CC BY
142
термических микродвигателей на газообразном аммиаке / В. И. Рубан // Динамика систем, механизмов и машин. — Материалы VII Международной науч. конф. — Омск, 2009. — С. 171 —177.
БЛИНОВ Виктор Николаевич, доктор технических наук, профессор, заместитель главного конструктора ПО «Полет» —филиала ФГУП ГКНПЦ им. М. В. Хруничева.
ИВАНОВ Николай Николаевич, кандидат технических наук, главный конструктор ПО «Полет» — филиала ФГУП ГКНПЦ им. М. В. Хруничева.
КОСИЦ ЫН Валерий Владимирович, ведущий спе-
циалист ПО «Полет»— филиала ФГУП ГКНПЦ им. М. В. Хруничева.
РУБАН Виктор Иванович, ведущий специалист ПО «Полет» —филиала ФГУП ГКНПЦ им. М.В. Хруничева. ШАЛАЙ Виктор Владимирович, доктор технических наук, профессор, заведующий кафедрой «Транспортировка и хранение нефги и газа, стандартизация и сертификация»,ректор Омского государственною технического университета.
Адрес для переписки: e-mail: valera_kositsin<$mail.ru
Статья поступила в редакцию 11.03.2010г.
© В. Н. Блинов, Н. Н. Иванов, В. В. Когицын, В. И. Рубан,
В. В. Шалай
УДК*2».7«4.001.7* п. В. ТИЩЕНКО
В. Н. БЛИНОВ Н. Н. ИВАНОВ Э. Г. МИКУЛА Р. М. ХУСАИНОВ
Омский государственный технический университет ПО «Полет» - филиал ФГУП «ГКНПЦ им. М. В. Хруничева», г. Омск
К ВЫБОРУ ОСНОВНЫХ ПРОЕКТНОКОНСТРУКТИВНЫХ ПАРАМЕТРОВ ОДНОСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ЛЕГКОГО КЛАССА____________________________________________
Рассматриваются вопросы выбора основных проектно-конструктивных параметров одноступенчатой ракеты-носителя лёгкого класса на основе ракетного модуля. Ключевые слова: методика, оптимизация, проектные параметры, одноступенчатая ракета-носитель, ракетный модуль.
Разработка и создание ракет-носителей (PH) легкого класса является одной из актуальных задач современного ракетостроения. Это обусловлено необходимостью выведения в околоземное космическое пространство малых космических аппаратов (МКА). Традиционно создание PH легкого класса осуществляется по классической двухступенчатой схеме [1,2). Использование одноступенчатых PH легкого класса возможно в случае существенного повышения конструктивного совершенства ступеней PH и создания универсальных двигателей, которые могли бы одинаково эффективно обеспечивать полет одноступенчатой PH как на атмосферном, так и на «космическом» участке ее траектории.
Создаваемые в настоящее время в нашей стране и за рубежом перспективные ракетные средства выведения основаны на использовании ракетных модулей (РМ), работающих на высокоэнергетических компонентах ракетного топлива. Анализ тактикотехнических характеристик используемых РМ (запасы характеристической скорости ступеней, глубина дросселирования маршевого двигателя (МД) и время
работы на этом режиме, величина выдерживаемых эквивалентных нагрузок на участке выведения) свидетельствуют о технической возможности создания на основе РМ одноступенчатой PH |1|.
Характеристическая скорость современных РМ сравнима с подобной характеристикой классических двухступенчатых PH легкого класса. Так, собственная характеристическая скорость современных РМ может достигать - 9700 м/с, а с головным блоком массой 1000 кг - 9300 м/с. Для сравнения: у двухступенчатой PH легкого класса массой 109 т характеристическая скорость при массе полезной нагрузки (ПН) 1500 кг составляет9440 м/с; при массе ПН 500 кг —10540 м/с. Данный факт свидетельствует о возможности создания одноступенчатой PH лёгкого класса на основе РМ (1|.
Проведешпые проработки показали, что возможным и наиболее целесообразным является создание одноступенчатой PH легкого класса с массой ПН 500 — 800 кг для опорной приполярной орбиты высотой НН*200 км на основе РМ. _____
Созданию одноступенчатой PH легкого класса на К£1
ОМСКИЙ НАУЧНЫЙ 1£СТНИК №2 С90> 2010 МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАШИНОВЕДЕНИЕ
МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАШИНОВЕДЕНИЕ ОМСКИЙ НАУЧНЫЙ КСТНИК №2 (90) 2010
Ж
Рис. I. Структурная схема построения одноступенчатой PH на базе РМ
1 - головной аэродинамический обтекатель;
2 - снаряженный приборный отсек с системой управления, системой телеметрических и внешнетраекторных измерений, источниками питания, системой прицеливания и т.п.; 3 - рулевой двигатель; 4 - система питания рулевого агрегата; 5 - сбрасываемый снаряженный хвостовой отсек с маршевым двигателем и с системами разделения магистралей и конструкции; 0 - космический аппарат
основе РМ способствует то обстоятельство, что МД для рассматриваемых РМ имеет возможность длительной работы в режиме глубокого дросселирования тяги в интервале 20+30% от номинала при высоких удельных характеристиках, что расширяет энерготические возможности одноступенчатой PH при выведении ПН на орбиты функционирования 11).
