры имеет вид
= F (1)((7(0),
<7<2) = ^2)(^П.
A fv \ Л ft, f
где F^ — функции преобразования систем верхнего и нижнего
уровней соответственно.
На рис. б. 16 представлена структура БКУ S7, отличающаяся от
предыдущей (см. рис. 6.15) наличием информационных связей между
системами нижнего уровня. Система нижнего уровня реализует
управление сформированное стоящей выше системой R с учетом
результатов работы других систем нижнего уровня (Х;-_£>. Напри-
мер, система навигации начинает работу после того, как система
управления движением обеспечила ориентацию и стабилизацию КАН
в заданном положении. Такая структура БКУ реализует закон функ-
ционирования следующего вцда:
хф0));
у (2)
(i7®, х®,
\ Л Л / f Л А Л
j = 1, к\ j * к.
Объект управления
На рис. 6.17 представлена
структура БКУ 58, характерная
наличием управляющих инфор-
мационных связей между эле-
ментами по восходящей и нисхо-
дящей линиям. Это придает стру-
ктуре следующие потенциальные
возможности:
Рис. 6.16. Иерархическая структура с
управляющими связями по вертикали и
информационными связями между под-
системами
174 о
|’ис. 6.17. Иерархическая структура с
\ 11 равляющими и информационными
i нязими по вертикали
принятие решений элемен-
1ом R по логике функциониро-
вания лежащих ниже систем к
исходя из текущего их состоя-
ния с целью обеспечения выпо-
। нения заданной программы:
Хф0), (7(0)>;
обмен информацией между
< истемами нижнего уровня через
посредство вышестоящей органи-
п ющей системы R по имеющимся каналам связи;
организация централизованного управления не только систем
ьКУ, но и всех бортовых средств с целью более полного использова-
ния их функциональных возможностей для повышения живучести
КАН и выполнения поставленных задач.
Функционирование БКУ такой структуры можно описать следую-
щими соотношениями:
-(2) у (2)
Uk = Fk \Vk - Хк
ric Х<0) — информация о состоянии бортовых средств и ходе реше-
ния задач КАН, передаваемых системой R в НКУ.
В процессе организации обмена информацией между системами
нижележащего уровня организующая система R может выступать
ибо как транслятор сигналов с одной системы на другую, либо
ч v шествлять также и некоторые функции по преобразованию Этой
информации. Например, если для ориентации КАН в орбитальной
< hi теме координат системе управления движением (СУД) требуется
и|ц|х1рмация о текущем значении орбитальной скорости ь>0 = f(г, г),
। к г, г - навигационные параметры, то от способа получения этой
нн<)х1рмации зависит состав и характер взаимосвязей между система-
f 222
ми. Так, если а>0 определяется самой системой автономной навигации
(САН), то должен быть канал связи по между САН, организую-
щей системой R и СУД наряду с каналом передачи навигационных
параметров (Г, Г) в систему R, которые необходимы для решения
других задач (например, планирования), Если же от САН к органи-
зующей системе R существует связь только по параметрам л F, а
вычисляется системой R, то необходим канал связи по между
организующей системой R и СУД. Если же функция вычисления w0
возлагается ‘на СУД, то между ней и организующей системой необхо-
дима связь по навигационным параметрам (г, г).
При таком взаимодействии между системами БКУ (см. рис. 6.17)
функции принятия решений могут распределяться между системами
обоих уровней различным образом в зависимости от задач и функ-
ций, выполняемых системами, требований к показателям БКУ и
характеристикам систем. Поэтому при установлении взаимосвязей
между всеми системами БКУ (и бортовыми средствами в целом)
необходимо решать проблему координации управляющих воздей-
ствий.
Если в вариант структуры БКУ, приведенный на рис. 6.17, ввести
связи между системами нижнего уровня, то ее можно рассматривать
как наиболее общую, так как она позволяет по заданному закону
функционирования формировать различные варианты структуры
(включая и рассмотренные выше). Кроме того, такой вид структуры
БКУ является наиболее удобным для формализованного описания
БКУ как сложной системы.
175 о
1 ЛАВА 7
। ИСТЕМА ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
t 1. НАЗНАЧЕНИЕ СИСТЕМЫ И ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ,
11РЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НЕЙ
Система электропитания КА предназначена для обеспечения
"к-ктроэнергией в необходимом количестве и заданного качества
приборов и агрегатов КА при его выведении на орбиту ИСЗ (запус-
автономном полете и спуске на Землю.
В общем случае в состав СЭП входят первичные источники,
преобразователи и накопители энергии, аппаратура регулирования
и контроля.
Источники энергии могут быть внешними относительно КА
к олнечное излучение, магнитное поле Земли, наземные передаточ-
ные станции и т.д.) и находиться на борту КА (химические источни-
। и тока, ядерные реакторы, топливные элементы и т.д.).
Вид преобразователей энергии зависит от источника энергии. К
1 и ально применяемым в КА относятся фотоэлектрические преобразо-
||.।гели, термоэлектрические генераторы (ТЭГ), термоэмиссионные
преобразователи (ТЭП), тепловые электромашинные преобразователи
< I )МП). Их назначение — преобразование имеющейся энергии в
। и'ктроэнергию, которая в силу своих преимуществ (простота транс-
портирования, управление потоками, преобразование в другие виды)
и шболее удобна в эксплуатации на борту КА.
Обычно источник и преобразователь энергии конструктивно
представляют собой единое целое, например радиоизотопный генера-
ор со встроенными в него ТЭГ или электромеханические аккумули-
11 \ ющие системы.
В качестве накопителей энергии применяются, как правило, акку-
ш (яторные батареи, хотя возможны и другие виды накопителей,
। (кие как электроконденсаторные, маховичные и сверхпроводящие
<моноиды. Накопители энергии предназначены для накопления
и 11 ишков энергии на участках работы потребителя с малой нагруз-
пи и расходования энергии, когда потребляемая энергия превосходит
in > 1можности источника энергии. Например, при полете на освещент
f 222
ном Солнцем участке орбиты ИСЗ солнечные батареи часть энергии
отдают в буферные аккумуляторные батареи, которые, в свою оче-
редь, разряжаются на теневом участке орбиты.
Аппаратура регулирования и контроля предназначена для доведе-
ния параметров электроэнергии до требуемого качества, управления
и защиты, а также для контроля исправности элементов СЭП.
При проектировании КА большое внимание уделяется совершен-
ствованию бортовой энергетики КА, созданию и применению более
эффективных энергетических систем. Существенную трудность при
□том составляет выбор наиболее рациональной энергетической систе-
мы и оценка на начальных этапах проектирования основных проек-
тных параметров и характеристик различных типов ее составных
элементов.
Система энергопитания на современных КА является уже не
простым генератором электрической энергии, а электростанцией с
комплексом вспомогательных устройств и сложной автоматикой
управления и контроля, от нормального функционирования которой
зависит существование КА. Кроме того, доля СЭП в общей массе КА
может достигать 20...40 % и оказывать влияние на его конструкцию
и компоновку.
СЭП должна удовлетворять следующим основным требованиям:
обеспечивать электрической энергией с необходимыми параметра-
ми бортовую аппаратуру КА в течение заданного срока его существо-
вания;
обладать надежностью, соответствующей заданным значениям.
При этом конструкция и компоновка должны обеспечивать:
удобство и безопасность транспортировки, монтажа и обслужива-
ния на технической и стартовой позициях;
оперативный и надежный контроль основных параметров СЭП ш
всех этапах ее подготовки и эксплуатации;
необходимую механическую прочность узлов и элементов прт
ускорениях и вибрациях, возникающих в процессе вывода КА н<
орбиту и в орбитальном полете;
работоспособность в любом положении в пространстве.
СЭП должна сохранять работоспособность в условиях космически
го пространства, т.е. в невесомости, вакууме и т.д. Система должш
иметь минимальные габаритные размеры и массу.
Выбор и проектирование СЭП производят исходя из общих требо-
ваний к СЭП и конкретных, диктуемых целевой направленностью
проектируемого КА. К ним можно отнести:
необходимую среднесуточную и пиковую мощность, обеспечиваю-
щую функционирование потребителей электроэнергии;
176 о
форму, и степень стабильности выходного электрического напря-
жении;
ресурс с заданной надежностью работы;
степень автоматизации контроля, диагностики, управления.
Удовлетворение тех или иных требований к СЭП реализуется по
мере разработки новых материалов, элементной базы и технологий
и, в свою очередь, расширение требований оказывает влияние на
создание новых производств.
В настоящее время освоены или находятся в стадии создания
следующие разновидности СЭП:
на основе химических источников тока;
на основе солнечных энергетических установок (СЭУ);
на основе ядерных энергетических установок.
Возможны, естественно, СЭП на основе комбинаций указанных
разновидностей.
Солнечные энергоустановки используют ФЭП или ТЭМП. При
этом на базе ФЭП формируются планарные солнечные батареи либо
панели с местными концентраторами (деконцетраторами) энергии
солнечного излучения. Для реализации машинного цикла ТЭМП
проектируются единые концентраторы со специальным замкнутым
термодинамическим циклом. Ядерные энергоустановки бывают с
прямым преобразованием (радиоизотопный генератор или ядерный
реактор-преобразователь на термоэлектрическом или термоэмиссион-
ном эффекте) или с ТЭМП.
Потребляемая мощность КА первого поколения не превышала
1 кВт и их ресурс был не более 5...7 сут. Поэтому СЭП данных КА
обходилась набором химических источников тока — аккумуляторов.
При 'дальнейшем усложнении целевых задач КА, увеличении их
ресурса, потребляемой мощности, повышении качества электрических
параметров стало невозможным использование только ХИТ, в том
числе из-за их большой массы. На КА следующего поколения СЭП
построена на основе СЭУ с СБ и ХИТ в качестве накопителя (буфер-
ной батареи). Данная СЭП в настоящее время достигла практически
11 редельного совершенства.
Существенной особенностью разрабатываемой системы является
необходимость постоянного охлаждения регуляторов автоматики СЭП
н аккумуляторных батарей.
СЭП на основе химических источников тока строится с использо-
плнием химических гальванических сухозаряженных серебряно-
нинковых и ртутно-цинковых элементов. Такая СЭП обеспечивает
портовую аппаратуру КА постоянным током на участке выведения,
и орбитальном палете, на участке спуска и после приземления.
f 222
Рис. 7.1. Структурная схема системы элек-
тропитания:
I — основная батарея; 2 — резервная
батарея; 3 — прибор контроля сети; 4 —
автономные источники тока
Структура СЭП предельно
проста и включает в себя основ-
ную и резервную химические
батареи, автономные источники
тока и прибор контроля основной
сети.
СЭП обеспечивает на выходе напряжение 27,5 В. Состав такой
СЭП приведен на рис. 7.1. Основная и резервная батареи состоят из
серебряно-цинковых элементов и питают систему управления, теле-
метрический комплекс и другие обеспечивающие и целевые системы.
Автономные источники тока, состоящие из ртутно-цинковых
элементов, питают аппаратуру, которая обеспечивает спуск и назем-
ный поиск СА. Емкость основных батарей порядка 2500...3500 А- ч
обеспечивает полетный ресурс до 15...20 сут. В настоящее время
химические источники используются как вспомогательные для пита-
ния автономных систем в СА либо как аварийные источники.
7.2. СИСТЕМА ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ НА ОСНОВЕ СОЛНЕЧНОЙ
ЭНЕРГОУСТАНОВКИ С СОЛНЕЧНЫМИ БАТАРЕЯМИ
Наибольшее распространение в нашей стране и за рубежом полу-
чили СЭП на основе солнечных энергетических установок, которые
построены на базе фотоэлектрических преобразователей, конструк-
тивно оформленных в солнечные батареи (СЭУ—СБ). Широкое
применение СЭУ—СБ обусловлено:
относительно небольшой массой системы;
простотой конструкции;
надежностью в работе, высокой степенью отработанности и поло-
жительным опытом эксплуатации;
удовлетворительным КПД преобразования солнечной энергии в
электрическую.
К недостаткам СЭУ—СБ следует отнести:
необходимость ориентации солнечных батарей на Солнце;
зависимость выходных характеристик СБ от температуры ФЭП;
периодичность работы СБ из-за наличия на орбите участков,
затененных Землей, или из-за затенения элементами конструкции;
деградация ФЭП в радиационных поясах Земли.
177 о
Для КА, непрерывно работающих в течение орбитального палета,
предусматривается накопитель энергии, который должен обеспечи-
вать электроэнергией БА при неработающей СБ или при нагрузках,
превышающих мощность СБ.
Накопитель энергии можно создать на базе как химических, так
и электромеханических аккумуляторов. Основным критерием выбора
типа аккумуляторов является обеспечение ресурса работы в условиях
интенсивного циклирования большими токами заряда и разряда.
Ресурс работы КА до двух-трех лет обеспечивается никель-кадмиевы-
ми аккумуляторами, а при ресурсе до пяти лет предполагается
обеспечивать на базе никель-водородных и электромеханических
< I к куму л яторов.
В настоящее время ведутся работы по созданию никель-водород-
ных и электромеханических аккумуляторов.
Срок службы никель-кадмиевых аккумуляторов до двух-трех лет
обеспечивается при условии периодического проведения ’’лечебных”
циклов глубоких зарядов и разрядов аккумуляторов и поэлементного
контроля аккумуляторов. КПД использования НКГ аккумуляторов
oi 0,8 до 0,95.
На первом этапе использования СЭУ—СБ на КА со сроком сущес-
t кования до полугода схема СЭП была весьма упрощенной. СЭП
сличалась низким уровнем использования вырабатываемой энергии,
тынной нестабильностью выходного напряжения. Структурная схема
|.|кой СЭП приведена на рис. 7.2.
Задачи создания КА с более длительным сроком существования
< (о двух-пяти лет) и уровнем потребности в электроэнергии до
' 10 кВт требуют коренного пересмотра структуры СЭП и уровня
правления ею.
СЭП КА с СЭУ—СБ 2-го поколения включает в себя комплекс
пиоматики, осуществляющий поддержание оптимальных режимов
'лряда и разряда, проведение ’’лечебных циклов” и поэлементный
ингроль аккумуляторов, что позволяет увеличить ресурс работы
п к эмуляторов и обеспечить высокое качество выходного напряже-
кяаевизяе
Г ги, 7.2. Структурная схема СЭУ-СВ пер- о поколения: ? кишечная батарея. 2 — регулятор мощности; 3 — зарядное уст- Д'1 । in uni, 4 — разрядное устройство; 5 — । iv пятерная батарея общая; 6 — акку- батарея для питания целевой 1,1.11 \ ры 1 L_jJ L_fJ
f 222
Рис. 7.3. Структурная схема построения
системы электропитания второго поколения:
] — блок коммутации; 2 — солнечная бата-
рея; 3 — буферный накопитель, 4 — автома-
тика контроля, 5, 6 — аккумуляторные бата-
реи
На рис. 7.3 приведена структурная схема СЭП КА с СЭУ—СБ 2-то
поколения. Преимущества данной схемы по сравнению со схемами
построения СЭП 1 -го поколения заключаются в следующем:
энергия солнечной батареи используется более эффективно, так
как при полном заряде аккумуляторных батарей происходит не
отключение СБ, а только ограничение ее мощности; одновременно
путем ограничения избыточной мощности СБ обеспечивается стаби-
лизация напряжения на выходе СЭП;
выходное напряжение СЭП не зависит от типа выбранных акку-
муляторных батарей;
обеспечивается возможность глубокого циклирования аккумуля-
торных батарей и проведение ’’лечебных” циклов заряд—разряда.
СЭП КА с СЭУ—СБ имеет два основных режима работы:
1) режим ориентации СБ на Солнце с cos <р = 1. При этом обеспе-
чивается большая сила тока. СБ обеспечивает как питание БА, так
и заряд аккумуляторных батарей, который прекращается по сигналу,
формируемому аккумулятором. Стабильное напряжение на выходе
СБ поддерживается с помощью регулятора, ограничивающего мощ-
ность СБ;
2) режим работы СЭП при затенении СБ или при большом токе
нагрузки. Мощность нагрузки обеспечивается за счет энергии, запа-
сенной в накопителе. При этом напряжение на аккумуляторных
батареях меняется в широком диапазоне. Напряжение на выходе
СЭП обеспечивается в заданном диапазоне путем применения в
регуляторах разряда вольтодобавочного устройства.
Контроль за аккумуляторными батареями осуществляется по
глубине разряда и напряжению на каждом аккумуляторе батареи.
При достижении пороговых глубин разряда или напряжения выдается
сигнал в СУ КА.
178 о
! 3. СИСТЕМА ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ НА БАЗЕ СОЛНЕЧНЫХ
КОНЦЕНТРАТОРОВ С ТЕПЛОВЫМ ЭЛЕКТРОМАШИННЫМ
11РЕОБРАЗОВАТЕЛЕМ
В состав СЭУ с ТЭМП входят три основных системы: концентра-
тор солнечной энергии, преобразователь тепловой энергии в элек-
фическую и устройство для отвода тепла (рис. 7.4).
В таких СЭУ тепловая энергия подводится к рабочему телу, нахо-
дящемуся в жидком или газообразном состоянии, превращается в
механическую энергию в паро- или газотурбинном преобразователе,
после чего механическая энергия преобразуется в электрическую с
помощью электрогенератора.
Важную роль в обеспечении непрерывной работы играет тепловой
1ккумулятор энергии, входящий в состав источника теплоты.
Зарубежные и отечественные разработки в области создания
ммкнутых газотурбинных установок дают основание считать, что
1.1 кие СЭУ, не уступая в надежности ЭУ на основе солнечных бата-
реи, значительно превосходят их по таким показателям, как компак-
г кость, масса и экономичность. Кроме того, применение в ТЭМП
I,новых опор и использование умеренных (порядка 1000 К) темпера-
। ер, а также существенно менее чувствительных к космическим
условиям (по сравнению с СБ) солнечных концентраторов создают
предпосылки для практически неограниченной длительности (десятки
ют) непрерывной работы СЭУ.
СЭУ может быть выполнена в виде пары идентичных, симмет-
рично расположенных относительно КА автономных энергетических
модулей, состоящих из подсистем: солнечного высокотемпературного
источника теплоты (СВИТ), ТЭМП и контура сброса теплоты (КСТ).
СВИТ обеспечивает концентрацию солнечной энергии, ее преоб-
разование в тепловую энергию, накопление теплоты для работы СЭУ
па затененных участках орбиты и для обеспечения повышенного
потребления теплоты.
Тепловая энергия передается рабочему телу
Г)МП, в котором преобразование тепловой
'пергии в электрическую осуществляется в две
1।упени:
1) преобразование тепловой энергии в ме-
ханическую в тепловой машине;
2) преобразование механической энергии в
шектрическую в электрогенераторе.
i'iu. 7.4. Схема теплового машинного преобразователя:
' источник теплоты, 2 — турбина; 3 — электрогенера-
Р 4 — компрессор; 5 — излучатель, б — рекуператор
f 222
КСТ обеспечивает охлаждение элементов СЭУ, включая теплооб-
менники охлаждения в цикле ТЭМП и электрогенераторы, и сброс
теплоты в космическое пространство излучателем. Помимо этого
КСТ может обеспечивать охлаждение полезной нагрузки КА.
Система регулирования СЭУ является частью системы управления
СЭП, обеспечивает запуск СЭУ и изменение режимов ее работы по
командам системы управления СЭП.
По имеющимся оценкам удельные параметры тепловых аккумуля-
торов составляют 400... 150 Вт/кг.-
Наиболее проработана экспериментальная СЭУ-5 с мощностью
5 кВт, состоящая из двух энергомодулей по 2,5 кВт. Рабочим телом
в ней является ксенон, площадь апертуры двух параболоцилиндри-
ческйх концентраторов 32 м , общая масса СЭУ-5 с тепловым акку-
мулятором из гидрида лития 520 кг.
Проектные характеристики СЭУ с ТЭМП имеют следующие
значения: удельная масса М = 70... 15 кг/кВт; удельная площадь
5уд « 6...3,2 м2/кВт; КПД л = 18...30 %; температура 7^ = 623...
1073 К.
Возможность широкого регулирования производимой мощности
простым изменением давления рабочего тела в замкнутом контуре
ТЭМП создает предпосылки для создания СЭП, обеспечивающей
сложные циклограммы энергопотребления без применения громоз-
дких электрохимических аккумуляторов.
Предварительные исследования СЭУ с ТЭМП и СК показывают
существенные потенциальные преимущества такого типа СЭУ по
сравнению с СЭУ—СБ:
в несколько раз больший ресурс непрерывной работы без заметной
деградации (от десятков до сотен тысяч часов), более высокая живу-
честь при воздействии различных поражающих факторов;
более высокие КПД (18...30 %) и удельная масса, компактность
и другие эксплуатационные характеристики;
значительное уменьшение рабочей площади СЭУ вследствие ее
высокой энергетической эффективности;
возможность производить электроэнергию в виде переменного
тока, преобразование которого в другие виды тока и коммутация
осуществляется с меньшими энергетическими и массовыми затратами
по сравнению с постоянным током СБ;
возможность осуществления принципиально новых конструктив-
ных решений при совмещении ряда функций;
меньшая стоимость при современном уровне развития технологии
полупроводниковых преобразователей, которая, видимо, всегда будет
меньше из-за высокой дефицитности исходного сырья и конкурирую*
щим потреблением его в радиоэлектронной промышленности;
179 о
возможность применения тепловых аккумуляторов, которые
приблизительно в пять раз легче химических и значительно болеё
долговечны.
7.4. СИСТЕМА ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ НА ОСНОВЕ ЯДЕРНЫХ РЕАКТОРОВ
При освоении космоса возникают условия, когда применение
солнечных энергоустановок становится затруднительным, например
при полетах к удаленным планетам Солнечной системы, пересечении
радиационных поясов Земли и т.д. В случае больших потребляемых
мощностей применение СБ становится невыгодным, например, из
динамических условий.
