CC BY
61УДК 629.787: 629.7.012-013 DOI: 10.18698/2308-6033-2019-3-1857
Методика экспресс-оценки массовых и объемных характеристик спускаемых аппаратов
1 1 12 © В.Е. Миненко , А.В. Косенкова , С.Б. Быковский , А.Г. Якушев
1 МГТУ им. Н.Э. Баумана, Москва, 105005, Россия 2 АО «АэроКомпозит», Москва, 125284, Россия
Рассмотрен способ определения массовых и объемных характеристик спускаемых аппаратов на основе статистических данных по различным типам аппаратов-аналогов, а также с помощью полученных на основе статистического анализа аналитических зависимостей. Базовым принят аппарат-аналог спускаемого аппарата класса «Союз». Вычисление масс и объемов систем и агрегатов проведено по зависимостям от характерных размеров спускаемых аппаратов при уточнении аэродинамической формы и эргономических факторов, требующих перекомпоновки аппарата. Сделан вывод о том, что данный анализ применим для определения массовых и объемных характеристик спускаемых аппаратов на стадии эскизного проектирования, а представленный материал в перспективе можно использовать как дополнительный элемент для программного комплекса по выбору оптимальных форм спускаемых аппаратов.
Ключевые слова: несущий корпус, спускаемый аппарат, объемно-массовые характеристики, массовый анализ
Список принятых сокращений
АРГ — система автономной регистрации АСП — автоматика системы приземления АФУ — антенно-фидерные устройства БВУ — бортовые вентиляционные установки
БГ — балансировочный груз БКС — бортовая кабельная сеть ДМП — двигатели мягкой посадки ЗСП — запасная система парашютов К — силовая конструкция КСП — комплекс средств посадки КСС — комплекс средств спасения КЭ — кресла экипажа ОСП — основная система парашютов ПГ — полезный груз РЭА — радиоэлектронная аппаратура СА — спускаемый аппарат СИОС — система исполнительных органов спуска
СОГС — система обеспечения годового состава
СОЖ — система обеспечения жизнедеятельности
СПГС — система подачи газовой смеси СТР — система терморегулирования СУБК — система управления бортовым комплексом
СУД — система управления движением СЭС — система электроснабжения ТЗИ — теплозвукоизоляция ТЗП — теплозащитное покрытие ТПА — токопотребляющая аппаратура ФГ — функциональная группа ХСА — холодильно-сушильные агрегаты Э — экипаж
ЭПК — электропневмоклапаны
Введение. Определение массовых характеристик спускаемых аппаратов (СА) на стадии предварительного проектирования любой аэродинамической схемы в широком диапазоне габаритных размеров связано с решением многопараметрической задачи и представляет значительные технические трудности.
В процессе проектирования масса СА постоянно уточняется, зачастую в большую сторону (рис. 1).
Рассмотрим способ определения массовых и объемных характеристик СА, основанный на статистических данных по различным типам аппаратов-аналогов.
Рис. 1. Увеличение массы спускаемого аппарата в процессе проектирования:
GСА — текущая масса СА, кг; GСА — масса на стадии эскизного проектирования, кг; т — время, годы
Определение объемно-массовых характеристик традиционными методами может оказаться неточным, поэтому в качестве первого приближения для некоторого класса традиционных аэродинамических схем можно использовать эмпирические зависимости, полученные на основе статистического анализа объемно-массовых характеристик спускаемых аппаратов базовой формы «Союз».
Для вычисления масс и объемов систем и агрегатов используются в основном зависимости от характерного размера СА, например, диаметра Б (м) или длины Ь (м) аппарата (рис. 2) и некоторых параметров (критериев), таких, как скорость входа в атмосферу и аэродинамическое качество [1].
Эти зависимости позволяют проводить массовый анализ аэрокосмических аппаратов в достаточно широком диапазоне габаритных размеров при соблюдении требований к единообразию силовой схемы и с использованием традиционных методов проектирования системы теплозащиты.
Рис. 2. Характерные размеры для спускаемого аппарата классов «несущий корпус» (а) и «Союз» (б)
Параметрические исследования и массовый анализ в случае большого количества массовых и габаритных параметров целесообразно проводить с помощью метода распределения систем и конструктивных агрегатов (включая конструктивные элементы и теплозащиту) по характерным функциональным группам, зависящим от основных проектных параметров аппаратов [2, 3].
Функциональные группы систем и конструктивных элементов спускаемых аппаратов. Все системы и агрегаты СА распределены по функциональным группам (табл. 1). Используемая индексация систем СА принята в соответствии с применяемой на практике индексацией на некоторых ведущих предприятиях ракетно-космической отрасли в соответствии с литературными источниками [4].