Рассмотрены следующие пути создания одноступенчатой PH легкого класса.
1. Вариант 1: создание одноступенчатой PH на основе РМ с двукратным включением МД.
2. Вариант 2: создание одноступенчатой PH наос-нове РМ с установкой дополнительного рулевого двигателя (РД).
Реализация варианта 1 создания PH потребует доработки:
— конструкции и систем РМ для обеспечения включения МД в условиях невесомости;
— МД для обеспечения двукратного включения в режиме глубокого дросселирования тяги.
Реализация варианта 2 создания PH потребует принятия следующих принципиальных проектноконструкторских решений:
— установки на РМ четырехкамерного РД с высокими удельными характеристиками и автономной системой питания компонентами топлива из основных баков;
— сброса (отделения) МД с элементами хвостового отсека после выключения МД для снижения конечной массы PH;
Предварительные проработки иоказали. что наиболее предпочтительным является вариант 2 создания одноступенчатой PH (1 ].
На участке выведения PH должны быть реализованы следующие режимы работы МД:
____ — режим полной тяги — от старта PH до перехода
ЕЯ на режим дросселирования;
— переходе режима полной тяги на режим дросселирования;
— режим работы на 20+30 % номинальной тяги (время выключения двигателя определяется при решении оптимизационной задачи по выведению ПН на заданную орбиту).
Отделение МД и сброс головного обтекателя PH должны проводиться одновременно с целью совмещения их районов падения.
Формализация задачи оптимизации проектных параметров и программ управления движением одноступенчатой PH заключается в выборе критерия оптимизации (целевой функции), разработке математической модели, позволяющей в зависимости от исходных данных (х)» значений структурных (с) и проектных (р) параметров определять значение целевой функции, а также в разработке метода решения, обеспечивающего нахождение такого значения вектора проектных и структурных параметров (р = р с =с<>р,), при котором целевая функция принимает оптимальное значение.
Компоненты вектора структурных параметров характеризуют облик одноступенчатой PH, ее конструктивно-компоновочную и аэродинамическую схемы, изменение структуры PH по траектории полета, тип МД и РД.
Оптимальная структурная схема построения одноступенчатой PH на базе РМ приведена на (рис. 1), в соответствии с которой рассматриваются следующие основные относительные проектные параметры PH (1 ]:
1) цв|, у, —относительная конечная масса и тягово-оруженность PH, определяемые временем работы МД на полном режиме тяги;
2) цл2, Уа — относительная конечная масса и тягово-оруженность PH, определяемые временем работы МД на переходном режиме (переходе полной тяги на р-ежим дросселирования);
3) цв;), уэ — относительная конечная масса и тягово-оружепность PH, определяемые временем работы МД на режиме дросселирования (30 % номинальной тяги);
А) цк4, у4 — относительная конечная масса и тягово-оружепность PH, определяемые временем работы РД для непрерывной схемы выведения;
5) у3 — относительная конечная масса и тягово-оруженность PH, определяемые временем работы РД при первом включении на полном режиме для схемы выведения с баллистической паузой;
6) ц^, у6— относительная конечная масса итягово-оруженность PH, определяемые временем работы РД на режиме дросселирования во время баллистической паузы;
7) V, — относительная конечная масса итягово-оруже*шостъ PH, определяемые временем работы РД при втором включении на полном режиме для схемы выведения с баллистической паузой.
РД для схемы выведения ПН с баллистической паузой должен обеспечивать переход на режим дросселирования, обеспечивающийуправление PH и удержание компонентов топлива в баках у заборных устройств на участке баллистической паузы, а также перевод в режим полной тяги для довыведения PH на орбиту выведения.
В соответствии с принятой схемой PH структурные массовые уравнения конструкции «сухой» PH по этапам полета представлены в виде:
"Сн-,, =(тГ* -т„)+т~ + !п^ +
+ +т£ +т£ +т™ + т™, (I)
Сірупуриш схема аскомиотиим о.»юсгупсячого* PH
Рис. 2. Энергетические характеристики одноступенчатой PH на базе РМ
“5-Н1 = <тГ - Шо - т; - т~ -т") + т‘„ + тм +
+ т!* + т" + т'“ + т" .