В настоящее время разрабатываются и создаются высокотемпера-
। урные ядерные энергетические установки для производства тепловой
и электрической энергии. Следует отметить, что стоимость производ-
> 1ва полезной энергии с применением ЯЭУ оказывается в ряде
дучаев более низкой, чем при использовании других источников
НСрГИИ,
Любой тип ЯЭУ включает в себя три основных элемента: источ-
ник первичной энергии — ядерный реактор, преобразователь первич-
ной энергии в электрическую и устройство для отвода части первич-
ной энергии в окружающее пространство.
Ядерный реактор — это устройство, в котором происходит управ-
демая цепная реакция деления ядер. Управляемая реакция деления
|к ализуется в активной зоне реактора — пространстве, занятом
। и рным топливом и замедлителем.
Возможны три пути использования ядерной энергии:
в виде кинетической (механической) энергии частиц;
и виде электрической энергии — созданием разности потенциалов
в определенных точках активной зоны при разлете заряженных
ч к гиц;
и виде тепловой энергии, выделяемой при торможении осколков
и 1сния и элементарных частиц в объеме активной зоны.
На практике разработаны и интенсивно совершенствуются ЯЭУ,
1 । <»1Орых первичной энергией является тепловая (рис. 7.5). Сплош-
ными линиями на рисунке показаны подвод и отвод тепловой энергии
помощью контуров теплоносителя. В схемах, где отсутствуют один
in оба контура теплоносителя (штриховые линии), теплота непо-
I' ктвснно из источника передается в преобразователь и отводится
п.дгтвис теплопроводности соответствующих соединительных
цюиств.
f 222
Рис. 7.5. Упрощенная схема ядерной энерге-
тической установки:
J — ядерный реактор, 2 — преобразователь
тепловой энергии, э — устройство для отвода
теплоты (холодильник-излучитель)
В настоящее время используется много типов преобразователей
теплоты. Они существенно отличаются друг от друга по принципу
действия и устройству, но обладают одной общей характерной осо-
бенностью: термодинамическая эффективность (работа, мощность,
КПД) повышается с увеличением температуры горячего контура
(участка теплоотвода) и с уменьшением температуры холодного
контура (участка теплоотвода).
Преобразователи теплоты делятся на машинные и прямые. В
машинных преобразователях тепловая энергия преобразуется в
механическую, которая затем расходуется на привод генератора
электрического тока. К машинным преобразователям относятся
газотурбинные (ГТУ) и паротурбинные (ПТУ) установки. Возможно
использование поршневых расширительных машин и двигателей
Стирлинга.
Однако применение подобных преобразователей связано с рядом
трудностей, основным среди которых являются:
ограничение по нижней температуре цикла из условия теплоотво-
да в космосе;
сложности осуществления процессов парогенерации и конденсации
в условиях невесомости;
обеспечение минимальной массы и габаритных размеров установки
при высокой надежности, и значительном ресурсе.
Обычно при разных мощностях КПД газотурбинных установок
может быть больше, чем КПД паротурбинных ЭУ, так как в первом
случае существенно выше КПД турбины. Вместе с этим в ГТУ можно
применять максимальные температуры из-за существенно меньшей
коррозионной активности теплоносителя. Учет указанных особеннос-
тей на практике приводит к снижению разницы в удельных площа-
дях холодильников-излучателей (табл. 7.1). Из таблицы видно опре-
деленное преимущество ГТУ по КПД и массе. Это обстоятельство
наряду с такими эксплуатационно-технологическими преимущества-
ми ГТУ перед ПТУ, как простота запуска, отсутствие фазовых
переходов и коррозионной активности, вызывает значительный
интерес к ним.
В прямых преобразователях тепловая энергия преобразуется
непосредственно в электрическую. Основными типами прямых преоб-
разователей теплоты, имеющих особенно большое значение для
космической энергетики, являются термоэлектрические и термоэмис-
180 о
Таблица 7.1
У цельные характеристики холодильников-излучателей
Параметр установки ГТУ ПТУ
Максимальная температура, К 1000 800
КПД ЭУ, .% 20...25 6. .10
Удельная площадь, м2/кВт 1,5. 2,2 3,5...3,7
Удельная масса (без защиты), кг/м2 -120 - 180
t ионные. Иногда к прямым преобразователям относят магнитогазо-
и магнитопщродинамические генераторы, в которых первичная энер-
гия вначале преобразуется в кинетическую энергию рабочего тела,
। затем в электрическую — в канале со специально созданным маг-
нитным полем.
Типовой термоэлемент (рис. 7.6) состоит из двух полупроводнико-
вых элементов разной проводимости, скоммутированных металличес-
। ими шинами. Соединяя отдельные термоэлементы в термоэлек-
। рическом генераторе последовательно, можно получить требуемые
напряжения, а включая параллельно — необходимые значения силы
гока.
КПД термоэлектрического преобразователя (ТЭЛП)
^ГЭЛП = ^эл^Йт’
। ic — генерируемая электрическая мощность; QT — тепловая
мощность источника,
11^ТЭЛП = ЛсбЛт-
Здесь Псб ~ КПД сборки термоэлементов; цт — коэффициент
..... силы тока.
КПД сборки элементов определяется КПД отдельного термоэле-
’11 и га и потерями в элементах электрической коммутации. Коэффи-
циент использования теплоты зави-
.ч| от геометрии и размеров генера-
oiji.i, а также от свойств применяе-
чп теплоизоляции и составляет
оч 0,9.
। /.6, Схема полупроводникового термоэ-
’| nia:
пилу проводник л-типа; 2 — комму таци-
- 11 < пластина; 5 — электроизоляция; 4 —
1 проводник р-тмпа
f 222
С учетом отмеченного КПД реальных ТЭГ, как правило, состав-
ляет не более 5...10 %.
Термоэмиссионный преобразователь теплоты, представляющий
собой прямой преобразователь тепловой энергии в электрическую,
конструктивно состоит из двух пластин, разделенных вакуумным
промежутком. Одна из пластин, называемая катодом, нагревается,
вторая — анод — охлаждается. ЭДС возникает в результате термоэ-
лектрической эмиссии с катода.
Общее выражение для КПД термоэмиссионного преобразователя
представляет собой отношение генерируемой электрической мощнос-
ти к подводимой тепловой мощности, отнесенной к единице повер-
хности:
Лтэп -
^эл + ^изл
где — электрическая мощность с единицы поверхности; #изл —
тепловая мощность, теряемая катодом на излучение;
о — эквивалентная степень черноты.
Основные виды дополнительных потерь, которые определяют
снижение КПД, аналогичны потерям в термоэлектрических генерато-
рах.
КПД реальных ТЭП составляет 4...10 %.
Последний из основных элементов ЯЭУ — устройство для отвода
неиспользованной теплоты. Известно, что преобразование различных
видов энергии сопровождается определенными потерями. При взаим-
ном преобразовании механической и электрической энергии потери
невелики, а КПД преобразования весьма высок. В то же время
преобразование тепловой энергии в электрическую связано со значи-
тельными потерями, поэтому общий КПД процесса, как правило, не
превышает 25...30 %.
Длительный теплоотвод в космическом пространстве без выброса
мяссьт возможен только путем излучения. По этой причине основой о
рассматриваемых устройств являются так называемые холодильники-
излучатели. Наибольшее распространение получили конструкции
холодильников-излучателей в виде оребренных трубок, по которым
протекает теплоноситель. Трубки соединены в цилиндрические или
конические панели. В последнее время широко применяются также
холодильники-излучатели на основе тепловых труб. В некоторых
случаях теплоноситель может отсутствовать, а тепловая энергия
будет излучаться непосредственно с поверхности преобразователя,
которая для этой цели оребряется.
Отводимая тепловая мощность связана с тепловой мощностью
VT1 первичного источника простым соотношением
= Wh (1 “ Лэу)-
Поскольку эффективный КПД (Pgy) любой энергетической уста-
новки в лучшем случае не превышает 20...30 %, то отводимая мощ-
ность Nt2 составляет не менее 60 % мощности источника теплоты,
। .е. ядерного реактора.
Известно, что тепловое излучение изотермического тела с повер-
хностью Fu может быть описано формулой Стефана—Больцмана
где в — коэффициент излучения (степень черноты поверхностей); о
- константа, равная 5,7’ 10 Вт/м2- °C.
Однако в практике наиболее реальны случаи, когда тело, излуча-
ющее теплоту, подвергается одновременно тепловому облучению от
(’олнца, КА и даже элементов самой излучающей поверхности, т.е.
н этом случае излучающая поверхность воспринимает некоторую
юпловую мощность, которая зависит от взаимного расположения
холодильника-излучателя и источников излучения.
Фактическая мощность, излучаемая единицей поверхности,
' 1
* “* __ 4 ₽
^Т.И=ЛГТ>И-^ =еаТи41 ,
Т.
А, „
it т. и
"1С ^т.и - ?е
<?>
%’
Результаты расчета показаны на рис. 7.7.
f 222
Рис. 7.7. Зависимость удельной тепловой
мощности радиационного теплоотвода от
температуры и степени черноты поверхности
Для холодильников-излучателей (ХИ) большое значение имеет
удельная масса
Оценки показывают, что для ЯЭУ масса ХИ может достигать
40...60 % общей массы ЭУ.
Помимо рассмотренных основных элементов космические в ЯЭУ
имеются и другие устройства и агрегаты. К их числу относятся:
защита от излучений ядерного реактора, трубопроводы, насосы для
прокачки теплоносителя, силовые рамы и др. Характеристики этих
устройств определяются в основном их конструктивным совершен-
ством и способствуют обеспечению оптимальных основных парамет-
ров рабочего процесса, не оказывая заметного влияния на выбор схем
и параметров основных элементов.
7.5. УСТРОЙСТВО И РАБОТА СОСТАВНЫХ ЧАСТЕЙ СИСТЕМЫ
ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ
Химические источники тока. Электродвижущей силой (ЭДС)
химических источников называется разность его электродных потен-
циалов при разомкнутой внешней цепи:
Е - ф+ - <р_,
ще ф+ и <р_ — соответственно потенциалы положительного и отрица-
тельного электродов.
Полное внутреннее сопротивление R химического источника
(сопротивление постоянной силе тока) состоит из омического сопро-
тивления г и сопротивления поляризации гп:
182 о
Е
R = г + _Л = г + гп,
где Еп — ЭДС поляризации; I — сила тока разряда.
Сопротивление поляризации гп обусловлено изменением электро-
дных потенциалов tp+ и <р_ при протекании тока и зависит от степени
зараженности, силы разрядного тока, состава электродов и чистоты
электролита.
Напряжение химических источников электроэнергии отличается
от ЭДС на значение падения напряжения во внутренней цепи, что
определяется полным внутренним сопротивлением и протекающим
гоком:
t/p = £ - /pR;
= Е + I3R,
|де Up и U3 — разрядные и зарядные напряжения на источнике
< ^ответственно; Zp и Z3 — сила токов разряда и заряда соответственно.
Для гальванических элементов одноразового применения напряже-
ние определяется как разрядное Up.
Разрядная емкость Q (А - ч) химического источника есть количес-
। во электричества, отдаваемое источником во время разряда при
определенных температуре электролита, окружающем давлении, силе
раз рядного тока и конечном разрядном напряжении:
Q = zp(p’
। в общем случае при постоянной во время разряда силе тока
Q =
о
। ie — текущее значение силы тока разряда, A; tp — время раз-
гида, ч.
Номинальная емкость химического источника тока — это емкость,
> <иорую должен отдавать источник при оговоренных техническими
। ювиями режимах работы. Для аккумуляторов КА за номинальную
и iv тока разряда чаще всего принимают силу тока одно-двух или
hi часового режима разряда.
f 222
Саморазряд — бесполезная потеря емкости химическим источни-
ком при разомкнутой внешней цепи. Обычно саморазряд выражается
в % за сутки хранения:
С = 61 ~ 62 100 %,
Si т
где Qj и Q2 — емкости химического источника электроэнергии до и
после хранения; Т — время хранения, сут.
Удельная энергия химического источника тока представляет собой
отношение отдаваемой энергии к его массе:
(р
ы0 = О---------
0 М
Значение удельной энергии зависит не только от типа источника,
но и от силы разрядного тока, т.е. от отбираемой мощности. Поэтому
химический источник электроэнергии более полно характеризуется
зависимостью удельной энергии от удельной мощности.
В качестве химических источников тока рассмотрены серебряно-
цинковые, кадмиево-никелевые и никель-водородные аккумулятор-
ные батареи.
Серебряно-цинковые аккумуляторные батареи, Серебряно-цинко-
вые аккумуляторы благодаря меньшей массе и объему при той же
емкости и меньшему внутреннему сопротивлению при заданном
напряжении получили распространение в космическом электрообору-
довании. Активным веществом положительного электрода аккумуля-
тора является окись серебра AgO, а отрицательной пластины —
металлический цинк. В качестве электролита используется водный
раствор щелочи КОН плотностью 1,46 г/см3.
Заряд и разряд аккумулятора происходит в две ступени. При
разряде на обеих ступенях на отрицательном электроде протекает
реакция окисления цинка
разряд
Zn + 2ОН ' • ZnO + Н2О + 2е.
На положительном электроде в-две ступени протекает реакция
восстановления серебра. На первой ступени двухвалентная окись
серебра восстанавливается до одновалентной:
183 о
Рис. 7.8. ЭДС аккумулятора при заряде (7) и
разряде (2>
разряд
2AgO + 2е + Н2О • Ag2O+2OH'.
ЭДС аккумулятора при этом равна 1,82...1,86 В- На второй ступе-
ни, когда аккумулятор разрядится примерно на 30 %, происходит
восстановление одновалентной окиси серебра до металлического
серебра:
разряд
Ag2O + 2е + Н2О - 2Ag + 2OH“.
ЭДС аккумулятора в момент перехода от первой ступени разряда
до второй снижается до 1,52...1,56 В. Вследствие этого кривая 2
изменения ЭДС при разряде номинальным током (рис. 7.8) имеет
характерный скачок. При дальнейшем разряде ЭДС аккумулятора
остается постоянной, пока аккумулятор не разрядится полностью.
11 ри заряде реакции протекает в две ступени. Скачок напряжения и
)ДС возникает, когда аккумулятор зарядится примерно на 30 %
(кривая 7). В этом состоянии поверхность электрода покрывается
1.нухвалентной окисью серебра.
В конце заряда, когда прекращается окисление серебра из однова-
Iситного в двухвалентное во всей толще электрода, начинается
выделение кислорода по уравнению
разряд
4ОН’ 2Н2О + 4е + О2.
ЭДС аккумулятора при этом повышается на 0,2...0,3 В (см.
рис. 7.8, пунктирный участок на кривой 7). Выделяющийся при
перезарядке кислород ускоряет процесс разрушения целлофановых
11 пара торов аккумулятора и возникновения внутренних коротких
< ।мыканий.
f 222
В процессе заряда вся окись цинка может быть восстановлена до
металлического цинка. При перезаряде восстанавливается окись
цинка электролита, находящегося в порах электрода, а затем и в
сепараторах отрицательных пластин, роль которых выполняют не-
сколько слоев целлофановой пленки. Цинк выделяется в виде крис-
таллов, которые растут в сторону положительного электрода, образуя
цинковые дендриты. Такие кристаллы способны протыкать целлофа-
новые пленки и вызывать короткие замыкания электродов. Цинковые
дендриты не вступают в обратные реакции. Опасны поэтому даже
кратковременные перезаряды.
Аккумуляторная -батарея 15-СЦС-45 (рис. 7.9) состоит из 15
элементов, расположенных в металлическом контейнере 1 в два ряда.
В одном ряду помещается восемь, а в другом семь элементов; восьмое
место в этом ряду занимает пустая банка, на крышке которой уста-
новлены выводные клеммы 2 батареи. Соединение элементов после-
довательно осуществляется медными посеребренными шинами 10.
Контейнер изготовлен из коррозионно-стойкой стали, закрывается
крышкой 7 с двумя пружинными замками 22. На дне контейнера
размещен резиновый коврик с ячейками для установки банок элемен-
тов. Такой же коврик 3 имеется под соединительными шинами.
Рис. 7.9. Устройство серебряно-цинковой батареи:
1 — контейнер; 2 — выводные клеммы; 3 — резиновый коврик; 4 — штуцер; 5 —
замок; 6 — клеммная колодка; 7 — крышка; 8 — контакты; 9 - панель; 10 — шина;
11 — жгут проводов; 12 — разъем; 13, 20 — отрицательные пластины; 15 — токоотво-
ды; 16 — пробка; 17 — борн; 18 крышка; 14, 19 — положительные пластины; 21 —
сосуд элемента; 22 — замок; 23 — окно . ,
По внутреннему периметру крышки контейнера проложен изоля-
ционный буртик, зажимающий элементы в контейнере между уплот-
нительными резиновыми ковриками, В боковых стенках контейнера
имеются по четыре окна 23 для наблюдения за уровнем электролита.
На внешней стороне крышки расположен штуцер 4 для отвода
газов и жгут 11с разъемом 12 для контроля напряжения на элемен-
тах, к которым подсоединяется провод с помощью пружинных кон-
тактов 8, смонтированных на текстолитной панели 9.
Для подсоединения батарей к сети установлена клеммная колодка
6 с фиксирующим откидным замком 5.
Элементы состоят из пластмассового сосуда 21 с крышкой 18, в
котором помещается двадцать одна положительная 19 и девятнадцать
отрицательных пластин 20.
Каждые две отрицательные пластины 13, завернутые в целлофан,
охватывают одну положительную пластину 14 капроновым чехлом,
который вместе с целлофаном выполняет роль сепаратора.
Положительные и отрицательные пластины имеют серебряные
проволочные токоотводы 15, запрессованные в активную массу.
Проволоки одноименных пластин собраны в два пучка и припаяны
к борнам 17, которые ввинчены в крышку и соединены между собой
перемычками, В крышке имеются четыре отверстия для борнов (два
для положительных и два — для отрицательных) и одно в центре для
рабочей пробки 16. Положительные борны окрашиваются в красный
цвет. Рабочие пробки представляют собой съемные шинельные газо-
отводные клапаны, состоящие из металлической пробки с осевым
газоотводящим каналом, прикрытым резиновым кольцом; клапан
оттарирован на (0,3...0,8) • 10 Па.
На самолетах в настоящее время применяют главным образом
t срсбряно-цинковые аккумуляторные батареи типа 15-СЦС-45,
поэтому приводим некоторые характеристики только этих батарей.
ЭДС серебряно-цинкового аккумулятора равна 1,82...1,86 В, а
после отдачи примерно 25...30 % емкости ЭДС падает до 1,52...
1,56 В и остается до конца разряда постоянной. При кратковремен-
ном разряде большими токами ЭДС сразу падает до 1,52...1,56 В, а
шустя 5...15 мин снова восстанавливается до 1,82...1,86 В.
Внутреннее сопротивление при разряде не увеличивается, а если
при разряде происходит разогревание электролита, оно может значи-
к льно уменьшиться. Поэтому при повторном разряде напряжение на
м жимах батареи может быть выше, чем при первом. На рис. 7.10
показано изменение напряжения в функции времени при разряде
оатареи токами различной величины. Максимальная температура
нагрева электролита аккумуляторов не должна превышать 80 °C.
f 222
Рис. 7.10. Изменение напряжения
батареи 15-СЦС-45 в функции време-
ни и силы тока разряда
Рис. 7.1 L Емкость батареи 15-СЦС-45А в
зависимости от значения силы разрядно-
го тока при температуре 20 и 10 'С
Емкость серебряно-цинковых аккумуляторов зависит от силы
разрядного тока в меньшей степени, чем емкость у свинцовых
(рис. 7.11); наибольшую емкость серебряно-цинковые аккумуляторы
отдают при температуре 35 °C.
Саморазряд серебряно-цинковых аккумуляторов в большей степе-
ни зависит от температуры, чем у саморазряда свинцовых.
Кадмиево-никелевые аккумуляторные батареи. Активным
веществом отрицательного электрода в кадмиево-никелевом акку-
муляторе является металлический кадмий. Электролитом в акку-
муляторе служит водный раствор едкого калия КОН плотностью
1,18... 1,40 г/см3.
В кадмиево-никелевом аккумуляторе используется окислительно-
восстановительная реакция между кадмием и гидратом окиси никеля:
Cd + 2Ni(OH)3 - Cd(OH)2 + 2Ni(OH)2.
Упрощенно химическую реакцию на электродах можно записать
следующим образом. На отрицательном электроде при разряде проис-
ходит окисление кадмия:
Cd - 2е - Cd++.
Ионы кадмия связываются с гидроксильными ионами щелочи,
образуя гидрат кадмия:
разряд
Cd-2e+2OH" • Cd(OH)2.
185 о
Рис. 7.12. Устройство кадмиево-никелевого аккумулятора:
!, 2 — электроды, 3 — корпус, 4 — пробка
На положительном электроде при разряде восстанавливается
никель с трехвалентного до двухвалентного:
разряд
2Ni(OH)3 + 2е • 2Ni(OH)3 + 2ОН-.
Упрощение состоит в том, что состав гидроокиси не соответствует
। очно их формулам. Соли кадмия и никеля малорастворимы в воде,
поэтому концентрация ионов Cd44", Ni++, Ni+++ определяется концен-
трацией КОН, от которой в электролите косвенно зависит и величина
' )ДС аккумулятора.
Батареи состоят из последовательно соединенных аккумуляторов
(рис. 7.12). Каждый аккумулятор включает в себя те же элементы,
что и свинцовый аккумулятор. Пластины электродов изготавливают-
i я путем прессовки порошкообразной активной массы на стальных
решетках с последующей пропиткой салями кадмия отрицательных
и солями никеля положительных пластин. Сепаратором положитель-
ной пластины служит капроновый мешочек, а сепаратором отрица-
члъной — мешочек из щелочестойкой бумаги. Сосуды аккумулятора
и (готовлены из полиамидной смолы и изолированы друг от друга
пленкой из винипласта и слоями специальной грунтовки. Сосуды
помещаются в один стальной корпус 3. Рабочие пробки 4 имеют
ы кую же конструкцию, что и пробки свинцового аккумулятора с
ьцорбироваиным электролитом. Клапаны пробок отпарированы на
давление (0,5...2,0) • 105 Па. Аккумуляторы сохраняют работоспособ-
ность до высоты 35 км.