Таблица 1
Распределение систем и агрегатов спускаемых аппаратов по функциональным группам
Номер функциональной группы Состав Описание
I Полезный груз, экипаж Характеристики полезного груза задаются в техническом задании на проект
II Система электроснабжения, бортовая кабельная сеть Массовые характеристики зависят от энергетических характеристик аппаратуры и оборудования, от программы научных экспериментов
Окончание табл. 1
Номер функциональной группы Состав Описание
III Система управления движением, система управления бортовым комплексом, радиоэлектронная аппаратура, система автономной регистрации, антенно-фидерные устройства, автоматика системы приземления Массовые и объемные характеристики определяются в соответствии с текущим уровнем развития в радиоэлектронике и компьютерной технике
IV Система обеспечения жизнедеятельности и система терморегулирования, кресла экипажа Массовые характеристики зависят от степени автономности аппарата, численности экипажа и объемно-компоновочных характеристик кабины экипажа
V Силовая конструкция, теплозащитное покрытие, комплекс средств посадки, система исполнительных органов спуска, внутренняя теплозвукоизоляция Элементы, массовые и габаритные характеристики которых определяются суммарными массовыми, объемными и инерционными характеристиками спускаемого аппарата
3
Суммарные массовые 0СА (кг) и объемные Уса (м ) характеристики СА выражают через элементы функциональных групп:
^СА = бфп + бфГП + ^ФГШ + ^ФГГУ + бф™ + + бБГ, (1)
УСА = Уфп + УфгП + Ушп + УфПу + Уфгv + Ур + Убг + Ус , (2)
где бфц^) — масса функциональных групп, кг; 0Р — резерв массы аппарата (около 5 % суммарной массы СА), кг; бБГ — масса балансировочного груза (до 10 % суммарной массы СА), кг; Ущьу) — объем функциональных групп, м3; УР — резерв объема аппарата, м3; УБГ — объем балансировочного груза, м ; УС — свободный объем аппарата, м3.
В дальнейшем воспользуемся удельной плотностью Т (т/м3) и коэффициентом плотности компоновки К элементов СА. Эти характеристики постоянно улучшаются, агрегаты и системы аппаратов становятся все более компактными, коэффициенты плотности компоновки стремятся к единице. За отправную точку принимаются характеристики для систем СА класса «Союз» (табл. 2).
Таблица 2
Удельные плотности и коэффициенты плотности компоновки элементов СА
класса «Союз»
Наименование элементов спускаемого аппарата Индекс Т, т/м3 К
экипаж э 0,8 1,1
Полезный груз ПГ 0,8 1,3
Система электроснабжения сэс 1,0 1,5
Бортовая кабельная сеть БКС 0,8 2,0
Система обеспечения жизнедеятельности СОЖ 0,3 1,5
Система терморегулирования СТР 0,3 1,5
Кресла экипажа Кэ 1,5 1,3
Комплекс средств посадки КСП 0,74 1,29
Система исполнительных органов спуска СИОС 0,5 1,3
Балансировочный груз БГ 11,3 1,1
Рассмотрим более подробно функциональные группы и их составные части.
Функциональная группа I. К этой группе относятся такие составные элементы, как экипаж (Э) и полезный груз (111 ) (см. табл. 1). На начальной стадии проектирования оговаривается численность
экипажа п э, принятая номинальная масса отдельного пилота Сэ, а
*
также приводятся сведения о свободном объеме V*, приходящемся на одного пилота (среднестатистическое значение). Также на стадии формирования технического задания на транспортный космический корабль или СА задаются данные о полезном грузе (выводимом на орбиту в СА и возвращаемом на Землю) в части его суммарной массы СПГ (кг) и плотности ТПГ (т/м ), а также предельные значения габаритов, определяющие во многом габаритные параметры кабины СА и, следовательно, его массу.
Габаритно-массовые характеристики составляющих элементов ФГ1 СФГ1 (кг) и рфП (м ) выражают следующим образом:
сфп = пэСэ + спг , (3)
Vфп = Гэ + Гпг + п эГс = п э (Сэ/Т э) Кэ + (Спг/Т пг) К
ПГ + п ЭVС, (4)
где п э — численность экипажа, чел.; Сэ — принятая номинальная масса отдельного пилота, кг; СПГ — масса полезного груза, кг; Уэк — объ-
3 3 *
ем экипажа, м ; ¥ПГ — объем полезного груза, м ; V* — свободный объем, приходящийся на одного человека в кабине аппарата, м ; Тэ —
3
удельная плотность пилота, кг/м ; Кэ — коэффициент плотности компоновки экипажа; Кпг — коэффициент плотности компоновки полезного груза в гермокабине.