•’Де, та(м-я>тш||^-7)— «сухие» массы конструкции PH на режимах работы МД (1 -3) и (4-7) соответственно;
— «сухая» масса РМ;
тт — масса снимаемых с РМ элементов при создании PH;
— I» « IX (и IX „ М1 V; „ «Л в
т .т„,т,.тя.т,-т,.ти,тл,т„,тк! — массы головного обтекателя, снаряженного приборного отсека, РД, устройств установки и системы питания РД, системы разделения топливных магистралей, системы сброса хвостового отсека с МД. отделяемой части хвостового отсека и МД, части системы сброса хвостового отсека, остающейся на PH, соответственно.
Для расчетного определения массовых характеристик PH с погрешностью в диапазоне (4 — 7)% используются поэлементные модели и габаритномассовый метод, согласно которому масса 1-го элемента PH представлена в виде:
ш ,=р „5лл(А,)<
(3)
где — плотность материала;
V, — элементарный образующий объем; д — геометрические размеры рассматриваемого элемента PH, определяемые на основе решения уравнений прочности и математических моделей, описывающих функционирование элемента PH через проектные параметры.
Вектор р и программа управления движением PH определяются из условия обеспечения максимальною значения целевой функции, например, массы ПН (тШ|), выводимой на орбиту. В этом случае необходимо определить значение вектора проектных и структурных параметров, обеспечивающих максимальное значение целевой функции при заданных ограничениях на области изменения векторов и при выполнении требуемых условий выведения МКА на заданную круговую орбиту 11,3):
тт{с,р,х)
(4)
В качестве исходных данных (х ) рассматриваются: давления в камерах сгорания МД и РД; диаметры срезов сопел двигателей; параметры, характеризующие режимы работы, диаграммы тяг и расходов двигателей; давления наддува в топливных баках PH; характеристики топлив, конструкционных и теплозащитных материалов; статистические
коэффициенты, входящие в математические модели расчета характеристик отдельных элементов и подсистем PH и т.п.
В качестве выходных данных х рассматриваются: масса ПН, выводимой на орбиту (значение целевой функции); габаритно-массовые характеристики PH в целом и основных ее элементов и подсистем; прочностные, баллистические, энергетические характеристики PH; программа управления полетом, а также тяговые и расходные характеристики МД и РД.
Траектория движения PH по структуре программы управления может быть разделена на участки (2): вертикальный полет, разворот в направлении движения, участок максимального аэродинамического воздействия, движение с фиксированным углом тангажа и участок движения с линейным изменением угла тангажа по времени.
В том случае, когда предполагается выведение PH сначала на промежуточную орбиту, в схеме полета должно быть предусмотрено еще два дополнительных участка движения: пассивный полет по промежуточной орбите и участок доразгона для обеспечения выполнения условий выхода PH на конечную орбиту.
На участке вертикального движения PH программа управления (изменения угла тангажа <К0) имеет вид <р(1) = сопз! = п 12. На участке дозвукового разворота угол тангажа задается в виде (3, 4):
р(/) = £д/'
(5)
Эта программа обеспечивает разворот PH в направлении движения и нулевой угол атаки в конце участка разворота при достижении PH скорости, соответствующей числу Маха М«0.8.
Коэффициенты А,, входящие в уравнение (5), определяются из условия обеспечения в конце участка разворота (М*0.8):
— нулевого утла атаки;
— угла тангажа ф = ф0, который определяет траекторию движения PH в зоне интенсивного аэродинамического воздействия (её крутизну) и является параметром оптимизации.
После участка разворота в зоне интенсивного аэродинамического воздействия осуществляется полет с нулевым углом атаки и программа угла тангажа определяется из дифференциального уравнения:
<і<р
g(H)cos^<p)
V
(6)
. где g(H) - ускорение свободного падения и скорость V определяются в результате численного интегрирования уравнений движения PH в центральном гравитационном поле Земли [5].
Зона интенсивного аэродинамического воздействия заканчивается в момент времени, когда текущее значение скоростного напора становится равным Н*5— 10% от значения максимального скоростного напора, соответствующего рассматриваемому шагу оптимизации траектории |4|.
Затем реализуется полет PH с фиксированным углом тангажа до окончания работы МД:
ір(і) = <р/ = соплі
17)
Последующее движение PH после отделения МД и хвостового отсека осуществляется но следующей программе:
ОМСКИЙ НАУЧНЫЙ
где коэффициенты а.Ь, и время выведения /4 определяются, из условия выведения PH на орбиту при непрерывном выведении или выведения PH на перигей переходной орбиты при выведении с баллистической паузой.