Кадмиево-никелевые аккумуляторы небольшой емкости часто
исполняются герметичными. Это очень удобно в эксплуатации, так
f 222
Рис. 7.13. Изменение напряжения при разряде
аккумулятора при температуре окружающей
среды 20 ‘С:
1 — восьмичасовой режим, 2 — одночасовой
режим
как исключается необходимость наблю-
дения за уровнем электролита. Сталь-
ной корпус таких аккумуляторов ис-
пользуется в качестве токоотвода поло-
жительного электрода. Вывод отрицательного электрода изолирован
от корпуса.
Электродвижущая сила только что заряженного аккумулятора
равна 1,45 В. В течение нескольких суток после конца заряда проис-
ходит снижение ЭДС до 1,36 В.
На КА используют безламельные кадмиево-никелевые аккумуля-
торы. Внутреннее сопротивление свинцовых аккумуляторов сравнимо
с внутренним сопротивлением кадмиево-никелевых аккумуляторов
той же емкости. На рис. 7.13 приведены разрядные характеристики
кадмиево-никелевого аккумулятора. Снижение напряжения по мере
разряда обусловлено увеличением внутреннего сопротивления глав-
ным образом отрицательного электрода. Зависимость отдаваемой
емкости от относительного значения силы разрядного тока батареи
представлена на рис. 7.14.
Никель водородные аккумуляторные батареи (НВАБ), обладая
высокой надежностью, большими ресурсом и удельной энергией,
отличными эксплуатационными показателями, найдут широкое
применение в КА взамен никель-кадмиевых аккумуляторов.
Для работы НВАБ на низкой околоземной орбите (НОО) требует-
ся ресурс порядка 30 тыс. циклов в течение пяти лет. Использование
АБ на НОО с малой глубиной разряда (ГР) ведет к соответственному
снижению гарантируемой удельной энергии (30 тыс. циклов может
быть достигнуто при ГР 40 %). Трехлетнее непрерывное циклирова-
ние в режиме НОО при ГР “ 30 % двенадцати стандартных НВАБ
(RNH-30-1) емкостью 30 А- ч показали, что все НВАБ проработали
стабильно 14 600 циклов.
Рис. 7.14. Емкость аккумуляторной батареи
20-КНБ-30 при температурах окружающей
среды 20 и 0 *С
186 о
Достигнутый уровень удельной энергии для НВАБ составляет в
условиях околоземной орбиты 40 Вт- ч/кг при глубине разряда
100 %, ресурс при ГР 30 % составляет 30 тыс. циклов. В табл. 7.2
представлены сравнительные характеристики канадской батареи
LIBAT (разработанной для использования на околоземных орбитах
и отражающей в этой области применения мировой уровень) и
отечественной батареи 14МО6.
Расчет параметров буферного накопителя (БН) из аккумулятор-
ных батарей и определение их состава ведется исходя из ограниче-
ний, накладываемых на аккумуляторы по силам зарядного и разряд-
ного токов, интегральной емкости разряда, разовым глубинам разря-
да, надежности, температурных условий работы и т.д.
При расчете параметров никель-кадмиевых аккумуляторов приня-
ты следующие характеристики блоков питания:
сила зарядного тока до 80 А;
сила разрядного тока до 65 А в установившемся режиме и до 90 А
в импульсном;
максимальная глубина разряда до 60 А- ч;
масса одного блока не более 115 кг;
Таблица 72
( равпительные характеристики канадской и отечественной
аккумуляторных батарей
Характеристика LIBAT (Канада) 14М06 (Россия)
Удельная энергия, Вт- ч/кг
номинальная 39,8 39,4
гарантируемая к концу срока активного существо нация 13,3 23,3
1 мкость, А ч
номинальная 50 45
после 48 часов хранения — 30
гарантируемая к концу срока активного сущестно- н ШИЯ 15 26,7
I iv6nna разряда, % 30 60
г, type, циклов 30 000 2450
4,i (ежность 0,97 0,985
11 ч1 ряжение, В 29 35
f 222
при работе батарей (особенно в режимах циклирования большими
силами тока заряда и разряда) необходимо обеспечить тепловой
режим работы аккумуляторных батарей в диапазоне 10...30 °C. С
этой целью необходимо предусмотреть установку батарей в герметич-
ном отсеке КА и обеспечить режим охлаждения каждого блока
воздухом с расходом от 40 до 46 кг/ч.
Солнечные батареи, их принцип действия и устройство. В основе
устройства солнечной батареи лежат генераторы напряжения, состав-
ленные из ФЭП — устройств для непосредственного преобразования
солнечной световой энергии в электрическую. Действие ФЭП основа-
но на внутреннем фотоэффекте, т.е. на появлении ЭДС под действи-
ем солнечного света.
Обычно ФЭП представляет собой пластину, внутри которой
специальной обработкой созданы две различные области проводимос-
ти: электронная («-типа) с избытком свободных электронов и дыроч-
ная (p-типа) с избытком положительно заряженных частиц, т.е.
атомов, лишившихся электронов. В результате самодиффузии свобод-
ных носителей силы тока (электронов и дырок) у р—«-перехода в
темноте образуются два слоя объемных зарядов, причем со стороны
p-области сосредоточивается отрицательный заряд, а со стороны
«-области — положительный. Установившийся при этом потенциаль-
ный барьер будет препятствовать дальнейшей самодиффузии электро-
нов и дырок через «—р-переход. Под действием света атомы в полуп-
роводниках возбуждаются, в обеих областях возникают дополнитель-
ные пары электрон-дырка. Наличие потенциального барьера в
р—«-переходе обуславливает разделение дополнительных зарядов: в
«-области будут накапливаться избыточные дырки, вследствие чего
будет происходить компенсация первоначальных объемных зарядов,
сосредоточенных у р—«-перехода, и создание положительного заряда
в слое p-типа и отрицательного заряда в слое «-типа, т.е. между «-
и р-обдастями пластинки возникает так называемая фотоэлектродви-
жущая сила (фотоЭДС). Масса 1 м2 СБ 6... 10 кг, из них 40 % прихо-
дится на массу ФЭП. Из фотоэлементов, размеры которых в среднем
составляют не более 20 мм, путем последовательного их соединения
набирают генераторы напряжения до требуемого значения напряже-
ния, например на номинал 27 В. Генераторы напряжения, имеющие
габаритные размеры приблизительно 100х 150 мм, крепятся на пане-
лях СБ и соединяются последовательно для получения необходимой
мощности на выходе СЭП.
Наибольшее распространение в промышленности (из-за освоенной
технологии изготовления) получили ФЭП из кремния и арсенида
галлия. Сила тока СБ зависит от условий освещенности и достигает
максимума при перпендикулярном падении солнечных лучей на _
поверхность СБ. Средний КПД современных СБ 8... 12 %, что соот-
ветствует мощности 130...160 Вт на 1 м2 при расстоянии КА от
Солнца 150 млн км. Рабочая температура колеблется, как правило,
в пределах от —30 до +70 °C в зависимости от внешних тепловых
потоков. Для эффективной работы СБ необходима их ориентация на
Солнце с погрешностью не более 3...50. Такая ориентация может
быть обеспечена: ориентацией самого КА на Солнце и ориентацией
СБ на Солнце с помощью специальных приводов. Ориентация на
Солнце может быть одноосной или двухосной.
Системы электропитания, выполненные на основе СБ, обычно
включают:
панели солнечных элементов, коммутированных в последователь-
но-параллельные цепи для получения заданных выходной мощности
и выходного напряжения;
механизмы разворачивания панелей после выхода КА на заданную
орбиту;
устройство для ориентации панелей в направлении на Солнце;
химические аккумуляторные батареи (АБ);
элементы автоматики, контролирующие процессы заряда и разря-
да АБ, стабилизирующие выходное напряжение с заданной точ-
ностью, и т.п.
По уровню требуемой выходной мощности, предопределяемой
назначением КА, применяемые и проектируемые СБ можно класси-
фицировать следующим образом;
СБ с выходной мощностью порядка 1 кВт (площадь 10...20 м2),
предназначенные для прикладных ИСЗ — метеорологических, техно-
логических, связных, навигационных и т.п.;
СБ выходной мощностью порядка 10 кВт (площадь 100...200 м2),
предназначенные для стационарных спутников прямого телевидения
п орбитальных космических станций (ОКС);
СБ выходной мощностью 25...100 кВт (площадь 1000 м2) для
крупных ОКС и для питания маршевых электрореактивных двигате-
гсй.
Так как число ежегодно выводимых на околоземные орбиты при-
кладных ИСЗ составляет несколько десятков в год, то преоблада-
ющими являются СБ первого уровня мощности. Вывод КА с СБ
цгорого уровня мощности носит единичный характер. СБ третьего
\ ровня мощности находятся в стадии изготовления прототипов.
Применяемые компоновки можно разделить на два типа:
с цилиндрическим или коническим (многогранным) корпусом
Hi (.'ориентируемые СБ);
консольные, с развертываемыми в рабочее положение панелями
< )то СБ, частично или полностью ориентируемые на Солнце),
f 222
В зависимости от изгибной жесткости несущей поверхности СБ,
т.е. подложки, на которой монтируются солнечные элементы и межэ-
лементные соединения, СБ разделяют на СБ с жесткой или пслужес-
ткой несущей поверхностью и СБ с гибкой несущей поверхностью.
Указанное разделение по типу несущей поверхности определяет
и разделение по способу раскрытия панелей СБ: складываемые СБ и
свертываемые СБ.
Свертываемые конструкции панелей можно разделить на три
основных вида:
1) рулонные панели с использованием барабана;
2) плоские раскладываемые панели;
3) плоские рулонные панели.
Расчет параметров СБ сводится к определению ее площади и
массы.
Расчет мощности СБ проводится по формуле
ЛгБ'осв = + „
^рим VpVs^H
На КА предполагается работа в двух режимах: /СБ = шах — ориен-
тация СБ на Солнце и /СБ = 0 — режимы спецаппаратуры КА; ?оСВ “
= Г cos a; = Т(1 cos а).
Следовательно,
н 1
^р.и.м Пр.рПр.зПБН
1 - cos а
cos а j
Здесь РСБ — мощность СБ при cos а = 1; Рн — среднесуточная
мощность нагрузки (без учета собственных нужд СЭП); Т — период
обращения КА вокруг Земли; — время ориентации СБ на Солнце
за виток; tT — время, в течение которого СБ не освещена; т)ри м —
КПД регулятора избытка мощности СБ, равный 0,85; т|р р — КПД
регулятора разряда БН, равный 0,85; т)р 3 — КПД регулятора заряда
БН, равный 0,9; пБН — КПД аккумуляторных батарей БН, равный
0,8.
Площадь солнечной батареи рассчитывается по формуле
^УД^СБ
188 о
где Р — удельная мощность СБ, принимаемая;
120 Вт/м2 при = 60 °C и 85 Вт/м2 при /„g = 110 °C для мате-
риала ФЭП КСП;
140 Вт/м2 при = 60 °C и 100 Вт/м2 при /раб = ПО °C для
материала ФЭП;
170 Вт/м2 при = 60 °C и 160 Вт/м2 при /раб = ПО °C для
материала ФЭП Ga—As; К3 — коэффициент запаса, учитывающий
деградацию ФЭП из-за радиации, равный 1,2 для времени работы
два-три года и 1,4 для времени работы пять лет;
Кп — коэффициент заполнения, вычисляемый по формуле Кп =
~ ^сб^ФЭп s Псб КПД СБ = 0,97,
Масса СБ определяется исходя из удельных параметров. В имею-
щихся в настоящее время конструкциях СБ удельная масса составля-
ет 2,77 кг/м2 для кремниевых и 4,5 кг/м2 для арсенидгаллиевых
ФЭП.
f 222
ГЛАВА 8
ОБЕСПЕЧЕНИЕ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА КОСМИЧЕСКОГО
АППАРАТА
Одной из главных задач обеспечения нормального функциониро-
вания КА является обеспечение необходимых температурных условий
элементов конструкции и оборудования КА, на который воздействуют
сильно меняющиеся внешние и внутренние тепловые нагрузки.
При написании настоящей главы использован широкий круг
литературы, список которой приведен ниже. Вместе с тем здесь
использованы также материалы отраслевых нормативных и руководя-
щих документов.
Существующее большое число различного типа и назначения КА,
безусловно, предопределяет и наличие большой номенклатуры типов
и вариантов системы обеспечения теплового режима. Тем не менее
Рис. 8.1. Классификация средств обеспечения теплового режима
189 о
в литературе до настоящего времени нет строгой единой классифика-
ции.
На наш взгляд, наиболее полной является классификация СОТР,
представленная в книге В.В. Малоземова ’’Тепловой режим космичес-
ких аппаратов”.
Используя предложенную В.В. Малоземовым классификацию,
представляется возможным ее несколько укрупнить (рис. 8.1), чтобы
сделать ее доступнее для широкого круга читателей, не являющихся
специалистами в области разработки СОТР.
8.1. СРЕДСТВА ПАССИВНОГО ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ
Средства пассивного терморегулирования (СПТР) предназначены
для придания определенных теплофизических свойств конструкции
и оборудованию КА. Применение теплоизоляционных материалов,
покрытий и обработка поверхностей для получения определенных
оптических коэффициентов позволяют уменьшить и ограничить
пределы нагрузок на систему терморегулирования.
СПТР являются эффективным средством повышения стабильности
температурного состояния КА в условиях переменных внешних
тепловых воздействий.
Терморегулирующие покрытия (ТРП) наносятся на поверхности
КА и по соотношению оптических и терморадиационных характерис-
тик [3] (коэффициенты и в) подразделяются на следующие:
истинные отражатели - 0; в - 0;
солнечные отражатели -* 0; е - 1;
истинные поглотители - 1; е - 1 ,*
солнечные поглотители As - 1; в - 0.
По составу и способу нанесения ТРП подразделяются на лакокра-
сочные, силикатные, металл-диэлектрик, гальвано химические, по-
крытия вакуумного напыления и т.д.
Перечень отдельных наиболее широко применяемых ТРП и их
основные характеристики приведены в табл. 8.1,
Внешняя теплоизоляция КА. Одним из наиболее распространен-
ных и надежных видов внешней теплоизоляции КА является ЭВТИ,
которая позволяет существенно снизить теплообмен КА с окружаю-
щим пространством. Основным параметром ЭВТИ является ее терми-
ческое сопротивление йэвти-
ЭВТИ выполняется в виде отдельных матов, пакетов и спиральной
намотки по геометрии защищаемой поверхности.
Исходя из предъявляемых требований ЭВТИ позволяет решать
задачи теплоизоляции в широком диапазоне температур. В диапазоне
f 222
Характеристики терморегулирующих покрытий
Таблица 8.1
Наименование покрытия Вид покрытия А, е А,/е Рабочая тем- пература, ’С Масса 1 м2 покрытия, г
Эмаль АК-512 белая Лакокрасочное $0,30 *0,85 £0,35 -150...+150 140...250
Эмаль АК-573 белая Я £0,24 *0,85 £0,28 —150...+200 180...250
Эмаль КО-5191 белая и £0,2 *0,88 £0,23 —150...+150 200...300
ТР-СО-1 Силикатное £0,21 *6,92 £0,23 —100...+150 250...300
ГР-СО-2 Я £0,21 *0,92 £0,23 -100...+150 250... 300
ТР-СО-3 я £0,20 *0,90 £0,22 -100...+150 300...370
ТР-СО-4 и £0,18 *0,90 £0,20 —100...+150 200.. .300
СОТ 1-А-100 Пленочное £0,17 о,8о:^ £0,21 —100...+100 300...400
СОТ 1-С-100 £0,11 0,80^ £0,14 -100...+100 315-.430
СОТ 1-А-200 . £0,17 0,85^ £0,20 -100...+100 500...600
СОТ 1-С-200 £0,11 0,85^ £0,13 -100...+100 515—630
Алюминий напыленный я £0,14 £0,06 2,75 -120...+240 I0...30
ОСО-С я £0.13 *0,85 £0,15 . -100...+100 600...800
Алюминий химически полированный Химическое £0,12 £0Д)6 2,8 — —
Белое анодное покрытие Я £0,20 *0,85 *0,24 -150...+200 —
ТО-12 Покрытие *0,84 £0,35 *3,4 —50...+200 1...2
ТСОН-СОТ "бц” Ткань £0,21 -0,9 £0,23 до +400 120
о
температур —269...+150 "С применяются ЭВТИ — А, — Б, — К и др.;
в диапазоне —269...+300 — ЭВТИ — Д, — И; в диапазоне
-269...+1000 "С - ЭВТИ - Е.
Важным фактором в эксплуатации ЭВТИ является ее наружный
слой, который непосредственно подвергается тепловому воздействию.
В качестве наружного слоя применяются стеклянные, угольные,
капроновые и другие ткани, достаточно устойчивые к воздействию
факторов космического пространства.
Основным же элементом ЭВТИ являются экраны, в частности, у
ЭВТИ-В экраны выполнены путем металлизации полиэтилентерраф-
талатной пленки.
Поскольку на термическое сопротивление ЭВТИ существенно
влияет степень ее вакуумирования, то для аппаратов с коротким
сроком существования или для аппаратов с орбитами, проходящими
через атмосферу планеты (низколетящие КА), необходимо учитывать
кинетику вакуумирования ЭВТИ, а также необходимо принимать
меры, повышающие газопроницаемость пакета ЭВТИ и снижающие
газовыделение его компонентов.
Я,2. СИСТЕМА ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА
Основные требования. Система обеспечения теплового режима
автоматического КА, как и вообще любого КА (обитаемого или нет),
представляет собой сложный комплекс взаимосвязанных конструкци-
онных, функциональных, обеспечивающих и целого ряда самых
разнообразных элементов, органически входящих в конструкцию КА.
Конструкция КА существенно влияет на построение COTP, а СОТР,
в свою очередь, оказывает влияние на конструкцию КА. Поэтому
проектирование СОТР начинается одновременно с проектированием
КА.
Основными исходными данными для проектирования СОТР любо-
го типа КА являются:
требования к тепловому режиму;
параметры траекторий движения КА;
предполагаемая программа тепловыделения и основные его источ-
ники и их характеристики;
предполагаемая программа ориентации;
конструктивная схема аппарата и ее особенности;
длительность эксплуатации КА.
Для определения проектных параметров СОТР необходимо прове-
дение теплового проектирования самого КА, которое включает в себя:
f 222
определение тепловых нагрузок как внешних, так и внутренних
на конструкцию и элементы КА;
составление теплового баланса и разработка схемы теплообмена
КА с окружающим пространством;
разработку схемы тепловых связей (тепловой схемы) между
элементами конструкции аппарата и предъявление требований по
теплообмену.
Результатом теплового проектирования являются исходные данные
для разработки системы терморегулирования (СТР) и ее элементов.
Эта работа, как правило, соответствует этапу технических предложе-
ний.
В процессе эскизного проектирования уточняется состав СТР,
разрабатываются гидравлические и пневматические схемы, логика
работы и технические задания на элементы и агрегаты СТР,
В настоящее время энерговооруженность КА такова, что обеспече-
ние нормальных температурных режимов КА невозможно без актив-
ных СТР, а средства пассивного терморегулирования при этом позво-
ляют поддерживать в определенном соотношении внешние и внутрен-
ние нагрузки на систему.
В космической технике наиболее широкое распространение полу-
чили системы терморегулирования с газовыми и жидкостными тепло-
носителями, которые позволяют отводить избыточное тепло КА в
окружающее пространство,
В зависимости от конструктивно-компоновочной схемы, а также
поставленных задач проектируются сложные многоконтурные СТР,
содержащие радиационные теплообменники, насосы, регуляторы,
компенсаторы и др.
Имеющаяся в настоящее время обширная литература по теплооб-
мену и тепловому режиму КА позволяет достаточно успешно вести
тепловое проектирование КА и их СОТР, но вместе с тем недостаточ-
но информации по системам обеспечения теплового режима конкрет-
ных КА.
Ниже рассматриваются две газожидкостные схемы систем термо-
регулирования и их агрегаты КА типа ’’Ресурс” и серии ’’Космос”.
Радиационный теплообменник (РТО). Одним рз основных эле-
ментов конструкции любого КА и его СОТР является радиационный
теплообменник (радиатор-излучатель). РТО предназначен для излу-
чения в окружающее пространство теплоты, выделяемой в отсеках
КА. Поскольку, как правило, РТО представляют собой крупногаба-
ритные, а иногда и весьма тяжелые элементы конструкции КА, то
габаритные размеры, масса и форма РТО являются определяющими
191 о
при проектировании КА. Поэтому оптимизация абсолютно всех
параметров РТО является весьма важной задачей при проектирова-
нии КА и его СОТР.
Расчет параметров РТО и его хладопроизводительности произво-
дится на всех стадиях проектирования, причем в литературе рассмат-
риваются математические модели РТО как в сосредоточенных, так
и в распределенных параметрах.
Для предварительного расчета РТО чаще применяется метод
сосредоточенных параметров, который позволяет рассчитать среднюю
1 смпературу радиатора и температуру теплоносителя на выходе из
1’ТО. В этом случае
тепловой баланс всего радиатора в целом
arATT)Tp(fp - f) = -Ррт)р<Ф- eaofp4),
тепловой баланс теплоносителя в трубках радиатора
И^вых - Т’вх) = - Т),
(дс Тр — средняя температура поверхности радиатора; Т — средняя
i емпература теплоносителя в радиаторе; F.. — площадь конвективного
। сплообмена радиатора с теплоносителем; Fp — полная излучающая
। юверхность радиатора; Ф — среднее значение поглощенного радиато-
[Х1м потока; ат — коэффициент конвективной теплоотдачи на границе
i сплоноситель — трубка РТО; Лтр’ Лр — коэффициенты эффективнос-
1 и трубки и ребра радиатора соответственно; е — степень черноты
। юверхности радиатора; W = GCp — водяной эквивалент теплоносите-
Г,|
Вводя в приведенные уравнения соответствующие допущения и
щ пользуя линеаризацию выражения
Еа0Тр0 + “л^р “ ^Р0> " ЁО0^р ’
ле 7р0 — температура, относительно которой производят линеариза-
цию, получим выражение хладопроизводительности РТО
kF
Q = - твых) - т_Л17_(7’вх - тср),
। kF — полный коэффициент теплопередачи от теплоносителя к
ч-ружающей среде; — эффективная температура окружающей
। реды.
f 222
Применяемый метод распределенных параметров для расчета
стационарного режима РТО позволяет оценить погрешность метода
сосредоточенных параметров, которая составляет примерно 6 %.
Правильность и эффективность выбранных параметров РТО и его
уточненный расчет проводится методом распределенных параметров
нестационарного теплового режима.
8.3. ГАЗОЖИДКОСТНАЯ СИСТЕМА ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ С
РАДИАЦИОННЫМ ТЕПЛООБМЕННИКОМ С ЖАЛЮЗИ КОСМИЧЕСКОГО
АППАРАТА ТИПА "РЕСУРС"
Газожидкостная СТР с радиационным теплообменником с жалюзи
предназначена для обеспечения теплового режима газовой среды в
герметичных отсеках, отдельных приборов, агрегатов и элементов
конструкции КА.
Рассматриваемая ниже СТР обеспечивает следующие температур-
ные условия на КА:
поддержание температуры газовой среды в СА в диапазоне
20±5 °C;
поддержание температуры газовой среды в районе оптических
элементов в диапазоне 20±2 °C;
поддержание температуры газа в ПО в диапазоне от 10 до 30 °C.
Газожидкостная СТР имеет следующие технические характеристи-
ки:
диапазон изменения среднесуточных тепловыделений, при котором
СОТР обеспечивает требуемые температурные условия, 230...300 Вт;
среднесуточное энергопотребление системы 45 Вт;
рабочая жидкость — теплоноситель ЛЗТК-4;
давление в системе 12,7... 19,6- 104 Па;
негерметичность гидромагистралей системы по газу не более
1,8- КГ* м3- Па/с;
объем заправки системы 11 л;
надежность системы в течение 350 ч » 0,996.
Устройство и описание работы системы. Тепловой режим КА
обеспечивается газожидкостной СТР в сочетании с пассивными
средствами, которые включают в себя различные виды теплоизоля-
ции, а также внешние поверхности и элементы изделия с определен-
ными оптическими коэффициентами.
Для сброса избыточного тепла из отсеков в окружающее простран-
ство РТО имеет специальное покрытие с оптическими коэффициен-
тами s 0,2 и е г 0,9.
192 о
Работа СТР основана на принципе организации теплообмена газа
l холодными или нагретыми поверхностями.
Избыток теплоты, поступающей в газ СА извне и от работающей
аппаратуры, переносится на холодную поверхность РТО, конструк-
I ивно совмещенного с нижним конусом ПО.
Передача теплоты от газа вентиляторного агрегата (ВА) и РТО
осуществляется через теплообменник, по трубкам которого циркули-
рует жидкий хладагент, а в межтрубном пространстве — газ.
Производительность РТО переменна и регулируется с помощью
створчатых жалюзи, установленных над его поверхностью. Номинал
настройки чувствительного элемента, управляющего жалюзи, 12 °C.
Жалюзи срабатывают при отклонении температуры теплоносителя на
11,5 °C от номинала.
Время перекладки жалюзи из одного крайнего положения в другое
- не более 5 с.
Тепловой режим в ПО обеспечивается теплообменом газа с повер-
хностью РТО. Для создания направления движения газа в ПО и
интенсификации теплообмена вдоль поверхностей ПО установлен
воздуховод. Циркуляция газа в ПО и по воздуховоду осуществляется
;вумя вентиляторами.
Принципиальная схема СТР приведена на рис. 8.2.
Гидросхема состоит из замкнутого гидравлического контура
< А—ПО. В контуре с помощью гидроблока осуществляется непрерыв-
ная циркуляция теплоносите-
ля. После гидроблока тепло-
носитель проходит через ре-
। улятор расхода жидкости,
который разделяет поток
। ешюносителя на два направ-
[сния:
Рис 8.2. Принципиальная схема
< метены терморегулирования с по-
иощью РТО с жалюзи:
/ 7 — вентиляторы, 2 — газожид-
тстный теплообменник, 3 — привод
л л Юзи, 4 клапан дренажный;
1 - клапан разъема; б — компенса-
•чр, 8 — клапан заправочный, 9 —
фильтр, 10 — гидроблок; 11 — гмдро-
i>.i гъем; 12 — датчик давления, 13 —
। -чулятор расхода, 14, 13 — клапан
|х'нажный; 16 — дифференциаль-
на датчик давления
f 222
один проходит через газожидкостный агрегат (ГЖА), при этом
происходит процесс передачи теплоты от газа ВА к теплоносителю;
другой идет непосредственно в ПО через змеевик РТО.
Установленный в контуре компенсатор обеспечивает компенсацию
температурных изменений объема теплоносителя в магистрали и
поддерживает при этом давление теплоносителя в пределах 12,7...
19,6- 104 Па.
Кроме указанных агрегатов в гидромагистрали установлены три
дренажных клапана (заправочный клапан, два клапана разъема),
фильтр, телеметрические датчики давления и перепада давлений, два
гидроразъема.
В СОТР регулирование осуществляется по двум каналам;
регулирования температуры газа;
регулирования температуры теплоносителя.
В канале регулирования температуры газа в ВА чувствительные
элементы расположены на выходе газа из ГЖА, исполнительным
органом является регулятор расхода жидкости. При повышении
температуры газа выше 20 °C автоматика обеспечивает перекладку
регулятора в сторону открытия (для поступления жидкости в ГЖА),
при понижении температуры — перекладку в сторону его перекрытия.
При температуре газа 21 °C автоматика обеспечивает открытие
регулятора расхода и он увеличивает расход теплоносителя через
теплообменник. Открытие прекращается при снижении температуры
до 20,5 °C и менее.
При понижении температуры газа до 19 °C автоматика обеспечи-
вает закрытие регулятора расхода, которое прекращается при повы-
шении температуры до 19,5 °C и выше.
В канале регулирования температуры теплоносителя чувствитель-
ные элементы расположены в потоке теплоносителя на выходе из
РТО. При повышении температуры теплоносителя выше 13,5 °C
автоматика обеспечивает открытие жалюзи, при понижении темпера-
туры ниже 10,5 °C — закрытие.
8.4. ГАЗОЖИДКОСТНАЯ СИСТЕМА ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ
С НАВЕСНЫМ РАДИАЦИОННЫМ ТЕПЛООБМЕННИКОМ
Газожидкостная СТР с навесным радиационным теплообменником
предназначена для обеспечения теплового режима газовой среды в
герметичных отсеках, отдельных приборов, агрегатов и элементов
конструкции изделия во время его штатной работы и при подготовке
КА в наземных условиях совместно с технологической жидкостной
системой охлаждения.
193 о
В рассматриваемой ниже схеме СТР обеспечивает следующие
температурные условия на КА:
среднюю температуру поверхности корпуса специального термос-
татируемого отсека Гн ± 2 °C;
температуру газа СА 20±5 °C;
температуру газа в ПО 0...40 °C;
температуру конструкции АО 0...30 °C;
температуру мест установки ХИТ 15...30 °C.
Газожидкостная СТР имеет следующие технические характеристи-
ки:
диапазон изменения среднесуточных тепловыделений, при котором
СОТР обеспечивает требуемые температурные условия, 260...800 Вт;
среднесуточное электропотребление системы в рабочем режиме
119 Вт, в дежурном режиме 55 Вт при 27 В;
рабочая жидкость — теплоноситель ЛЗТК-2;
давление в системе (абсолютное) 4,9’ 104... 19,6- 104 Па;
негерметичность гидромагистралей системы по газу не более
1,8- Ю“4 м3- Па/с;
объем заправки системы 68 л;
надежность системы в течение 1440 ч Ро =* 0,989.
Устройство и описание работы системы. Для сброса избыточного
тепла из отсеков в окружающее пространство КА радиационный
теплообменник имеет специальное покрытие с оптическими коэффи-
циентами s 0,2 и « 0,9.
Принципиальная схема конвективной СОТР приведена на
рис. 8.3.
Гидросистема состоит из трех гидравлических контуров: контура
С, контура П, контура Р.
Контур С является герметичным контуром, имеющим гидравли-
ческие связи с контуром П. В контуре с помощью гидроблока ГБС
осуществляется непрерывная циркуляция теплоносителя.
Контур П является также герметичным контуром, имеющим
гидравлические связи с контурами С и Р. В контуре гидроблоком
ГБП осуществляется циркуляция теплоносителя. В контуре П имеют-
ся два гидрокомпенсатора, обеспечивающие компенсацию темпера-
турных изменений объема теплоносителя в системе и поддержание
давления в контурах С, Я и Р в диапазоне (4,9... 19,6) 104 Па.
Контур Р является, как и контуры С и Я, также герметичным и
имеет гидравлическую связь с контуром Я. В нем гидроблоком ГБР
осуществляется непрерывная циркуляция теплоносителя последова-
тельно по каналам панелей радиационного теплообменника.
Для обеспечения нормальной работы система включает в себя
следующие технологические и вспомогательные агрегаты:
f 222
Рис. 8.3. Принципиальная схема системы терморегулирования с навесным РТО:
ГБ С, ГБП, ГБР — гидроблоки контуров; ГЖАС, ГЖАП — газожидкостные агрегаты
контуров; ГК — гидроколодка; Гр1, Гр2 — гидроразъемы; ГрЗ, Гр4 — гидроразъемы
с обратными клапанами; ДЦ, КД — датчики давления; ДТЖ — жидкостные термодат-
чики; ДШ — дроссельная шайба; ЖЖТ — жидкостно-жидкостный теплообменник;
ЗБК1..3БКЗ — заправочный блок контура; К.1, К2 — гидрокомпенсаторы; КД1...КД4
— дренажные клапаны; ПНТС. ПНТП, ПИТР — датчики перепада давлений; РРС —
регулятор расхода пропорциональный; РРП — релейный регулятор расхода; ФГ —
гидравлический фильтр; УП — предохранительное устройство; ИГР — наружный
горячий радиатор
четыре дренажных клапана и три заправочных блока контура для
заправки системы;
фильтр для очистки теплоносителя перед входом в регулятор
расхода контура П\
гидроколодку для подстыковки и быстрой отстыковки шлангов
технологической жидкостной системы охлаждения;
соединения поворотные, предназначенные для поворота панелей
РТО;
гидроразъемы ГР1, ГР2 для расстыковки гидромагистралей при
расстыковке отсеков; х 94
гидроразъемы с обратными клапанами ГРЗ, ГР4 для расстыковки
и одновременной герметизации гидромагистралей;
предохранительное устройство, предназначенное для компенсации
объемного расширения теплоносителя в контуре С при растыковке
отсеков.
Регулирование температуры осуществляется по каналам:
регулирования температуры теплоносителя контура С;
регулирования температуры теплоносителя контура П\
регулирования температуры воздуха СА.
Регулирование температуры осуществляется следующим образом.
11ри температуре теплоносителя на входе змеевика термостатирую-
щей оболочки (ТО), равной 20 ’С, командный ток (частота) термо-
ытчика равен 0, прибор управления не выдает команд на шаговый
шигатель регулятора расхода, регулирующий орган регулятора
। исхода контура С находится в режиме останова.
При отклонении температуры теплоносителя выше 20 °C термо-
ытчик выдает управляющий сигнал в виде командного тока (или
|.1стоты), значение которого пропорционально отклонению темпера-
I уры, Прибор управления подает питание в зависимости ст направле-
пия командного тока на один из двух входов коммутатора шагового
1 питателя регулятора расхода контура С, т.е. на открытие или закры-
то регулятора. Соответственно происходит увеличение или умень-
шение расхода теплоносителя в контур 77.
Скорость вращения шагового двигателя, т.е. скорость перекладки
регулятора расхода контура С, пропорциональна отклонению темпе-
p. и уры от номинальной.
Канал регулирования температуры теплоносителя контура 77
. 1 ч тоит из термодатчиков, установленных в гидромагистрали на
и ходе в газожидкостный агрегат ГЖАП, прибора управления, регуля-
и'ра расхода контура 77. Номинал настройки датчиков 14 °C.
Автоматика СТР управляет приводом регулятора расхода контура
// и зависимости от изменения температуры теплоносителя в месте
i । । ановки датчиков. При повышении температуры теплоносителя до
1 > С° и более начинается открытие регулятора, которое прекращается
при снижении температуры до 14,5 °C и меньше.
Открытие регулятора приводит к увеличению расхода нагретого
>> । июносителя из контура П в контур Р и увеличению расхода
"годного теплоносителя из контура Р в контур 77. Температура
।' и поносителя в контуре П снижается.
11ри понижении температуры теплоносителя в контуре П до 13 °C
|| менее начинается закрытие регулятора расхода контура 77, которое
р< кращается при повышении температуры до 13,5 °C и более.
f 222
В канал регулирования температуры воздуха в СА входят два
воздушных датчика, установленные на выходе из двух основных
вентиляторов газожидкостного агрегата ГЖАС, прибор управления,
два резервных вентилятора ГЖАС.
Регулирование температуры осуществляется следующим образом,
При повышении температуры воздуха в СА до 24 °C и более прибор
управления включает резервные вентиляторы ГЖАС, при этом
увеличивается теплоотдача от воздуха к теплоносителю в ГЖАС.
При снижении температуры воздуха до 21 °C и менее прибор управ-
ления выключает резервные вентиляторы ГЖАС.
Для обеспечения циркуляции воздуха в герметичных отсеках
изделий и с целью обеспечения лучшего теплообмена и выравнива-
ния температурных полей в этих отсеках устанавливаются средства
вентиляции:
вентилятор СА, обеспечивающий перемешивание воздуха совмес-
тно с вентиляторами ГЖАС;
два вентилятора в ТО;
вентилятор в ПО, обеспечивающий перемешивание воздуха со-
вместно с вентиляторами ГЖАП.
Для обеспечения надежной работы системы в ней предусмотрев
дублирование и резервирование элементов.
8.5. РЕГУЛЯТОР РАСХОДА ПРОПОРЦИОНАЛЬНЫЙ
Регулятор расхода пропорциональный (РРП) предназначен дл|
перераспределения потоков теплоносителя пропорционально отклонд
нию температуры теплоносителя от номинального значения.
РРП обеспечивает технические характеристики в следующц]
условиях:
температура окружающей среды 0...40 °C;
температура теплоносителя —10...+40 °C;
давление окружающей среды 4,5- 1O4...1,48* 105 Па;
давление теплоносителя в системе (4,9... 19,6) - 104 Па;
ударно-механические воздействия.
РРП имеют следующие технические характеристики:
сила тока, потребляемая РРП, не более 45 мА при напряжен»
питания 23 В; не более 62,4 мА при напряжении питания 32 В; f
более 52 мА при напряжении 27 В;
число импульсов перекладки вала привода из одного крайне!
положения в другое, ограниченное концевыми контактами (СКО
С КЗ), 14 400±400 во всех условиях эксплуатации (частота питаюиц
импульсов 100 Гц, напряжение питания 27В);
195 о
масса РРП 2,8±0,1 кг;
ресурс работы РРП 5000 ч;
надежность Ро = 0,999;
общий расход теплоносителя через РРП 6 ±0,3 л/мин;
гидравлическое сопротивление при расходе 6 ±0,3 л/мин
980...1960 Па;
негерметичность РРП во всех условиях эксплуатации не допуска-
ется.
Общий вид РРП, кинематическая и электрическая схемы электро-
привода представлены на рис, 8.4, 8.5 и 8.6 соответственно.
РРП состоит из электропривода I (см. рис. 8.4) и гидравлического
распределителя 2.
Электропривод предназначен для приведения в действие гидравли-
ческого распределителя и сигнализации о положении выходного вала
> распределителя).
Привод состоит из редуктора, датчика положения вала, блока
онтактов СКО и СКЗ.
Редуктор предназначен для передачи крутящего момента двига-
t лей к выходному валу с определенным передаточным числом. Он
итоит из двух шаговых электродвигателей М\ и М2 (см. рис. 8.5),
па осях которых закреплены трибы Z1, двух зубчатых колес Z2 с
«рибами Z3, двух двусторонних муфт обгона с колесами Z4 и триба-
। иг Z5, дифференциала с выходным трибом Z15, вала А с колесом
'16 и трибами Z17 и Z19, выходйого вала с колесом Z18.
Датчик положения вала состоит из потенциометра с колесом Z20.
Шаговый электродвигатель работает от импульсного источника
шнания при напряжении от 23 до 32 В с частотой от 0 до ПО им-
н , чьсов в секунду.
Муфта обгона предназначена для передачи крутящего момента
(ущего вала (поводка) к ведомому и торможения (заклинивания)
ш гомы при обратном движении.
Дифференциал служит для развязки шаговых электродвигателей
'/I и М2. Он состоит из поводка — водила с осью VIII, двух цен-
ч> । 1ьных колес Z6 и Z13 с трибами Z7 и Z12 и четырех сателлитов
। рибов Z8, Z9, Z10, Z11. На оси VIII закреплен триб Z15. Переда-
чное число от центрального колеса Z6 к оси VIII равно двум (ig =
1 >
Вал А (ось IX) служит для крепления на нем поводка с магнитом
। и блок-контактов СКО, СКЗ, KOI, K3I, КОП, K3II) и передачи
и + ения на колесо Z20, закрепленное на валу потенциометра. По-
mi иометр предназначен для сигнализации о положении выходного
“III,
f 222
Рис. 8.4. Пропорциональный регулятор расхода:
J — электропривод; 2 — гидравлический распределитель
Рис. 8.5. Кинематическая схема привода пропорционального регулятора расхода g
Рис. 8.6. Электрическая схема привода пропорциовального регулятора расхода
Блок-контакты СКО и СКЗ предназначены для сигнализации о
крайних положениях выходного вала регулятора, отключения и
изменения направления вращения электродвигателей в этих положе-
ниях.
Блок-контакты СКО и СКЗ состоят из четырех машитоуправляе-
мых контактов КЭМ—ЗА, соединенных между собой согласно элек-
трической схеме (см. рис. 8.6).
Контакты K3I, КЗП, KOI, КОП предназначены для выдачи сигна-
лов в крайних положениях выходного вала привода, которые исполь-
зуются для реализации логики работы системы (например, включе-
ние тепловентиляторов или нагревателей жидкости).
Контакты K3I, КЗП, KOI, КОП также состоят из магнитоуправля-
емых контактов типа КЭМ-ЗА.
Максимальный угол поворота выходного вала (между механичес-
кими упорами) составляет не более 95°, максимальный угол поворота
вала А — 114°. Блок-контакты СКО и СКВ расположены так, что они
замыкаются, когда выходной вал не доходит до механических упоров
2°30', т.е. выходной вал от контактов СКО до СКЗ поворачивается
на 90°.
Гидравлический распределитель 2 (см. рис. 8.4) служит для пере-
распределения потоков теплоносителя и обеспечивает заданную
расходную характеристику через штуцер Т за счет выполненного
фасонного окна в заслонке.
8.6. РЕГУЛЯТОР РАСХОДА РЕЛЕЙНЫЙ
Регулятор расхода релейный (РРР) предназначен для перераспре-
деления потоков теплоносителя при пороговых отклонениях темпера-
туры теплоносителя от номинального значения.
РРР обеспечивает технические характеристики в следующих
условиях:
температура окружающей среды 0...40 °C;
температура теплоносителя —10...+40 °C;
давление окружающей среды (4,65...15,6)- 104 Па:
давление теплоносителя в системе (4,9...19,6) • 104 Па;
ударно-механические воздействия.
РРР имеет следующие технические характеристики:
сила тока, потребляемая двумя работающими электродвигателями
в процессе перекладки, не более 0,2 А, а каждым электродвигателем
— не более 0,145 А при одном неработающем при напряжении пита-
ния 27 В;
время перекладки РРР из одного крайнего положения в другое
8±2 мин, напряжение питания 27^ В;
масса РРР не более 1,78 кг;
ресурс работы РРР 850 ч в режиме перекладки;
надежность Ро = 0,998;
общий расход теплоносителя через РРР 6±О,3 л/мин;
гидравлическое сопротивление при расходе 6±0,3 л/мин
980...1960 Па;
негерметичность РРР во
всех условиях эксплуатации
не допускается.
Общий вид РРР, элек-
трическая и кинематичес-
кая схемы электропривода
представлены на рис. 8.7,
8.8 и 8.9 соответственно.
РРР состоит из электро-
привода (см. рис. 8.7) и
гидравлического распреде-
лителя.
Электропривод предна-
значен для приведения в
действие гидравлического
распределителя и для сиг-
нализации о положении
выходного вала (распреде-
лителя).
Рис. 8.7. Релейный регулятор
расхода:
1 — электропривод;
2 — гидравлический распредели-
тель
197 о
Кантактная группа
Рис. 8.8. Электрическая схема регулятора расхода релейного
При подаче плюса напряжения питания на контакты 1 и 2, 3 и 4
и минуса на контакты 28 и 29, 31 и 32 (см. рис. 8.8) разъема
ОСРСГ-32 происходит перекладка РРР в сторону открытия штуцера
’’Выход Р” (см. рис. 8.7).
Выходной вал привода получает вращательное движение от элек-
тродвигателей Ml и М2 (см. рис. 8.8) посредством шестеренчатой
передачи с передаточным отношением i = 102 417. В начале пере-
кладки концевые контакты KKOI и ККОП замыкаются, сигнальные
контакты СКО размыкаются. От вала привода движение передается
на пробку, которая имеет паз. Пробка с пазом вращается по стрелке
Б (см. рис. 8.7).
Таким образом, происходит постепенное открытие штуцера ’’Вы-
ход Р” и закрытие штуцера ’’Выход Т”.