В последнем варианте выведения в апогее переходной орбиты осуществляется повторное включение РД. Ориентация и управление ступенью PH осуществляется таким образом, чтобы радиальная составляющая ускорения равнялась нулю, при этом угол ф между направлением вектора тяги РД и тран-сверсальной составляющей вектора скорости V определяется соотношением [3):
и V т I 5Ш(^ = (7-7)77 (9)
«V
где Р£ —тяга РД- г — радиус-вектор, соединяющий центр притяжения с центром масс PH; ц- фавитаци-онная постоянная Земли; —текущая масса PH.
Задача оптимизации и выбора основных проектных параметров одноступенчатой PH может быть решена известными методами решения задач нелинейного математического программирования, методами случайного поиска или детерминированными методами оптимизации (6).
На (рис. 2) приведены результаты предварительных оценок энергетических возможностей одноступенчатой PH на базе РМ для космодрома «Плесецк» с использованием непрерывных траекторий и траекторий выведения с баллистической паузой, свидетельствующие о целесообразности создания одноступенчатой PH на основе РМ для выведения МКА на орбиты функционирования (1). Определение уточненных энергетических возможностей одноступенчатой PH связано с необходимостью разработки методики оптимизации и выбора основных проектных параметров PH и проведения численных исследований.
1. Одноступенчатая PH легкого класса на базе РМ ішже-нерная записка. — Омск: ПО «Полет* — филиалФГУП «ГКНПЦ нм. М.В. Хруничева», 2009. - 12с.
2. Тарасов, Е.В. Алгоритм оптимального проектирования летательного аішарата / Е.В. Тарасов. - М.: Машиностроение. 1970. - 364 с.
3. Сенькин, В.С. Оптимизация программ управления полетом и оптимизация тяги маршевой двигательной установки управляемого ракетного объекта / В.С. Сенькин //Техническая механика. — 2000. — № 1. — С. 46 — 50.
4. Лебедев. А.А. Баллистика ракет / А.А. Лебедев. Н.Ф. Герасюта. - М.: Машиностроение. 1970. — 244 с.
5. Механика оптимального пространственного движения летательных аппаратов в атмосфере / М«Л. Шкадов (и др.| — М.: Машиностроение, 1972. - 240 с.
6. Батищев, Д.И. Поисковые методы оптимального про* ектиронании / Д.И. Батищев. - М.: Сов. радио, 1975. — 216 с.
ТИЩЕНКО Павел Вячеславович, аспирант кафедры авиа- и ракетостроения, инженер-конструктор 2-й категории ПО «Полет» - филиала ФГУП «ГКНПЦ им. М. В. Хруничева».
БЛИНОВ Виктор Николаевич, доктор технических наук, профессор, заместитель главного конструктора ПО «Полет» —филиала ФГУП «ГКНПЦ им. М. В. Хруничева».
ИВАНОВ Николай Николаевич, кандидаттехничес-ких наук, главный конструктор ПО «Полет» — филиала ФГУП «ГКНПЦ им. М.В. Хруничева».
МИКУЛА Эдуард Григорьевич, ведущий инженер ПО «Полет» — филиала ФГУП «ГКНПЦ им. М. В. Хруничева».
ХУСАИНОВ Рашат Мансурович, начальник отделения ПО «Полет» - филиала ФГУП «ГКНПЦ им. М.В. Хруничева».
Адрес для переписки: e-mail: box86@mail.ru
Статья поступила в редакцию 10.03.2010 г.
© П. В. Тищенко, В. 11. Блинов, II. П. Иванов, Э. Г. Микула, Р. М. Хусаинов
Книжная полка
УДК 681.5
Харазов, В. Г. Интегрированные системы управления технологическими процессами (Текст): учеб. пособие для вузов по специальности 220201 «Управление и информатика в технических системах» / В. Г. Харазов. -2-е изд. - СПб.: Профессия, 2009. - 589, [ 1 ] с.: рис., табл. + 1 эл. опт. диск (СО-1ЮМ). - Библиогр.:с. 574-589. -ISBN 978-5-93913-176-6.
Во втором издании учебно-енравочпого пособия добавлены новые сведения и учтены пожелания специалистов по автоматизации и преподавателей.
В книге подробно рассмотрены интеллектуальные приборы контроля технологических параметров. Также описан широкий спектр программируемых логических контроллеров, приводится описание инструментальных сисгем программирования контроллеров. Даны сведения о новых БСАРА-системах, современных базах данных и СУБД, в том числе модели баз данных, архитектура доступа к данным, серверы баз данных и пр.
В обновленном разделе, посвященном сетевому оборудованию, приводятся характеристики промышленных сетей, в том числе 1п(1иБ1па1 ЕШегпе1, топология и методы доступа, описание активного оборудования. В завершающем разделе книги представлены системы верхнего уровня: ЕЯР-иМЕБ-сисгемы, информационные системы и системы проектирования.