Рис 8.-9. Кинематическая схема регулятора расхода релейного
f 222
Штуцер ’’Вход” при ЭТОМ ПОСТОЯННО открыт. иопрошпл......
между контактами 22 и 19 телеметрического потенциометра ум<ч<г.
шается.
Поток жидкости, поступающий через штуцер ’’Вход” в полость,
распределяется по штуцерам ’’Выход Р” и ’’Выход Т” пропорцио-
нально открытым щелям паза.
В конце перекладки концевые контакты KK3I и KK3II (см.
рис. 8.8) размыкаются, причем контакт ККЗП размыкается на 5...15 с
раньше, чем контакт KK3I, а сигнальный контакт СКЗ замыкается.
Штуцер ’’Выход Р” откроется, а штуцер ’’Выход Т” закроется.
8.7. ЧЕТЫРЕХВЕНТИЛЯТОРНЫЙ ГАЗОЖИДКОСТНЫЙ АГРЕГАТ
ГЖА предназначен для отвода теплоты из герметичных отсеков
от газа, продуваемого вентиляторами через радиатор к теплоносите-
лю, циркулирующему через радиатор.
ГЖА обеспечивает технические характеристики в следующих
условиях:
температура окружающей среды 0...40 °C;
температура теплоносителя на входе в ГЖА 5 ...45 °C;
давление окружающей среды (4,65... 15,16) • 104 Па;
ударно-механические воздействия.
ГЖА имеет следующие технические характеристики:
теплосьем не менее 233 Вт при работе четырех вентиляторов и
140 Вт при работе двух вентиляторов при разности температур между
воздухом и теплоносителем на входе в ГЖА 4 “С, давлении окружа-
ющей среды (10±0,4) 104 Па;
теплосьем не менее 175 Вт при работе четырех вентиляторов и
81 Вт при работе двух вентиляторов при разности температур между
воздухом и теплоносителем на входе в ГЖА 4 °C, давлении окружа-
ющей среды (4,65±0,13) • 104 Па;
гидравлическое сопротивление радиатора ГЖА не более
9,8- 102 Па при температуре теплоносителя 20 °C и расходе
100 см3/с;
расход газа через ГЖА при работе одного вентилятора не менее
37 л/с, при работе двух — не менее 74 л/с, при работе четырех
вентиляторов — не менее 148 л/с при нормальных климатических
условиях и напряжении питания вентиляторов 27 В;
негерметичность радиатора ГЖА не превышает 0,065- 10-4 Па/с
при давлении (4,9...24,5) 104 Па;
масса ГЖА 9±0,2 кг.
Общий вид ГЖА представлен на рис. 8.10.
198 о
Рис. 8.10. Газожидкостный агрегат:
J — корпус; 2 — кронштейны; 3 — лапка; — трубная доска; J — боковина; 6 —
рама; 7 — фланец; 8 — прокладка; 9 — крышка; 10 — штуцер; II, 12 — гофрирован-
ные пластины, 13 — трубка
ГЖА состоит из четырех вентиляторов и радиатора. Тип вентиля-
тора осевой. Потребляемый ток не белее 0,3 А при напряжении
питания 27 В.
Радиатор обеспечивает отвод тепла от воздуха к теплоносителю
путем теплоотдачи через стенки трубок 13, гофрированные пластины
11 и 12, введенные для увеличения поверхности теплообмена.
Радиатор состоит из пакета, выполненного спеканием из трубок
13, изготовленных из алюминиевого сплава АПС-2М; гофрированных
пластин 11 и 12 из фольги толщиной 0,15 мм из алюминиевого
сплава АМц; двух боковин 5 из алюминиевого сплава АМц; двух
трубных досок 4, также изготовленных из сплава АМц, к которым
привариваются две крышки 9 со штуцерами 10 из алюминиевого
сплава АМгб.
f 222
Штуцера. выполнены под уплотнение резиновым кольцом и =
= 18 мм, резьба М30х1,5.
К трубным доскам и боковинам приварен переходник из алюмини-
евого сплава АМгб, состоящий из фланца 7, четырех направляющих
корпусов J и рамы 6, которая приварена к трубным доскам и бокови-
нам.
Внутри переходника имеется крестовина с наклеенным на нее
резиновым уплотнителем для уменьшения подсоса воздуха через
неработающие вентиляторы.
Вентиляторы к переходнику крепятся через паронитовые проклад-
ки 8 при помощи шести болтов каждый. Паронитовые прокладки
уменьшают подсос воздуха в вентилятор, а также предохраняют
корпус вентилятора от механического повреждения при затяжке
болтов.
Трубные доски и боковины разделяют полости ГЖА на трубную,
через которую протекает теплоноситель, и межтрубную, через кото-
рую продувается воздух.
На боковинах радиатора имеются по четыре овальных отверстия
для крепления телеметрических воздушных датчиков температуры
и по одному отверстию о 5,5 мм на отбортовке боковин под металли-
зацию ГЖА в составе изделия.
К радиатору крепятся два кронштейна 2, на которых установлены
четыре лапки 3 (еще две лапки установлены на отбортовках боковин
5), с резиновыми амортизаторами для уменьшения виброударных
нагрузок на ГЖА и имеющие по два отверстия о 6,5 мм для крепле-
ния ГЖА в изделии.
8.8. ЖИДКОСТНО-ЖИДКОСТНЫЙ ТЕПЛООБМЕННИК
ЖЖТ предназначен для теплообмена между жидкостными конту-
рами без смешения теплоносителей.
Теплообмен осуществляется ст жидкости к жидкости через стенки
трубок.
ЖЖТ обеспечивает технические характеристики в следующих
условиях:
температура окружающей среды —50...+50 °C;
температура на входе ЖЖТ для теплоносителя 0...40 "С, для
хладоносителя —20...+40 °C;
вакуум 1,33- 10“* Па;
ударно-механические воздействия.
ЖЖТ имеет следующие технические характеристики:
19 9 о
Рис. 8.11. Жидкостно-жидкостный теплообменник;
1,4 — штуцера; 2, 3, 5 — коллекторы; 6, 7 — отражатели; 8 — трубка; 9 — внутрен-
няя гофрированная пластина; 10 — наружная гофрированная пластина, 11, 13 —
боковины; 12, 14 — трубные доски
- теплосъем при разности температур между теплоносителем и
хл а доносителем на входе в ЖЖГ 32 ±0,5 °C не менее 2093 Вт при
расходе теплоносителя ЛЗТК-2 100±5 см3/с и хладоносителя антиф-
риза-65 250 ±25 см3/с;
гидравлическое сопротивление при температуре 20 °C и макси-
мальных расходах полости теплоносителя не более 1,5- 103 Па,
полости хладоносителя не более 29,4- 103 Па;
негерметичность ЖЖТ не превышает 0,65- 10“4 м3, Па/с при
давлении (34±4,9) • 104 Па;
масса ЖЖТ 0,83±0,05 кг.
Общий вид ЖЖТ представлен на рис. 8.11.
ЖЖТ состоит из пакета трубок S; гофрированных пластин внут-
ренних 9 и наружных 10; боковин 11 и 13; трубных досок 12 и 14,
выполненных из алюминиевых сплавов АПС-2М и АМцМ, спаянных
методом спекания; коллекторов 2, 3 и 5, выполненных штамповкой
из алюминиевого сплава АМгб и предназначенных для подвода и
отвода рабочих жидкостей. Штуцера выполнены под уплотнения
резиновыми прокладками.
В коллекторы входов 2 и 3 вварены отражатели 6 и 7, предназна-
ченные для более равномерного распределения потоков рабочей
жидкости по всей площади проходного сечения ЖЖТ.
f 222
8.9. ВЕНТИЛЯТОР
Вентилятор предназначен для продувания воздуха через радиато-
ры ГЖА и нагревательные устройства, а также для обеспечения
циркуляции воздуха в отсеках изделия. Тип вентилятора осевой.
Вентилятор обеспечивает технические характеристики при следу-
ющих условиях:
температура окружающей среды 0...40 °C;
воздушная атмосфера при давлении (4,65...15,6)- 104 Па;
ударно-механические воздействия.
Вентилятор имеет следующие технические характеристики:
напряжение питания вентилятора 271д В постоянного тока;
сила тока, потребляемая электродвигателем вентилятора, не более
0,3 А при напряжении питания 27 В;
пусковой ток вентилятора не более 2 А;
напряжение, снимаемое с таходатчика вентилятора, 2,7...5,6 В
переменного тока;
производительность вентилятора 37 л/с при нормальных условиях,
напряжении питания 27 В и при напоре 4,9 Па;
ресурс работы вентилятора составляет 6000 ч при 6000 включени-
ях;
масса вентилятора не более 0,8 кг;
вероятность безотказной работы вентилятора Рд = 0,995.
Общий вид вентилятора представлен на рис. 8.12.
Вентилятор состоит из электродвигателя 8, корпуса 3, крыльчатки
2 и обтекателя 7.
В вентиляторе применен бесщеточный электродвигатель с возбуж-
дением от постоянных магнитов.
Электродвигатель имеет следующие характеристики:
+7
напряжение питания 27_4 В;
частота вращения выходного вала в номинальном режиме 4000 ±
+400 об/мин;
номинальный момент на выходном валу не более 0,015 Н- м.
Электродвигатель крепится через специальный фланец 10 к
корпусу вентилятора с помощью трех шпилек 5. Корпус 3, изготавли-
ваемый из пресс-материала ДСВ-4-Р-2М, имеет два фланца. На
одном фланце расположены шесть отверстий -и 6 мм для крепления
вентилятора на изделии или элементах конструкции ГЖА. На другом
фланце расположены 11 отверстий а 3,5 мм для установки кронштей-
нов с датчиками температуры и три отверстия а 5 мм для крепления
к вентилятору кассет с нагревательными элементами (при использо-
вании его в составе нагревателя воздуха).
Рис. 8.12, Вентилятор:
1 — гайка; 2 — крыльчатка; 3 — корпус; 4 — вилка ОСРСЮ ТВ, 5 — шпилька; 6 —
кабель электродвигателя; 7 — обтекатель; 8 — электродвигатель; 9 — винт; 10 —
фланец, 11 — кольцо пружинное; 12 — втулка; НП — направление потока
На вал электродвигателя с помощью шпоночного соединения и
гайки 1 устанавливается крыльчатка (с четырьмя лопастями), изго-
тавливаемая из полиамида 610.
Для защиты электродвигателя от механических повреждений и
уменьшения аэродинамических потерь электродвигатель закрыт
обтекателем 7, который крепится к фланцу 10 тремя винтами 9.
8,10. ГИДРОБЛОК
Гидроблок с центробежным насосом представляет собой два
насоса — основной и резервный, объединенных в одном корпусе,
имеющих общие вход и выход с установленным в нем клапаном
перепуска, который обеспечивает как раздельную, так и совместную
работу насосов. Все типы гидроблоков СТР выполнены с параллель-
ной компоновкой основного и резервного насосов.
f 222
При отказе основного насоса производится переключение на
резервный насос, при этом клапан перепуска перекрывает выходную
магистраль неработающего насоса.
В СТР применяются гидроблоки двух типов, разделяющихся по
принципу действия насосов: гцдроблоки с шестеренчатыми насосами
(объемного типа) и гидроблоки с центробежными насосами (лопаточ-
ные).
Гидроблоки с шестеренчатыми насосами используются в СТР
низкоресурсных КА, что связано с наличием в насосах трущихся
частей, необходимостью малых торцевых зазоров и рядом других
факторов, свойственных шестеренчатому насосу и неблагоприятно
влияющих на ресурсные характеристики.
Гидроблоки с центробежными насосами благодаря их улучшенным
весовым характеристикам, высоким ресурсным возможностям (прак-
тически ресурс насоса определяется лишь возможностями приводного
электродвигателя) получили широкое применение в СТР КА с дли-
тельным ресурсом работы.
В СТР применяются различные центробежные гидроблоки, отли-
чающиеся друг от друга гидравлическими мощностями, геометрией
рабочих колес и типами приводных электродвигателей.
Основными параметрами, определяющими выбор типа гидроблока
для конкретного контура СТР, являются:
температура и тип рабочей жидкости (плотность у и вязкость v
жидкости);
объемный расход рабочей жидкости QH;
перепад давлений Дрн, создаваемый насосом, который должен быть
не меньше суммы гидросопротивлений контура СТР.
Исходя из мощности ЛГН = Рн Рн , потребляемой насосом, выби-
ли
рается тип приводного электродвигателя и определяется потребляе-
Q Лр„
мая гидроблоком мощность = , где ц — КПД электро-
% ^эд
двигателя; Лн — КПД насоса.
В силу традиционно сложившегося дефицита энергопотребления
и ограниченности в выборе экономичных приводных электродвигате-
лей (особенно в сочетании с требованиями к повышенной наработке)
задача разработчика гидронасоса сводится к.выработке решений,
способствующих максимально возможному увеличению КПД шесте-
ренчатого насоса. Он определяется значениями торцевых, осевых
зазоров и точностью изготовления шестерен, т.е. является техноло-
гически ограниченной и, в какой-то мере, постоянной величиной,
201 о
хотя в любом случае он существенно превышает КПД центробежного
насоса.
Увеличение КПД центробежного насоса затруднено тем, что
требования, предъявляемые СТР к гидронасосу (малая производи-
тельность в сочетании с высокой напорной способностью), приводят
к тому, что проектируемые насосы по значению коэффициента
быстроходности ns = 3,6п-^^~, где п — частота вращения, Н ™ Др/у
Н3/4
— напор насоса, относятся к классу весьма тихоходных насосов с ns =
= 25...50, расчеты которых по известным зависимостям теории лопа-
точных машин приводят к абсурдным результатам. Поэтому разра-
ботки насосов СТР с повышенной напорной способностью проводятся
на основе теории подобия по имеющимся в отрасли аналогам с прове-
дением значительного объема экспериментальных отработок.
Режим работы насоса в гидросистеме определяется характеристи-
ками насоса и системы (рис. 8.13, кривые 1 и 2).
Задача разработчика насоса для гидросистемы с известной харак-
„ _ зад . зад
теристикои 2 и заданными величинами QH и Дрн заключается в
реализации фактической характеристики насоса, проходящей не
ниже точки 4 при соблюдении требования факт <. при^ад,
л зад
т.е. в окрестности QH должен
максимум КПД гидроблока
Рассмотренная ситуация ха-
рактерна для конкретной тем-
пературы рабочей жидкости, в
данном случае для г м =
= (25±10) °C, для которой, как
правило, задаются исходные дан-
...... z/"iзад . зад.
ные (QH , Дрн ).
Рис. 8.13. Характеристики насоса и
Системы:
1 ~~ напорная характеристика насоса
(расчетная); 2 — гидранлические характе-
ристики системы в зависимости ст темпе-
ратуры; 3 — зависимость КПД гцдроблока
от расхода
обеспечиваться явно выраженный
f 222
В действительности каждая гидросистема обладает семейством
характеристик в зависимости от изменения температуры рабочей
жидкости и связанного с этим изменением вязкости и плотности
жидкости.
Характер этих изменений представлен при /mjn и /тах-
Поведение характеристики насоса при изменениях температуры
не столь однозначно и определяется множеством конструктивных
факторов, влияние которых прогнозируется и проверяется экспери-
ментом.
Типовая конструкция гидроблока с центробежными насосами
приведена на рис. 8.14.
В состав гидроблока входят два насоса 1 (основной и резервный),
которые размещены в корпусе 4. В корпусе выполнены два штуцера,
отмаркированные надписями ’’Вход” и ’’Выход”, предназначенные
под резьбовое соединение с трубопроводами гидросистемы.
На штуцерах ’’Вход” и ’’Выход” выполнены малые штуцера 9 и
12, предназначенные для установки датчика замера величины пере-
пада давлений, являющейся телеметрическим параметром контроля
функционирования СТР при штатной работе гидроблока.
В штуцере ’’Вход” устанавливается фильтр 7 грубой очистки,
предохраняющий насосы от попадания в них посторонних предметов.
Крепление фильтра осуществляется пружинным кольцом 8.
В корпусе размещен клапан 2 перепуска, перемещающийся пото-
ком рабочей жидкости в направляющих 3, одновременно являющихся
седлами клапана. При одновременной работе насосов (при автоном-
ных испытаниях) клапан занимает околосреднее положение.
Основным элементом насоса является рабочее колесо 5, которое
устанавливается на валу приводного электродвигателя 11 и фиксиру-
ется в осевом направлении гайкой 6. Рабочее колесо (крыльчатка)
центробежного насоса, как правило, выполняется закрытого типа, но
уже есть разработки рабочих колес полуоткрытого типа, которые
более технологичны и просты в изготовлении (рис. 8.15).
В крыльчатке закрытого типа ведущий диск, на котором выполне-
ны рабочие лопатки, соединен с покрывным диском вакуумной
пайкой.
Гидравлический и объемный КПД закрытого колеса выше, чем у
полуоткрытого.
Лопатки рабочих колес обоих типов выполняются с разными
углами выхода. Варьируя геометрическими параметрами рабочих
колес, можно получить требуемую характеристику насоса для задан-
ной гидравлической системы. Например, увеличение угла выхода
лопатки колеса с 30 до 90... 130° при одновременном кратном увели-
чении числа лопаток приводит к росту напорной способности насоса
2 0 2 о
Рис. 8.14. Гидроблок с центробежными насосами:
а — вид в плане; б — вид сбоку; I — насос основной (резервный); 2 — перепускной
клапан; 3 — седло; 4 — корпус гидроблока; 5 — рабочее колесо (крыльчатка); 6 —
гайка; 7 — фильтр грубой очистки; 8 — пружинное кольцо; 9, 12 — штуцера для
замера перепада давлений; 10, 13 — герметичные заглушки; 11 — электродвигатель;
14, 15 — резиновые уплотнительные кольца
f 222
Рис. 8.15. Виды рабочих колес:
а — закрытое; б — полуоткрытое; 1 —
ведущий диск; 2 — покрывной диск
при неизменном объемном расходе, что можно увидеть, анализируя
следующую зависимость:
* ПгV U2 U2ct% Р2ЙН
Д/J — ------- ---- -ь 5
1 + *п( Я S^D2b2\k2 ,
1,2(1 + sinP2)
где Ка = ____,_________— коэффициент, учитывающий конечное
z[l -
число лопаток; Z — число лопаток; D^, D2 — диаметры входа и
выхода колеса; U2 = wD2nlffo — окружная скорость на выходе из
колеса; Ь2 — ширина лопатки на выходе из колеса; ц2 — коэф-
фициент расхода на выходе из колеса; цг — гидравлический КПД
насоса.
При неизменных величинах Dj, £>2> п> ^2’ ^2> ’Ir увеличение р2
при кратном (в два-три и более раз) увеличении Z вызывает рост
Дрн. Этот теоретический вывод подтвержден практикой.
Для разгрузки опор приводного электродвигателя от воздействия
осевых сил, возникающих на рабочем колесе из-за разницы давлений
на входе и выходе, в ведущем диске выполняется ряд сквозных
отверстий, выравнивающих поле давлений и способствующих улуч-
шению антикавитационных свойств насоса.
Важнейшим технологическим требованием к изготовлению рабо-
чих колес (особенно закрытого типа) является необходимость их
тщательной балансировки, так как динамическая неуравновешен-
ность ротора насоса является решающим фактором, определяющим
ресурсные характеристики опор качения двигателя.
Наиболее современным способом балансировки роторных систем
является балансировка роторов в составе полностью собранной маши-
ны на виброчувствительных призмау, устанавливаемых в зонах опор
приводного электродвигателя.
203 о
При этом производится устранение именно динамической неурав-
новешенности системы ротор двигателя — рабочее колесо насоса.
Раздельными способами балансировки достичь хороших результатов
не удается.
Совместная балансировка рабочих колес насоса с ротором электро-
двигателя является одним из элементов вибродиагностики технолопи-
ческих Погрешностей изготовления роторных систем, применение
которой обязательно для долгоресурсных систем.
Внутренние уплотнения насоса, обеспечивающие относительно
высокие значения объемного КПД, выполнены в виде щелевых и
лабиринтно-щелевых бесконтактных уплотнений как на входе, так
и на выходе из колеса. Зазоры в уплотнениях выполняются в преде-
лах от 0,3 до 0,6 мм, обеспечивающих надежную работу насоса в
гидросистемах, к которым предъявляется требование отсутствия
частиц загрязнений размером более 0,1 мм.
Внешняя герметизация внутренней полости гидроблока осущес-
твляется сварными швами и резиновыми уплотнительными кольцами
14 и 15.
Заглушки 10 и 13 предназначены для герметизации внутренней
полости от внешней среды при хранении гидроблока. Внутренняя
полость на время хранения заполняется азотом или рабочей жид-
костью. Для привода насосов используются бесконтактные электро-
двигатели постоянного тока.
Основной особенностью этих электродвигателей является отсут-
ствие в них щеточно-коллекторных узлов, функцию которых выпо-
лняют электронные коммутационные устройства — коммутаторы, что
и определяет их высокие ресурсные возможности. Минимальная
гарантийная наработка электродвигателей составляет 10 000...
55 000 ч и ограничивается лишь совершенством механической систе-
мы роторов двигателей и технологическими погрешностями их изго-
товления.
Электрообмотки двигателей отделены от ротора тонкостенной
металлической гильзой. Таким образом, ротор и его опоры являются
’’смоченными”, т.е. омываются рабочей жидкостью, которая и явля-
ется смазкой для опор — шарикоподшипников. Для контроля функци-
онирования двигателя и оценки частоты его вращения в состав
двигателя входит тахогенератор (таходатчик), устанавливаемый на
роторе и генерирующий импульсное напряжение с частотой, пропо-
рциональной частоте вращения ротора. Выходное напряжение тахо-
датчика является телеметрическим и контрольным параметрами
системы управления СТР. При снижении выдаваемого напряжения
(уменьшении скорости .двигателя) до минимально допустимого значе-
f 222
ния автоматика СТР производит переключение с основного насоса на
резервный.
Гидроблоки устанавливаются на КА за четыре крепежные лапы,
металлизация осуществляется по одной из лап.
Центробежные гидроблоки имеют следующие технические и
эксплуатационные характеристики:
1) напряжение питания 27±5 В постоянного тока;
2) параметры для трех типов гидроблоков в нормальных условиях
при температуре рабочей жидкости 25 ±10 °C и напряжении питания
27±1 В удовлетворяют приведенным в табл. 8.2 значениям; парамет-
ры гидроблоков при нижних значениях температур рабочей жидкости
должны соответствовать параметрам, приведенным в табл. 8.3;
3) гидроблоки сохраняют работоспособность при изменении давле-
ния рабочей жидкости в гидросистеме в пределах от 4,9- 104 до
29,4- 104 Па (абсолютное). В рабочей жидкости не должно быть
частиц загрязнений размером белее 100 мкм. Гидроблоки сохраняют
работоспособность в условиях:
отсутствия сил тяжести;
окружающего вакуума до 1,33- 1(Ц7 Па;
температуры мест установки —60...+60 °C;
Таблица 82
Параметры трех типов гидроблоков
Q„, л/мин Ар„, Па 7, А ^в
9800+4МО ^0,33 3,5±О,5
zb 19 600+49О° £0,4 3,7 ±0,5
гб 9,81 104±4900 £1,6 3,О±1,7
Примечание: I — потребляемый ток; С г — напряжение таходатчика.
Таблица 8.3
Параметры гидроблоков при нижних значениях
температур рабочей жидкости
Нижнее значе- ние температур рабочей жид- кости, °C л/мин ApH' 104, Па 7, А
До -50 s4 1 4+4900 £0,4 3,5±0,5
До -80 £б 2,94+4WO s0,6 3,7±0,5
До-100 >0 13,73 £1,85 3,0±1,9
204 о
воздействия вибраций с перегрузкой 0,5... 12 ед. в диапазоне
частот 10...2500 Гц;
воздействия ударных нагрузок (одиночных ударов) с перегрузкой
до 150 ед.
воздействия линейных ускорений с перегрузкой до 10 ед.
4) ресурс гидроблоков 8901-0, 8902-0 не менее 10 000 ч, ресурс
одного гидроблока 8901-0 не менее 55 000 ч.
Гидроблок с шестеренчатыми насосами. Конструкция гидроблока
представлена на рис. 8.16 и 8.17.
Гидроблок состоит из двух независимых шестеренчатых насосов
1 (рис. 8.16), устанавливаемых на единой плите 5, входного 9 и
выходного 2 раструбов со штуцерами входа и выхода, обеспечиваю-
щих подвод рабочей жидкости к насосам и ее отвод в гидросеть.
В выходном раструбе размещен клапан перепуска 4, по конструк-
ции аналогичный клапану центробежного гидроблока. В раструбах
размещены также штуцера 3, 7 и 5 для подстыковки датчика перепа-
да давлений и элементов гидросхемы. Во входном раструбе установ-
лены два термодатчика 6, предназначенных для контроля температу-
ры жидкости автоматикой СТР.
Четыре отверстия А в плите 5 предназначены для установки
гидроблока на изделии.
Шестеренчатый насос (рис. 8.17) размещен в корпусе 1 и образо-
ван шестернями 2 и 10.
Торцевые зазоры обеспечиваются вкладышами 7/, которые поджи-
маются крышкой 12. Валы шестерен насоса устанавливаются в шари-
коподшипниковых опорах 9. Передача крутящего момента от элек-
тродвигателя 5 к насосу производится через понижающую ступень
(колесо 3), что несколько улучшает гидродинамику шестеренчатого
насоса. Герметизация внутренней полости осуществляется резиновы-
ми кольцами различных типоразмеров.
Вращение ведущих шестерен осуществляется электроагрегатом
ГЭА-2А.
Электроагрегат представляет собой электродвигатель постоянного
тока, коллекторный со встроенной магнитной экранированной муф-
той. Муфта обеспечивает герметичность ведущей части электроагре-
гата (ротора, обмоток, коллекторного узла) от ведомой, которая
через экран муфты непосредственно связана с потребителем мощнос-
ти (в данном случае с ведущей шестерней насоса).
Минимальная наработка электроагрегата ГЭА-2А составляет
1000 ч. Для устранения помехообразования от коллекторного узла
электродвигателя в цепи питания включены конденсаторы 4 и резис-
тор 7.
f 222
Рис. 8.16. Гидроблок с шестеренчатыми насосами:
1 — шестеренчатый насос, 2 — выходной раструб, 3,7,8 — штуцера, 4 — клапан
перепуска, 5 — плита, 6 ~ термодатчик ИС-332 9К, 9 — входной раструб
Гидроблок имеет следующие технические и эксплуатационные
характеристики:
напряжение питания постоянного тока 25...31 В;
характеристики гидроблока при на-
пряжении питания 28 ±0,5 В при работе
одного из насосов представлены на
рис. 8.18;
рабочие жидкости — теплоносители
ЛЗТК-4, ’’Темп” с температурой —10...
...+50 'С;
гидроблок устанавливается в герме-
тичных отсеках изделий с давлением
окружающей среды (10,1...15,16) к
х 104 Па;
гидроблок работоспособен при изме-
нении давления в гидромагистрали
(4,9...29,4) 104 Па (абсолютное);
Рис. 8.17. Шестеренчатый насос:
1 — корпус, 2 — ведущая шестерня, 3 — зубчатое
колесо, 4 — конденсаторы, 5 — электроагрегат
ГЭА-2А, 6 — защитный кожух, 7 — резистор, 8 —
резиновое уплотнительное кольцо, 9 — шарикопод
шипник, 10 — ведомая шестерня, 11 — вкладыши,
12 — крышка
2 0 5 о
Рис. 8.18. Зависимость объемного расхода насоса Q„ и потребляемого тока / от
перепада давлений Лри:
1 — в нормальных условиях, 2 — при температуре рабочей жидкости О °C
гидроблок сохраняет работоспособность при воздействии и после
него механических нагрузок на всех участках работы изделия;
гарантированный ресурс работы составляет Не менее 950 ч;
хранение гидроблока допускается при воздействии температур
—40...+50 °C и влажности до 90 %;
регламентные проверки гидроблока проводятся не реже одного
раза в год.
8.11. ГИДРОКОМПЕНСАТОР, КЛАПАНЫ, ГИДРОКОЛОДКИ
Гидрокомпенсатор предназначен для компенсации температурных
изменений теплоносителя и поддержания давления в гидромагистрали
системы в следующих условиях:
диапазон изменения температуры теплоносителя -—60...+60 'С;
давление в системе до 19,6- 1(гПа (абсолютное);
давление окружающей среды (15,16... 1,33) • 104 МПа.
Гидрокомпенсатор компенсирует не более двух литров теплоноси-
теля, поддерживает давление в системе (4,9...19,6)- 104 Па (абсо-
лютное) во всем диапазоне температур.
Ресурс работы составляет не менее 1000 полных перекладок и не
менее 7500 неполных перекладок. Масса сухого гидрокомпенсато-
ра — 4,5 кг.
Гидрокомпенсатор (см. рис. 8.19) выполнен в виде единой сварной
конструкции и состоит из корпуса 1 и сильфона 3. Внутренний объем
разделен сильфоном на две герметичные полости — ’’Жидкость” и
"Газ”. Сильфон 3, сваренный из гофрированных диафрагм и крышки
2, вварен в корпус 1 через биметаллический переходник 4.
Полость ’’Жидкость” соединяется с системой, полость ’’Газ”
заправляется воздухом до определенного давления.
f 222
Рис. 8.19. Гидрокомпенсатор:
1 -* корпус, 2 — крышка, 3 — силь-
фон, 4 — биметаллический переходник
При повышении температу-
ры теплоноситель увеличива-
ется в объеме и сжимает силь-
фон, одновременно повышая
давление воздуха в полости
’’Газ”. При понижении темпе-
ратуры объем теплоносите-
ля уменьшается и сильфон под
действием давления воздуха
в полости ”Газ” расширя-
ется.
Под действием опорного давления в полости ’Таз” происходит
непрерывное уравнивание давлений в полостях ’’Жидкость” и ’Таз”
в заданных пределах.
Дренажный клапан предназначен для обеспечения выхода воздуха
и слива теплоносителя из гидромагистралей при заправке, а также
для слива теплоносителя при регламентных работах.
Клапан дренажный обеспечивает технические характеристики в
следующих условиях:
температура рабочей среды от —80 до +40 °C;
давление рабочей среды от 4,9- 104 до 19,6- 104 Па.
Дренажный клапан имеет следующие технические характеристи-
ки:
ход клапана не менее 3 мм;
надежность Ро = 0,999;
число срабатываний клапана 100;
число стыковок с приспособлением 50.
Общий вид и конструкция дренажного клапана представлена на
рис. 8.20.
Дренажный клапан состоит из фланца /, пружины 2, клапана 3,
штуцера 8, заглушки 10 и кольца 9, которое герметизирует место
стыка фланца 1 со штуцером 8 и вместе с затянутой заглушкой 10
обеспечивает полную герметичность гидромагистрали.
Для проведения слива теплоносителя из магистрали необходимо
отжать клапан 3 от седла штуцера 8 с помощью приспособления 7.
2 0 6 о
Рис. 8.20. Клапан дренажный с приспособлением:
I — фланец, 2 — пружина, 3 — клапан, 4 — толкатель приспособления, 5 — проклад-
ка, 6 — гайка, 7 — приспособление, 8 — штуцер, 9 — кольцо, 10 — заглушка
Для того чтобы приспособление пристыковать, необходимо снять
заглушку 10 и при помощи гайки 6 затянуть прокладку 5. После того
как приспособление пристыковано к дренажному клапану, вращени-
ем маховика по часовой стрелке толкатель приспособления 4 переме-
щается до соприкосновения с клапаном 3 и отжимает его, образуя
щель, через которую воздух или теплоноситель удаляется из магис-
трали. После окончания слива и продувки магистрали вращением
маховика против часовой стрелки толкатель приспособления 4 убира-
ется в крайнее правое положение, а пружина 2 сажает клапан 3 на
седло штуцера 8 и проходное сечение перекрывается.
Гидроколодка предназначена для стыковки коммуникаций жид-
костно-жидкостного теплообменника термостатирования с коммуни-
кациями наземной жидкостной холодильно-нагревательной установ-
ки, а также для расстыковки указанных коммуникаций.
Гидроколодка имеет следующие технические характеристики:
рабочая среда — ”антифриз-40” или ”антифриз-65”;
температура рабочей среды —25...+50 °C;
рабочее давление 24,5- 104 Па;
усилие расстыковки не более 686 Н;
число расстыковок 3;
надежность = 0,999;
масса 2,233 кг.
Общий вид и конструкция гидроколодки приведены на рис. 8.21.
Гидроколодка состоит из колодок 1 и 12, соединительного пнев-
мозамка 4 и штуцеров 3, 6, 7 и 11.
В колодке имеются резьбовые отверстия, в которые устанавлива-
ются штепсельные разъемы системы контроля температур и контроля
расстыковки гидроколодки.
f 222
Рис. 8.21. Гидроколодка:
1, 12 — колодки; 2 — кольцо; 3,6,7, 11 — штуцера; 4 — пневмозамок; 5 — поршень;
S — втулка; 9 — шток; 10 — шарик
Герметичность соединения штуцеров 3, 6, 7 и И достигается
путем постановки резиновых колец 2, обеспечивающих герметич-
ность при воздействии рабочего давления теплоносителя.
Для расстыковки гидроколодки к пневмозамку 4 подводится
управляющее давление (460±29,4)- Ю4 Па, которое воздействует на
поршень 5- Поршень 5, перемещаясь, толкает шток 9. Шарики 10,
удерживающие колодки 1 и 12, выходят из зацепления. Шарики
удерживаются от выпадания втулкой 8 и этим обеспечивается воз-
можность повторного использования.
Гидроразъем предназначен для обеспечения соединения (разделе-
ния) гидромагистрали при соединении (разделении) связей элементов
конструкции. Он устанавливается на гермоплате СА и крепится с
помощью фланцевого соединения. Условия эксплуатации аналогичны
СП.
Гидроразъем имеет следующие технические характеристики;
усилие расстыковки не более 300 Н;
ход при расстыковке нс более 30 мм;
ресурс 75 нагружений;
надежность = 0,999;
масса 0,370 кг.
Общий вид и конструкция гидроразъема приведены на рис. 8.22.
Гидроразъем состоит из корпуса 2 и штуцера 1.
Герметичность достигается путем постановки резинового коль-
ца 5.
207 о
Рис. 8.22, Гидроразъем:
] — штуцер, 2 — корпус; 3 — втулка; 4, 6 — штыри; 5 — резиновое кольцо
Штыри 4 и 6 являются технологическими элементами, предохра-
няющими гидроразъем от расстыковки до его установки на изделие.
Перед установкой штыри 4, 6 и втулка 3 извлекаются из гидроразъе-
ма.
Гидроразъем с обратными клапанами предназначен для соедине-
ния гидромагистралей с последующей их герметизацией после разде-
ления. Условия эксплуатации аналогичны СП.
Гидроразъем с обратными клапанами имеет следующие техни-
ческие характеристики:
усилие расстыковки не более 300 Н;
гидравлическое сопротивление не более 1,33- 104 Па при расходе
100 см3/с;
число расстыковок 20;
надежность = 0,999;
масса 0,382 кг.
Общий вид и конструкция этого гидроразъема приведены на
рис. 8.23.
Гидроразъем состоит из обратных клапанов 1 и 4, которые в месте
разъема уплотняются кольцом 3, обеспечивающим герметичность
< гыка. Тарели 2 и 5 своими выступающими частями, упираясь друг
» друга при стыковке обратных клапанов, отводят уплотняющие
>ч с менты от седел корпусов, обеспечивая необходимое проходное
i счение магистрали.
После расстыковки тарели 2 и 5 под действием пружин садятся на
i едла корпусов обратных клапанов 1 и 2 и препятствуют вытеканию
। сплоносителя из магистрали.
Поворотное соединение предназначено для обеспечения поворотов
панелей радиационного радиатора без демонтажа гидромагистрали.
Герноплцта
Рис. 8.23. Гидроразъем с обратными клапанами:
1, 4 — обратные клапаны, 2, 5 — тарели, 3 — кольцо
Поворотное соединение обеспечивает технические характеристики
в следующих условиях:
температура рабочей среды —80...+40 ’С;
давление рабочей среды до 19,6- 104 Па;
внешнее давление до 15,16* 104 Па-
Соединение поворотное имеет следующие технические характерис-
тики:
угол поворота 110±5° при Л/кр = 19,6 Н- м;
число циклов срабатывания 50;
надежность Ро = 0,999;
? 8 7 Л Т
Рис. 8.24. Поворотное соединение:
1 — корпус, 2, 3, 4, 10 ~ штуцера, 5 — кольцо, б — стяжка, 7 — палец, 8 — шайба,
9 — шплинт, 77, 13 — вилки, 12 — муфта
208 о
масса — 0,47 кг.
Общий вид и конструкция поворотного соединения представлены
на рис 8.24. Поворотное соединение состоит из корпуса 1 со штуце-
рами 2 и 3 и штуцеров 4 и /(?, удерживающихся на корпусе
стяжкой 6.
Герметичность соединения штуцеров 4 и 10 с корпусом достигает-
ся путем поставки резиновых колец 5.
Резиновые кольца также обеспечивают заданные требования по
герметичности при воздействии рабочей жидкости в рабочем диапазо-
не давлений.
Для удержания от поворота корпуса (относительно штуцеров 4 и
10) служат два соединения, состоящие из вилок 11, 13 и муфты 12.
Для поворота корпуса 1 относительно штуцеров необходимо снять
шплинт 9, шайбу 8 и палец 7.
По возвращении поворотного соединения в исходное положение
''л еду ст установить детали 7, 8 и 9.
f 222
ГЛАВА 9
ДВИГАТЕЛИ И ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ
9.1. КЛАССИФИКАЦИЯ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК
НИЗКООРБИТАЛЬНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Двигатели и двигательные установки КА выполняют различные
функции:
выработка импульса тяги с целью изменения скорости полета КА
(корректирующая ДУ);
создание тормозного импульса тяги для возвращения СА КА (или
капсулы) на поверхность Земли или для ’’захоронения” КА;
ориентация, стабилизация КА в процессе полета (МЖРД);
создание минимальных перегрузок при приземлении СА (двига-
тель ’’мягкой” посадки) и др.
По мере расширения задач, ставящихся перед КА, увеличивались
требования к их ДУ.
На первых низкоорбитальных КА, создаваемых как модификация
пилотируемых кораблей ’’Восток”, применялись ДУ только для
выдачи тормозного импульса (ТДУ).
Вначале это была жидкостная, а затем твердотопливная ДУ.
В качестве исполнительных органов системы ориентации применя-
лись газовые сопла, работающие на азоте высокого давления.
В последующих разработках появилась необходимость в КДУ,
которая обеспечивает выдачу необходимых импульсов тяги для
поддержания требуемой орбиты или для изменения ее параметров.
На первых типах КА с КДУ применялась ДУ с суммарным им-
пульсом 237 500 Н- с, а затем с импульсом 716 000 Н- с.
Создание КА нового поколения, имеющих значительно ббльшие
массы и габаритные размеры, а также сроки активного существова-
ния, потребовало создания многоцелевой (комплексной) двигательной
установки.
Такая ДУ имеет меньшую относительную массу по сравнению с
У и системой ориентации КА первых типов. 209 °
Требование по оперативности доставки информации вызвало
необходимость создания специальных тормозных твердотопливных
двигателей для спуска капсул. Основные характеристики и устрой-
ство одного из таких двигателей показаны ниже.
9.2. ЖИДКОСТНЫЕ ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ ДЛЯ
КОРРЕКЦИИ ОРБИТЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Конструктивно-компоновочные схемы разрабатываемых КА и их
задачи позволяют группировать жидкостные ракетные двигатели и
топливную систему подачи в единый агрегат — жидкостную двига-
тельную установку (ЖДУ).
Это позволило вести разработку и отработку ЖДУ специализиро-
ванному конструкторскому бюро по техническим заданиям разработ-
чика КА. Так, для КА типа ’’Ресурс” создана корректирующая
двигательная установка, которая обеспечивает потребное число
маневров на орбите ИСЗ с необходимым суммарным импульсом тяги.
В состав КДУ КА ’’Ресурс” входят:
корректирующий двигатель;
бак для размещения компонентов
топлива;
шар-баллоны для азота высокого дав-
ления;
агрегаты автоматики управления КДУ
(электроклапаны, пневмоклапаны, блок
редукторов);
арматура, трубопроводы, кабельная
сеть;
датчики и сигнализаторы системы
управления и контроля;
рама, объединяющая все системы и
агрегаты КДУ в единую сборочную еди-
ницу.
Двигательная установка состоит из
блока агрегатов и систем, сгруппирован-
ных в единую конструкцию на силовом
элементе — раме (рис. 9.1). Принципи-
Рис. 9.1. Двигательная установка для аппаратов
типа ’’Ресурс”:
1 — шар-баллоны; 2 — рама двигательной установ-
ки; 3 — бак; 4 — рама корректирующего двигате-
ля; 5 — корректирующий двигатель
f 222
Рис. 9 Л. Принципиальная схема двигательной установки для аппаратов типа
"Ресурс”:
1 — шар-баллоны; 2, 12, 19, 22 — датчики давления; 3, 17 — электропневмоклапаны;
4 — блок редукторов; 5, 20 — клапаны наддува; 6, 18 — обратные клапаны; 7, 8 —
полости бака; 9, 14 — пневмоклапаяы; 10, 15, 21 — заправочные горловины; 11, 16
— сигнализаторы давления; 13 — камера сгорания
альная схема ДУ для аппаратов типа ’’Ресурс” приведена на
рис, 9.2.
Бак представляет собой двухполостную емкость, изготовленную
из стальных сферических обечаек, разделенных перегородкой. В
полостях 7 и 8 бака размещаются эластичные разделители, в которые
подается газ наддува для вытеснения компонентов топлива.
Запас газа (азота) для вытеснения топлива и управления находит-
ся в двух шар-баллонах высокого давления 1.
Шар-баллоны устанавливаются в чашах рамы КДУ.
Сигнализаторы давления 11 и 16 служат для контроля срабатыва-
ния ЭПКД1 и йыключения наддува бака при повышении давления в
баке соответственно. Электропневмоклапан 3 открывает и прекраща-
ет (по команде ст системы управления) подвод газа из шар-баллонов
210 о
к блоку редукторов. Блок редукторов поддерживает постоянным
давление управляющего и вытесняющего газа.
Заправка КДУ топливом осуществляется через горловины 10 и 15,
зарядка баллонов азотом — через горловину 21.
Работа КДУ осуществляется следующим образом. Перед первым
включением за расчетное время до команды ’’Пуск” система управле-
ния КА подает напряжение на электропневмоклапан 3 (команда
’’Наддув 1”), сигнализатор давления СДН/6 включается в СУ КА.
Электропневмоклапан 3 срабатывает и открывает доступ азота из
шар-баллонов 1 в блок редукторов 4 (редуктор управления и редук-
тор подачи). Из редуктора управления азот поступает в управляю-
щие полости клапанов наддува 5 и 20 и во входную полость электро-
пневмоклапана 17. При поступлении азота в управляющие полости
клапанов наддува 5 и 20 они срабатывают, открывая проход азоту из
редуктора подачи в газовые полости бака через обратные клапаны 6
и 18. Давление в полостях бака повышается. При срабатывании
сигнализатора давления СДН16 СУ дает команду на выключение
клапана (’’Прекращение наддува”) и клапан закрывается. При
последующих включениях, если давление в баке больше давления
срабатывания сигнализатора давления СДН16, команда на включение
клапана (КУ ’’Наддув 1”) не подается. При давлении ниже настрой-
ки сигнализатора СДН16 КУ "’Наддув 1” производится аналогично
первому включению.
За расчетное время до команды ’’Пуск” СУ КА подает повторно
КУ на клапан (команда ’’Наддув 2”). Клапан срабатывает, открывая
доступ азоту высокого давления и блоку редукторов 4. Сигнализатор
давления СДН16 из автоматики отключается.
По команде ’’Пуск” СУ дублирует КУ ’’Наддув 2” и подает напря-
жение на клапан ЭПКД17. При его открытии азот из редуктора
управления поступает в управляющие полости клапанов 9 и 14,
клапаны срабатывают, открывая доступ компонентов топлива из
полостей бака 7 и 8 в камеру сгорания 13.
Самовоспламеняясь при соприкосновении ₽ камере сгорания,
компоненты сгорают, давление в камере повышается, устанавливает-
ся номинальный режим работы двигателя.
При наборе требуемой скорости СУ КА подает команду на снятие
напряжения с клапанов, клапаны закрываются, прекращается подача
азота из шар-баллонов и закрываются пневмоклапаны 9 и 14 подачи
компонентов топлива в камеру сгорания. Давление в камере падает,
f 222
остатки топлива частично выбрасываются в окружающее простран-
ство.
Основные характеристики ЖДУ приведены в табл. 9.1.
Таблица 91
Технические характеристики ЖДУ
Характеристика Наименование и зна- чение характеристики Примечание
Компоненты топлива
окислитель АК-27И
горючее ндмг
Масса заправляемого топлива, кг
окислителя 179,2
горючего 89,6
Тяга двигателя, Н 2943
Удельный импульс тяги, Н’ с/кг 2843
Рабочее тело для наддува и управ ления пневмоавтоматикой Азот газообразный
Масса заряжаемого азота, кг 9,7
Масса конструкции, кг 140 Масса снаряженной ДУ 426 кг
Число включений корректирующего двигателя 20
Импульс, вырабатываемый за одно включение, Н- с
минимальный 1375
максимальный 716 000 Суммарный
Соотношение расходов компонентов топлива 2,09
Способ подачи топлива в двигатель Вытеснительная систе- ма подачи
Непроизводительные выбросы ком- понентов топлива при включении, кг 0,182 0,108 Окислитель Горючее
211 о
9.3. КОМПЛЕКСНАЯ (ОБЪЕДИНЕННАЯ) ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА
Состав и описание комплексной двигательной установки. В
последующих разработках с целью совершенствования массовых
характеристик КА признано целесообразным на ЖДУ возложить
задачи как коррекции орбиты, так и торможения при спуске СА на
поверхность Земли, а также ориентации и стабилизации КА на
орбите ИСЗ.
В результате была создана комплексная двигательная установка,
которая выполняет все указанные требования. В состав комплексной
двигательной установки входят (рис. 9.3):
корректирующе-тормозной ракетный двигатель, состоящий из
камеры сгорания 10, установленной в кардановом подвесе и пуско-
отсечных клапанов 7, 8, 12 и 13, обеспечивающих многоразовый пуск
и останов корректирующего тормозного двигателя (КТД);
Рис. 9.3. Принципиальная схема комплексной двигательной установки:
1, 2, 37, 38 — топливные баки с окислителем, 3, 9, 11, 23, 29, 36, 40, 44 — датчики
давления окислителя, горючего, 4, 41, 43 — алектропневмоклапаны, 5, 6, 34, 35 —
клапаны редукционные, 7, 8, 12, 13 — пневмоклапаны, 10 — камера сгорания, 14, 32,
45, 46, 47, 48 — горловины заправочные, 15, 33 — сигнализаторы давления, 16, 20,
26, 28 — электрожидкостные клапаны; 17, 18, 19 — двигатели для управления КА
относительно центра масс, 21, 3/— пневмоклапаны, 22, 27 —электропневмоклапаны,
24, 30 ~ гидроаккумуляторы; 25 — шар баллон азота, 39 — шар-баллоны гелия, 42 —
f 2 22 редуктор
система жидкостных ракетных управляющих двигателей малой
тяги, объединенных в два коллектора 1 и 11;
топливные баки 7, 2, 37 и 38 с устройствами, обеспечивающими
подачу топлива в КТД и ЖРД МТ;
система наддува, состоящая из шар-баллонов 39 высокого давле-
ния и арматуры (электроклапаны, редуктор, трубопроводы), обеспе-
чивающей подачу газа наддува и управления;
сигнализаторы давления наддува баков, подачи управляющего
газа в пневмоклапаны, датчики системы телеметрического кон-
троля;
приводы для качания камеры КТД в кардановом подвесе в двух
взаимно перпендикулярных плоскостях;
средства обеспечения теплового режима комплексной двигательной
установки;
кабельная сеть;
рама для размещения систем и агрегатов комплексной двигатель-
ной установки с узлами крепления к КА.
КТД создает импульсы тяги для изменения скорости движения КА
в направлении оси аппарата. Путем поворота камеры в кардановом
подвесе создаются поперечные силы, используемые для управления
угловым движением КА в двух плоскостях.
ЖРДМТ создают импульсы тяги для небольших изменений ско-
рости КА по трем осям и для управления угловым движением аппа-
рата.
Запас газа (гелия) для вытеснения топлива и управления находит-
ся в трех шар-баллонах.
Пуск (останов) КТД, ЖРДМТ производится подачей (снятием)
СУ КА напряжения на соответствующие злектроклапаны.
Редуктор поддерживает постоянным давление вытесняющего и
управляющего газов.
Запасы компонентов топлива комплексной двигательной установки
размещены в четырех баках (двух баках окислителя 7, 2 и двух
баках горючего 37, 38). Баки сферической формы выполнены из
алюминиевого сплава. Баки имеют пластически деформируемые
перегородки (’’диафрагмы”), отделяющие запасы компонентов топли-
ва от вытесняющего газа.
На линиях расхода компонентов между баками установлены дрос-
сельные шайбы, обеспечивающие равенство расходов, потребляемых
из обоих баков.
Для исключения большого снижения давления на входе в камеру
при израсходовании топлива в одном из баков дроссельные шайбы
шунтированы редукционными клапанами 5 и 6, 34 и 35, открываю-
щимися при увеличении перепада давлений.
212 о
Питание топливом МЖРД осуществляется из промежуточных
емкостей гидроаккумуляторов (ГА).
ГА опорожняются при расходовании топлива МЖРД и периоди-
чески наполняются.
ГА обеспечивают равенство расходов и давлений компонентов
топлива на входе в МЖРД, а также позволяют определить количес-
тво топлива, потребляемого ЖРД по числу наполнений ГА.
ГА представляет собой емкость, разделенную на две части перего-
родкой с сильфоном, имеющим небольшую жесткость с сигнализато-
рами положения перегородки в крайних положениях. В одной части
емкости находится компонент, в другой — газ (азот) необходимого
давления.
Для обеспечения равенства давлений газовые полости ГА соеди-
нены трубопроводами, для уменьшения изменений давления при
изменении количества жидкости в жидкостных полостях ГА к тру-
бопроводу присоединен дополнительный объем 25 (шар-баллон).
Необходимое давление в шар-баллоне создается при заправке и
зарядке комплексной двигательной установки.
Открытие и прекращение наполнения ГА производится клапа-
нами 21, 22 и 27, 31 по сигналам сигнализаторов положения
перегородки.
Для повышения надежности комплексной двигательной установки
— сохранения запаса топлива при отказах (незакрытии ЭЖК управ-
ляющих двигателей) МЖРД объединены в две группы с общими для
группы трубопроводами подвода компонентов (коллекторами). На
входе в коллекторы установлены ЭЖК 16, 20, 26 и 28.
Клапаны срабатывают при поступлении импульса напряжения на
обмотки электромагнитов от СУ КА.
Комплексная двигательная установка имеет горловины 14, 32, 45,
46, 47 и 48 для присоединения заправочных и зарядных устройств
(при заправке и зарядке).
Для обеспечения контроля за состоянием и работой комплексной
двигательной установки имеются телеметрические датчики.
Рама является основным несущим элементом комплексной двига-
тельной установки. На ней производится сборка всех агрегатов и
систем. Для защиты агрегатов от теплового излучения, создаваемого
КТД и МЖРД, к комплексной двигательной установке крепится
экран.
Перед первым включением комплексной двигательной установки
производится предварительный наддув газовых полостей топливных
баков. По команде ’’Предварительный наддув” подает команду СУ
КА на открытие клапанов 41 и 43. Гелий из шар-баллонов 39 посту-
f 2 2Дает в редуктор 42 и далее в газовые полости баков 1, 2, 37 и 38.
Давление в баках повышается. Сигнализаторы давления 15 и 33
и сигнализаторы, установленные на МЖРД, подключаются в СУ КА.
При достижении в баках расчетного давления срабатывает сигна-
лизатор давления 33 (контакты размыкаются).
При повышении давления гелия за редуктором 42 до давления
настройки редуктор закрывается и прекращается доступ гелия в баки.
По команде ’’Окончание наддува” снимается напряжение и клапаны
закрываются, прекращается подача гелия в полости бака.
При последующих действиях с комплексной двигательной установ-
кой производится автоматический наддув баков. По команде ’’Пред-
варительный наддув” открывается клапан.
В случае замыкания СДНЗЗ (давление в баках понижается ниже
расчетного) также подается команда на открытие клапана.
При достижении в баках давления, равного давлению настройки
сигнализатора давления 33, контакты СДН размыкаются.
По команде ’’Окончание наддува” клапан закрывается. Прекраща-
ется подача гелия в полости баков.
При включении КТД по команде СУ КА открываются клапаны 41
и 43. Гелий начинает поступать в баки 1, 2, 37 и 38. По команде
’’Пуск” открывается клапан 4, гелий из редуктора поступает в управ-
ляющие полости клапанов 7, 8, 12 и 13. Клапаны открываются.
Компоненты топлива, поступая в камеру КТД, сгорают. Давление в
камере повышается. Двигатель выходит на номинальный режим.
Для останова КТД по командам ’’Окончание наддува” и ’’Оста-
нов” закрываются клапаны 41, 43 и 4. Годий из управляющих полос-
тей клапанов стравливается в окружающее пространство. Клапаны
7, 8, 12 и 13 закрываются, прекращая доступ топлива в камеру КТД.
Перед первым включением КТД производится вакуумирование
полостей МЖРД и коллекторов срабатыванием ЭЖК МЖРД.
Перед работой системы управления движения КА по командам СУ
КА открываются клапаны 16, 20, 26 тл 27 — компоненты топлива ГА
поступают в коллекторы.
По командам СУ открываются клапаны соответствующих ЖРД;
топливо поступает в камеры сгорания МЖРД. МЖРД выходят на
номинальный режим работы. Останов производится снятием напря-
жения с соответствующих клапанов МЖРД.
При срабатывании контактов первой группы ГА подается напря-
жение на клапаны 22 и 27. Клапаны открываются, пропуская газ
управления к пневмоклапанам 21 и 31. Открываясь, пневмоклапаны
пропускают компоненты топлива из баков на заполнение ГА.
Заполнение ГА заканчивается срабатыванием контактов второй
группы сигнализаторов гидроаккумуляторов. При замыкании второй
213 о
группы закрываются клапаны 4 и 27 и пневмоклапаны 21 и 31,
прекращается поступление компонентов топлива в ГА,
Для поддержания теплового режима МЖРД от системы терморегу-
лирования КА подается рабочее тело по каналам корпусов МЖРД.
Для повышения надежности системы наддува при отказе основной
линии наддува с клапана 41 предусматривается автоматический
резервный наддув, В этом случае открывается по команде СУ КА
клапан 43 при замыкании контактов СДНЗЗ. Далее работа осущес-
твляется как при основной системе наддува.
Основные характеристики КДУ приведены в табл, 9,2, а общий
вид и компоновка — на рис, 9.4.
Таблица 92
Технические характеристики КТДУ
Характеристика Наименование и значе- ние характеристики Примечание
Компоненты топлива
окислитель АТИН
горючее НДМГ
Масса заправляемого топлива, кг
окислителя От 195 до 585
горючего От 105 до 315
Тяга двигателя, Н
корректирующе-тормозного 2943 В состав КДУ входят
управляющего 5,88, 54, 102 управляющие двигатели трех наименований
Удельный импульс тяги кор- 3015
ректирующе тормозного двига- теля, Н* с/кг
Рабочее тело для наддува и Гелий газообразный
управления пневмоавтоматикой Азот газообразный Для управления гидро
двигателя аккумуляторов
Масса заряжаемых газов, кг
гелия 3,65
азота 0,34
Число включений двигателя
корректирующв’тормозного 50
управляющего тягой 5,88 Н 300 000
f 222
X арактеристика Наименование и значе- ние характеристики Примечание
управляющего тягой 54 Н 100 000
управляющего тягой 102 Н 100 000
Масса конструкции, кг 357
Импульс, вырабатываемый за одно включение, Н- с
минимальный 1375
максимальный 873 000 2 060 000 — суммарный
Соотношение расходов компо- нентов топлива через:
корректирующе-тормозной двигатель 1,85
управляющие двигатели от 1,65 до 1,85 Для продолжительности включений от 0,045 до 2 с
Способ подачи топлива в двига- тель Вытеснительная система подачи
Непроизводительные выбросы компонентов топлива за одно включение — выключение КТД, кг:
окислителя 0,08
горючего 0,05
Расчет заправки комплексной двигательной установки. Вес
компонентов, заправляемых в баки комплексной двигательной уста-
новки, определяется по потребному суммарному импульсу тяги,
числу включений КТД и потребному расходу через ЖРДМТ для
ориентации и стабилизации КА:
— + ^вкл^выбр + ^МЖРД + ^гор + ^незаб
куд
и соответственно для окислителя
— К 4.И -1- 4- . Z^O ,
°о “ „ । "Б— ^акл^выбр °незаб ^МЖРД °гор’
ЛУД
для горючего
214 о
Рис. 9.4. Комплексная двигательная установка (общий вид):
1 — шар-баллоны гелия; 2 — рама; J — баки топливные; 4 — блоки МЖРД; 5 —
корректируздще-тормозной двигатель; 6 ~ гидроаккумулятор; 7 — шар-баллон азота;
8 — электропривод
Gr “ — + ^якл^выбр + ^незаб + ^МЖРД + Grop’
1 куд
где Go, Gr — суммарный потребный вес заправляемых окислителя и
горючего; К — коэффициент соотношения КТ при работе КТД на
номинальном режиме; £/ — потребный суммарный импульс тяги
КТД; йуд — номинальная удельная тяга КТД; нвкл — число потреб-
ных включений КТД; G^16p, GBu6p — номинальный выброс компо-
нентов за одно включение; G” б> Gpeaa6 — невырабатываемые
остатки компонентов; С^жрд, — необходимый запас компо-
нентов для работы ЖРДМТ; G^p, G^p — гарантийный запас компо-
нентов.
f 222
Гарантийный запас определяется следующим образом:
4лс1»грГ*(4с*х)2*(лс“Г+1дс»^Г
где — отклонение от номинального значения выброса за одно
включение; Аб^р — погрешность при заправке; G&R — отклоне-
ние расхода за счет разброса удельной тяга от номинала при работе
КТД; — отклонение от номинала невырабатываемых остат-
ков; ДСд^ — отклонение расхода за счет разброса соотношения
компонентов от номинала при работе КТД.
9.4. ТВЕРДОТОПЛИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ И ДВИГАТЕЛЬНЫЕ
УСТАНОВКИ
Достаточно большое число модификаций ТТД и ТТДУ использу-
ется в разработанных и проектируе-
мых КА. Так, на КА типа "Ресурс"
для спуска СА на поверхность Земли
применяется ТТДУ, компоновочная
схема которой приведена на рис. 9.5.
Основные характеристики приве-
дены в табл. 9.3.
ТТДУ состоит из пяти пороховых
ракетных двигателей: одного основ-
ного (У) и четырех управляющих (3).
Рис. 9.5. Компоновочная схема твердотоплив-
ной двигательной установки:
1 — основной двигатель; 2 — твердотопливный
Заряд основного двигателя, 3 ~ управляющий
двигатель; 4 — твердотопливный заряд управ-
ляющего двигателя; 5 — пусковая камера; 6 —
рулевой привод управляющего двигателя
Таблица 9.3
Характеристики твердотопливной двигательной установки
Характеристика ТТДУ Основной двигатель Управляющий двигатель
Суммарный импульс тяги в пусто- те, Н- с 736 000 — —
Максимально возможный импульс, вырабатываемый ТТДУ до полного выгорания топлива, Н- с 765 000 — —
Разброс суммарного импульса, % — Не более ±1,2 —
Импульс последействия, 1Г с 49О±И,8 — —
Тяга основного двигателя в пусто- те, Н — 29 430±2450 —
Тяга управляющего двигателя в пустоте, Н — — Не менее 314
Максимальная тяга двигателя, Н — Не более 38 300 —
Время выхода на режим, с — 0,14-0,35 Менее 0,14
Среднее время работы, с — 23,3 47,6
Нижняя граница вероятности без- отказной работы при доверитель- ной вероятности - 6,9 0,999 — —
Величина угла поворота управля- ющего двигателя/ — — (34+ЭО)
Масса ТТДУ, кг 405 — —
Габаритный размер по длине, мм 1382 — —
Максимальный размер по рулевым приводам, ми Не более 1060 — —
Максимальный эксцентриситет линии действия тяги относительно центра окружности привалочной плоскости, мм Не более 0,9 —
Пеперпендикулярность линии действия тяш к плоскости среза сопла основного двигателя,* — Не более 3 —
Включение всех пяти двигателей производится одновременно
подачей одного электрического импульса на пиропатроны воспламе-
нителей. Воспламенители зажигают твердотопливные заряды (2, 4).
Управление объектом по курсу, тангажу и крену достигается пово-
ротом управляющих двигателей.
f 222
Для точной дозировки полного импульса тяги и обеспечения
управляемости объекта на протяжении всего времени работы ТТДУ
управляющие двигатели рассчитаны на более длительное время
работы, чем основной двигатель, в результате чего после выгорания
твердотопливного заряда основного двигателя ТТДУ переходит на
режим тяги, составляющей приблизительно 4 % первоначальной.
Выключение управляющих двигателей производится при выработ-
ке заданного значения суммарного импульса тяги путем подачи
команды на узлы отсечки, при срабатывании которых происходит
отрыв сопловых крышек управляющих двигателей, что вызывает
резкое падение давления в камерах сгорания и гашение пороховых
зарядов.
Отсечка тяги управляющих двигателей на пониженном режиме
тяги ТТДУ обеспечивает минимальные разбросы импульса последей-
ствия.
Расчет суммарного импульса тяги (пустотного) следует произво-
дить по формуле
+ °-02^ " 20°>] [ Pdx + В,
"-PL J'14* * * J J
0,3
где А — коэффициент истечения, равный 64 1/с; ^Кр — площадь
критического сечения сопла двигателя, равная 8,3 см; — пустот-
ный практический среднестатистический удельный импульс двигателя
при температуре 20 °C, равный 2720 Н- с/кг; tt — температура
t
ТТД, °C; J Pdx — суммарный импульс давления за время работы
0,3
двигателя от 0,3 с, определенный по показаниям датчика давления;
В — пустотный суммарный импульс тяги на участке выхода на режим
(до 0,3 с), равный 1470 Н- с.
9.5, НАЗЕМНАЯ ПОДГОТОВКА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ
К РАБОТЕ
Жидкостная ДУ (КДУ). В процессе изготовления КДУ проходит
полный цикл испытаний на функционирование, герметичность,
целостность электрических цепей без использования штатных компо-
нентов.
Поскольку конструкция ДУ из условий высоких требований по
герметичности выполняется, как правило, в сварном варианте (тру-
216 о
бопроводы, пневмогидроармп I урн> л ыкже из-за агрессивности
применяемых компонентов тнпрп'н.но к х пологические испытания
(КТИ) товарных ДУ не проводин «
Для подтверждения годной» ниырнык ДУ от каждой партии
проводятся контрально-выборочшл m...ыпия (КВИ) на одном-двух
товарных образцах данной па pi ин
При поступлении на головной кннш (I Ч> по изготовлению КА ДУ
проходит входной контроль, и pi* 1 v '11.1а । г чего подтверждается воз-
можность ее использования в ин i.ini К Л
После установки КДУ на ofthoi in пн она в дальнейшем готовит
ся в составе КА) проверчен м он мри ноское функционирование
агрегатов автоматики КДУ с прибор,!мп управления КА. Если КДУ
с ГЗ в эксплуатирующую opimiii ниши (ЭО) отправляется отдельно
от КА, то проверка функциО1П1р«н.1иия проводится через кабели
удлинители.
По завершении всего цикли .....апий и окончательной сборки
КА совместно с установленной К/IV проходит испытания на герме
точность в барокамере.
После поступления КЛ в )() пп ктрические испытания объекта
проводятся с имитатором КДУ ' ho вызвано тем, что при электричп
ких испытаниях весьма сложно цитировать штатную работу авто
матики натурной КДУ в режиме шин ганий. Кроме того, это позво-
ляет сократить потребный priyp наработки арматуры на земле.
По завершении элсктричп кнх испытаний проводится стыковка
электрических разъемов КДУ t КЛ и проверяется функционирование
ее автоматики с приборами шиоматики СУ КА.
После завершения всех нспышний и окончательной сборки КЛ
отправляется на заправочную 11анцию (ЗС).
КДУ для КА типа ’’Ресурс" ^экспортируется в ЭО и проходит
там подготовку автономно: проверяется герметичность в барокамере
и заправка на ЗС, после чего и оправленном состоянии подстыковы
вается к КА.
В связи с тем, что ЖРД весьма чувствительны к наличию газовых
включений в компонентах гонлива, перед заправкой производится их
дегазация.
После подстыковки заправочных коммуникаций, перед заправкой
КТ, производится вакуумирование жидкостных полостей ДУ, а затем
заправка требуемых доз. Требуемая величина заправляемых доз
контролируется автоматически средствами ЗС. Газ высокого давления
системы наддува и автоматики заряжается также на заправочной
станции,
В процессе дальнейшей подготовки КА до старта производится
контроль систем КДУ по телеметрическим датчикам.
f 222
Твердотопливные ДУ (ТТДУ). Как правило, установка ТТДУ на
КА производится в условиях ЭО. Однако в некоторых случаях, когда
такие операции связаны с длительным и трудоемким циклом, эти
операции проводятся на ГЗ. Так, например, двигатели ’’мягкой”
посадки, устанавливаемые в парашютный контейнер вместе с пара-
шютом, на некоторых КА монтируются в условиях головного завода.
Тем самым исключаются длительные и трудоемкие процессы в ЭО.
Практически в условиях ЭО операции контроля ТТДУ сводятся
к обтеканию их пиропатронов. В некоторых случаях (например, на
ТТДУ КА ’’Ресурс”) проверяется функционирование приводов кача-
ния, рулевых двигателей, которые устанавливаются на них на заводе-
изготовителе ТТДУ. Некоторые конструкции ТТДУ требуют провер-
ки герметичности внутренних полостей. Контроль проводится по
падению давления в наддутой избыточным давлением внутренней
полости двигателя.
217 о
ГЛАВА 10
ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУИРОВАНИЯ
МИКРОГРАВИТАЦИОННЫХ КОСМИЧЕСКИХ
ПЛАТФОРМ
Результаты космических полетов, в частности, по орбитам вокруг
Земли показали, что теоретической невесомости, когда ускорение
свободного падения равно нулю, на борту космических аппаратов
нет, так как постоянно присутствуют остаточные ускорения вслед-
ствие действия различных сил. Теоретический анализ показывает,
что значение по модулю и направление относительно базовых осей
координат суммарного вектора микроускорения могут быть перемен-
ными во времени и пространстве. Это обстоятельство позволяет
говорить о микрогравитационной среде, присущей каждому данному
КА. Строго говоря, употребление термина ’’микрогравитация” не
совсем правильно, так как гравитационная составляющая может
иметь небольшую величину относительно других действующих сил.
Правильно было бы говорить об ускорениях. Это удобно также и
потому, что в процессе полета производятся измерения ускорений.
Часто удобно пользоваться безмерным показателем
mg = g/ga,
где g — действующее микроускорение, м/с; = 9,81 м/с — ускорение
свободного падения.
Поскольку в указанном виде показатель характеризует перегруз-
ку, то его численные значения принято записывать следующим
образом: mg = 1,5- 10“3g, или mg = 3- 10-5g. Иногда удобно пользо-
ваться миллионными долями от g, тогда т = 1500 мк#, или т =
= 30 MKg.
Остаточные ускорения в процессе полета вызываются действием
внешних и внутренних факторов. К внешним факторам относятся
следующие.
1. Силы аэродинамического торможения, возникающие от сопро-
тивления атмосферы.
2. Осестремительные силы, возникающие при вращении КА
относительно центра масс.
f 222
3. Силы, действующие при работе двигательных установок во
время коррекции траектории КА или при управлении движением
относительно центра масс.
4. Гравитационные возмущения, вызываемые неординарностью
поля тяготения Земли и собственным тяготением массы.
5. Возмущения, связанные с изменением магнитного поля Земли,
зависящего от солнечной активности.
6. Возмущения, возникающие в результате взаимодействия эле-
ментов КА (например, солнечных батарей) с магнитным полем
Земли.
7. Силы, действующие при ударах микрометеоров.
8. Силы, связанные с притяжением Солнца и давлением солнеч-
ных лучей.
К внутренним факторам относятся силы, возникающие при работе
различных агрегатов КА, перекачке топлива или охлаждающей жид-
кости, перекладках солнечных батарей и т. д.
Действующие ускорения условно принято разделять на линейные
и динамические.
Линейные характеризуют микроускорения, медленно меняющиеся
во времени, например ускорения, возникающие от аэродинамического
сопротивления.
К динамическим относятся, например, виброускорения. Диапазон
исследуемых виброускорений составляет 0...300 Гц. Иногда его
расширяют до 400 Гц. Изучению подвергаются спектр и амплитудные
значения виброускорений в указанном диапазоне.
В условиях микрогравитации физические, химические и биологи-
ческие процессы протекают несколько отлично от аналогичных
процессов на Земле. Это объясняется уменьшением на 3..8 порядков
интенсивности гравитационной конвекции, практическим отсутствием
седиментации, увеличением роли сил поверхностного натяжения,
электростатических сил и т.д. Действие эффектов микрогравитации
в прикладном плане в настоящее время интенсивно исследуется с
точки зрения их влияния на медико-биологические объекты и для
исследования технологических процессов с целью получения в усло-
виях микрогравитации новых материалов с уникальными свойствами.
Чрезвычайно важным направлением является проведение фундамен-
тальных физических и химических исследований.
В условиях микрогравитации можно получать композитные мате-
риалы из несмешиваемых компонентов, например самарий—кобальт,
висмут^чиарганец, золото-чглюминий, алюминий—никель, вольфрам-
медь, создавать материалы с полупроводниковыми включениями;
кадмий—ртуть—теллур. Можно также осуществлять бестигельную
зонную плавку без контакта со стенками контейнера, что уменьшает
218 о
загрязнение материала. Список возможно» icn использования микро
гравитационной среды велик, полому можно с уверенностью пню
рить о рождении новой микрограни‘1 анионном технологии. Различны!
технологические процессы имеют разную чувствительность к числгн
ному значению показателя микрогрлни ыции.
Одни процессы удовлетворительно нрон-кают при mg= !•
другие — при т = 1 ПГ"5#. Некоторые исследования по теоретичен
кой физике требуют условий микрогрдниьщии до mg = Ь КГ"
Можно сказать, что первые работы по микрогравитации начались
с космической эрой. Эффекты, связанные с невесомостью, учитыва-
лись конструкторами ракет и космических аппаратов. Несколько
позднее стало исследоваться действие невесомости на живые организ-
мы. Первые целенаправленные исследования н области микрогравита-
ции были проведены на корабле "Союз-6” в [969 г. и на американ-
ской орбитальной станции "Скаилэб" и 19/.1—1974 гг. Первая специа-
лизированная микрогравитационная .тематическая платформа
’’Бион” была разработана Центральным i пен.иализированным кон-
структорским бюро (г. Куйбышев, ныне г. Самара) под руководством
генерального конструктора Д.И. Козлова но заказу Министерства
здравоохранения СССР. Научная программа и научная аппаратура
разрабатывались Институтом медико-биологических проблем (г. Мос-
ква), который в те годы возглавлял академик О.Г. Газенко. Запуски
этой платформы осуществлялись примерно один раз в два года.
’’Бион-10” был запущен в декабре 1992 г. и успешно выполнил
программу полета.
Микрогравитационные платформы ’’Бион" внесли свой вклад в
создание технологии длительного пребывания человека в условиях
космического полета. Несколько позднее по совместной инициативе
генерального конструктора Д.И. Козлова и И.В. Бармина, который
в настоящее время является генеральным конструктором Конструк-
торского бюро общего машиностроения, была создана автоматическая
микрогравитационная платформа ’’фотон”, предназначенная для
исследований в области космической технологии. Опыт проектирова-
ния н эксплуатации первых в мире автоматических микрогравитаци-
онных платформ среднего класса (стартовая масса до 6300 кг), кото-
рые имели в своем составе спускаемый аппарат, позволяющий воз-
вращать на Землю с мягкой посадкой до 1000 кг научной аппарату-
ры, показал, что на процесс проектирования накладываются новые
требования и ограничения. Эти новые дополнительные требования
предъявляются почти по всем элементам, системам, агрегатам и
схеме полета. Поэтому применительно к микрогравитационным
платформам существующие методы конструирования должны быть
дополнены и уточнены, что позволяет сделать вывод о необходимости
f 222
разработки методологии конструирования микрогравитационных
космических платформ. Главная задача при конструировании микрог-
рянмтятгипняых - космических платформ - это минимизация показате-
ля микрогравитации в линейном и частотном диапазонах или дости-
жение заданных значений.
Рассмотрим, какое влияние оказывает на конструкцию платформы
требование минимизации линейной (или медленно меняющейся во
времени) составляющей микрогравитации.
Параметры орбиты. Для уменьшения аэродинамической составля-
ющей микрогравитационных сил орбита должна быть максимально
высокой, а для выравнивания значений этих сил на витке орбита
должна быть квазикруговой.
Поскольку в составе КА должен быть спускаемый аппарат (для
возвращения научной аппаратуры) и необходимо обеспечить его
торможение и приземление с заданной точностью в, как правило,
ограниченный район, то возникает задача оптимизации высоты
полета с тем, чтобы добиться минимального значения аэродинамичес-
кой составляющей микрогравитационного показателя при заданных
ограничениях на параметры орбиты выведения, массу топлива КА,
срок активного существования КА, требования к точности приземле-
ния СА и т.д.
Общая компоновочная схема КА. С целью уменьшения осестре-
мительной составляющей микрогравитации расстояние между цен-
тром масс платформы и научной аппаратурой должно быть мини-
мальным. Отметим, что значение осестремительной составляющей
зависит в квадрате от расстояния между центром масс и научной
аппаратурой.
Для обеспечения минимального аэродинамического сопротивления
мидель платформы должен быть минимальным. Это требование
вступает в противоречие с необходимостью обеспечивать большую
энергетику научной аппаратуре и, как следствие, использовать
солнечные батареи, увеличивающие мидель.
С целью снижения динамической микрогравитационной составля-
ющей конструкция платформы должна быть максимально жесткой и
не иметь резонансных частот в диапазоне 0...400 Гц.
Система управления движением относительно центра масс.
Исполнительные органы, обеспечивающие управляющие моменты для
ориентации КА, не должны создавать сил, которые привели бы к
превышению микрогравитационной составляющей больше заданной
величины. Например, если задано, что линейное значение mg <
< 1 • 10“5g, то применение реактивных двигателей ориентации с
тягой 10 Н на КА массой 6000 кг недопустимо. Это условие приво-
дит к. следующему противоречию. Чтобы иметь достаточную энерге-
тику при относительно большом сроке активного существоплиич
необходимо использовать солнечные батареи, но они требуют tun 11 >
янной ориентации платформы. Это значит, что управляющие момг н
ты и силы от исполнительных органов системы управления о i in и и
тельно центра масс не должны приводить к превышению микроны
витационной составляющей. Следовательно, должны быть лими1щм>
ваны силы и угловые скорости платформы относительно центра мин
Система энергопитания. При малых сроках существовании к Л
предпочтение должно быть отдано системе, не имеющей в < погм
составе солнечные батареи, так как они увеличивают мидель КЛ н
ухудшают динамические характеристики его конструкции. В случае
применения солнечных батарей необходимо обратить внимание на
аэродинамические и динамические характеристики КА, а также n.i
характеристики приводов солнечных батарей, если они имевши
Система терморегулирования. Наличие в составе КА мощной
энергоустановки приводит к необходимости отвода значительною
количества тепла, выделяемого научной аппаратурой, и установки
дополнительного радиатора СТР. Для обеспечения эффективней i и
радиатор должен располагаться торцом к Солнцу. Кроме того, другие
агрегаты СТР (газожидкостные и жидкостно-жидкостные теплообмен
ники, вентиляторы, гидроблоки и т.д.) должны обеспечивать нсобхо
димый отвод тепла.
Система телеметрического контроля. На микрогравитацконных
платформах обязательным является измерение микрогравитационных
характеристик и передача их оперативно, частично или полностью,
на Землю с тем, чтобы можно было принять решение об управлении
в полете. Поскольку объем передаваемой информации велик, это
требует доработки или разработки специальной системы телеметри-
ческого контроля.
Система трансляции команд и распределения питания. Большие
токи, потребляемые научной аппаратурой, приводят к необходимости
использования сильноточных дистанционных переключателей и,
следовательно, к разработке новых приборов системы трансляции
команд.
Система приземления. Научная аппаратура для исследований в
условиях микрогравитации, как правило, сложная и дорогая. Поэто-
му ученые выдвигают требования о возвращении на Землю не только
результатов экспериментов, наработанных материалов, но и научной
аппаратуры с целью ее многоразового использования. Эти требования
приводят к необходимости обеспечить мягкую посадку спускаемого
аппарата. Для этого спускаемый аппарат должен быть оснащен,
f 222
например, парашютно-реактивной системой и соответствующей
автоматикой.
Системы измерения микрогравитационных параметров. Исследо-
вателям и технологам, проводящим эксперименты на микрогравита-
ционных платформах, необходимо знать микрогравитационные
параметры в определенных зонах экспериментальной аппаратуры, ще
происходят исследуемые процессы. Теоретически необходимо непре-
рывное документирование этих параметров в течение всего времени
исследования или технологического процесса. Измерения производят-
ся трехосными чувствительными акселерометрами как линейных, так
и вибрационных компонент микроускорений. Для контроля всего
объема отсека с научной аппаратурой устанавливается несколько
датчиков в разных точках контейнера. Большой объем поступающей
с датчиков информации привязывается к бортовому времени, частич-
но обрабатывается на борту вычислительным устройством и затем
записывается в запоминающее устройство. Далее возможны два
варианта:
информация накапливается в бортовом запоминающем устройстве,
возвращается на Землю в спускаемом аппарате и обрабатывается;
информация накапливается в бортовом запоминающем устройстве
и периодически передается на Землю через телеметрическую систе-
му. В последнем варианте емкость запоминающего устройства может
быть меньше.
В процессе работы бортовой аппаратуры КА могут возникать
электромагнитные поля, например, при работе электромеханизмов,
переключении реле и мощных дистанционных переключателей. Эти
поля могут быть источниками силового воздействия на объекты
эксперимента, например, при проведении процесса электрофореза.
Электромагнитные поля на микрогравитационных платформах до-
лжны быть изучены, и при необходимости может вестись их регис-
трация в процессе полета.
В настоящее время плохо изучено взаимодействие солнечных
батарей и протяженных кабелей, по которым течет электрический
ток, с магнитным полем Земли. Данные элементы КА могут стать
источником дополнительного силового воздействия на КА, изменяю-
щегося при переходе терминатора. Таким образом, из сказанного
выше видно, что требования об обеспечении определенного уровня
микрогравитации приводят к серьезным изменениям в процессе
конструирования микрогравитационных платформ.
Выбор технических характеристик микрогравитационных плат-
форм существенно облегчает математическое моделирование микрог-
равитационных полей. Схема моделирования выглядит следующим
образом.
220 о
1. Моделируется конструктивно-ком пот точная схема КА, на
первом этапе — его внешняя форма, наружны! установки, изменении
центра масс и моментов инерции в процесс г полета.
2. Моделируются движение КА по орби i ( н режимы его ориен i .1
ции.
3. Разрабатывается модель действия на К Л .1 ^родинамических с и п
и моментов.
4. Создаются математические модели вендействия внешних и
внутренних факторов, перечень которых приведен в начале настои
щей главы.
5. Разрабатывается модель суммарного действия перечисленных
факторов, позволяющая в каждой точке научного контейнера рассчи
тать суммарный вектор микрогравитации но модулю и направлению
для любой точки орбиты и любого заданною момента времени поле
та. Моделирование может осуществляться на ЭВМ, а результаты
выводятся в виде микрогравитационных полей с характеристиками
показателя микрогравитации в заданных точках научного контейнг
ра.
Результаты моделирования влияния каждого из факторов на
показатель микрогравитации позволяют конструктору оценить вклад
каждой составляющей и определить параметры платформы, влияю
щие на показатель микрогравитации. Таким образом, математически
моделирование микрогравитационных полей является необходимым
инструментом целенаправленного проектирования микрогравитациоп
ных платформ. Ниже приводятся некоторые результаты численною
моделирования микрогравитационных полей существующей косм и
ческой микрогравитационной платформы "Фотон” и проектируемой
перспективной платформы "НИКА-Т” на одном участке орби)ы в
режиме работы реактивных двигателей ориентации (режим выставки)
и после выключения двигателей ориентации в режиме свободною
полета.
Для расчетов использовалась первая версия математичес кой
модели, которая была составлена с некоторыми упрощениями и
учитывала только приведенные в таблице внешние факторы И i
рассмотрения расчетных данных по ’’Фотону” можно сделать вывод,
что существенного улучшения микрогравитационных характера tux
можно достигнуть, выключив после режима выставки двиппели
ориентации. А для "НИКИ-Т” после режима выставки следуем
перейти на второй контур управления относительно центра мни,
выполненный на небольших маховиках и обеспечивающий ориен г.i
цию солнечных батарей на Солнце. При этом угловые скорости не
должны превышать w < 0,03 градус/с, что технически вполне вы-
полнимо. Это только два простейших примера практических рскомен-
f 222
Таблица 10.1
Результаты численного моделирования микрогравнтационных
пален космических иляпрорм "Фотон” и "НИКА-Т”, гпх — gigq
Вид возмущающего воздействия "Фотон" "НИКА-Т”
1. От воздействия двигателей ориентации (режим вы- 4- НТ4 2- 10"4
ставки) 2. Сопротивление атмосферы: Н - 300 км 6- 1(ГТ 2,8- КГ6
Н = 400 км 1- 1(Г7 3,2- J О"7
3. Аэродинамические моменты: Н = 300 км 6- 10Г* 2,1- ПГ6
Н - 400 км 1- 10Г* 3,2' 10~7
4. От остаточных угловых скоростей после режима вы- ставки: "Фотон", ш - 0,05 градус/с 8,49- 10-*
"НИКА-Т”, ш - 0,03 градус/с 3,06- 1(Г*
5. От давления солнечных лучей 0,86- 1О“10 0,43- 10-9
6. Or влияния электромагнитного поля Земли 1- 10-"
7. Притяжение Солнца 1- 10“"
8. От действия микрометеоров 1- 10~"
далий, вытекающих из результатов математического моделирования,
позволяющих на 1...2 порядка улучшить микрогравитационные
характеристики космических платформ. Суммарные расчетные
значения показателей микрогравитации приблизительно составляют
5- 10“6 g/go* Результаты измерений в полете на КА ’’Фотон”,
выполненные Конструкторским бюро общего машиностроения, пока-
зывают, что в течение большей части 16-суточного полета замерен-
ные значения линейных перегрузок близки к расчетным. Однако
имеются отдельные выбросы до 5- IO-”5 g/g$, причины которых
изучаются. Таким образом, уже первые версии математических
моделей доказали свою адекватность.
Существует еще одна проблема, которая успешно решается с
помощью математического моделирования. Измерения в полете с
помощью акселерометров можно провести только в ограниченном
числе точек и на некотором удалении от активных зон эксперимен-
тальных установок. Ученые хотят знать значения микрогравитации
именно в зонах, где идут активные процессы. Математическое моде-
лирование позволило сформулировать следующую практическую
221 о
рекомендацию: достаточно измерить показатель микрогравнтации »
расчетных точках научного контейнера, и тогда становится яозмо*
ным пересчитать значения показателя микрогравитации я любой
точке научного контейнера.
Таким образом, математическое моделирование позволяет ixynm
твлять целенаправленное конструирование микрогравитациошн-м
платформ для достижения минимальных или заданных знячгппй
микрогравитационных показателей, сокращает сроки и стоим»и , ь
конструкторских разработок.
Особым направлением работ является снижение уровня вибринн
онной составляющей микрогравитации в диапазоне до 400 Гц, жншн
кающей от работы различных агрегатов, научной аппаратуры, вибри
ций корпуса и различных конструктивных элементов. При мим
также используются математическое моделирование с применит гм
метода конечного элемента и экспериментальная отработка.
f 222
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1 ГермеерЮБ. Введение в теорию исследования операций М Наука, 1971
394 с
2 Гладкий В.ф. Динамика конструкции летательного аппарата М Наука, 1969
495 с
3 Гладкий В Ф. Прочность, вибрация и надежность летательного аппарата М
Наука, 1975 456 с
4 Залетэев В.М., Капинос Ю.В., Сургучев О.В. Расчет теплообмена космического
аппарата М Машиностроение, 1979 208 с
5 Малоземов В.В. Тепловой режим космических аппаратов М Машиностроение,
1980 232 с
6 Малахов А.Н. Кумулянтный анализ случайных негауссовых процессов и их
преобразований М Сов радио, 1978 376 с
7 Мамиконов А Г., Цвиркуп А Д., Кульба В В. Автоматизация проектирования
АСУ М Энергия, 1972 328 с
8 Месарович М-, Мако Д., Такахара И. Теория иерархических многоуровневых
систем М Мир, 1973 344 с
9 Многокритериальные задачи принятия решений/ Под ред Д М Гвишиани и
Е В Емельянова М Машиностроение, 1978 249 с
10 Моделирование тепловых расчетов космического аппарата и окружающей его
среды/Под ред Г И Петрова М Машиностроение, 1971 382 с
11 Нечипоренко В.И, Структурный анализ систем М Сов радио, 1977 216 с
12 Основы теплопередачи в авиационной и ракетно космической технике/ Под
ред В К Кошкина М Машиностроение, 1975 624 с
13 Подиновский В.В,, Гаврилов В.М, Оптимизация по последовательно применяе-
мым критериям М Сов радио, 1975 125 с
14 Поспелов Г.С., Ириков В. А Программно-целевое планирование и управление
Введение М Сов радио, 1976 440 с
15 Растригин Л.А Современные принципы управления сложными объектами М
Сов радио, 1980 232 с
16 Романенко .4.Ф., Сергеев Г.А. Вопросы прикладного анализа случайных
процессов М Сов радио, 1968 255 с
17 Саркисян С.А, Ахундов ВАС, Минаев Э.С. Большие технические системы М
Наука, 1977 350 с
18 Смирнов Г,Д Управление космическими аппаратами М Наука, 1978 192 с
19 Фаворский С.Н., Каданер Я.С. Вопросы теплообмена в космосе М Высшая
школа, 1967 280 с
20 Харазов К.И. Реле с магнитоуправляющими контактами М Энергия, 1971
89 с
21 Цвиркун АД. Структура сложных систем М Сов радио, 1975 200 с
22 Шастова Г.А, КоекИН А.И, Выбор и оптимизация структуры информационных
систем М Энергия, 1972 256 с
222 о
f 222