Входящий в формулу для определения суммарного объема аппарата свободный объем У| (м3) определяет уровень комфорта кабины экипажа, а его расчет проводится отдельно для зоны установки кресел командира и бортинженера и для остальных членов экипажа. При этом принимается во внимание обеспечение благоприятных условий для командира и бортинженера по управлению кораблем, а также возможность покидания кабины аппарата после посадки в нерасчетных условиях.
Временной фактор также оказывает значительное влияние на величину свободного объема гермокабины. Условное зонирование транспортных средств по уровню комфорта [5] представлено на рис. 3.
* „з
1 -6 -5 4 3 2 1
Поршневые самолеты
/' Модули и отсеки
/ космической станции
Реактивные самолеты
/
Авиация (1-й класс)
Авиация (уплотненные сидения)
А /
/
/ Б
/
/
Междугородний автобус
В
Автомобиль Космический корабль
/..... Авиация местных авиалиний Г __ Д
Кабина спускаемого аппарата
О
1
т, Ч
Рис. 3. Зоны комфорта транспортных средств:
А — роскошные условия; Б — комфортные условия; В — ограниченные условия; Г — спартанские условия; Д — отсутствие комфорта
Функциональная группа II. К этой группе относится СэС, массовые и объемно-габаритные характеристики которой определяются программой работы СА, электропотреблением его систем (постоянных и пиковых нагрузок на СэС), а также типом аккумулирующих и генерирующих электроэнергию элементов системы. Пиковые токовые нагрузки на СэС определяются в основном работой пиротехнических систем на этапе обеспечения спуска и посадки.
В эту ФГ включают БКС, существенно зависящую от характеристик токопотребляющей аппаратуры и ряда компоновочных факторов. Соответственно, массу ФГ11 СФГ11 (кг) представляем в виде
СФГП = Ссэс + СБКС, (5)
где Ссэс — масса системы электропитания, кг; СБКС — масса бортовой кабельной сети, кг.
Программа работы аэрокосмических аппаратов предусматривает электропитание систем СА на участках выведения, орбитального полета, на внеатмосферном, атмосферном и посадочном участке спуска. Кроме того, часть систем должна функционировать и после посадки (СОЖ, СТР, радиосистемы и т. д.).
Если транспортный космический корабль выполняется по схеме «Союз», то в спускаемом аппарате размещаются элементы СэС, обслуживающие системы СА после его разделения с приборно-агрегатным и бытовыми отсеками.
Если не учитывать электрозатраты на специальные научные эксперименты на борту СА, то, исходя из уровня электропотребления приборных систем и конструктивных агрегатов СА класса «Союз» (СУД, СИОС, СУБК, АСП, СОЖ, СТР, РэА), запитываемых от блока аккумуляторных серебряно-цинковых батарей [6], оценивается емкость Е (А-час) СэС транспортного космического корабля класса «Союз» суммарно в 100 А-час, что с учетом пиковых нагрузок при работе пиротехнических систем обеспечивается аккумуляторной батареей массой 45 кг и объемом 38 дм3.
Указанная батарея обычно выполняется в герметичном варианте, что для СА класса «Союз» признано целесообразным.
Изменение программы работы аппарата, увеличение численности экипажа и, соответственно, габаритно-массовых параметров аппарата (переход к аппарату увеличенного объема) приводит к необходимости иметь на борту СА более мощную по сравнению с принятой за базовую систему электропитания.
Соответственно, изменяются также и массовые характеристики БКС. Так, для рассматриваемых альтернативных вариантов СА класса «Союз» увеличенного диаметра его СэС и БКС изменяются, начиная со спускаемых аппаратов с диаметром Б = 3 м, практически линейно.
Аналогичный рост массы СЭС и БКС отмечен и для аппаратов класса «несущий корпус», однако наличие аэродинамических управляемых щитков и дополнительных пиротехнических систем может привести к увеличению массы СЭС на 20...30 % по сравнению с СЭС СА класса «Союз» соответствующего объемно-габаритного ряда.
Замена серебряно-цинковых батарей на более емкие литиевые источники тока не приводит к существенному уменьшению массы ФГ.
Для проведения общих сопоставимых оценок массовых характеристик альтернативных схем аппаратов на начальном этапе проектирования достаточно корректно воспользоваться статистическими соотношениями, полученными для аппаратов класса «Союз», оборудованных серебряно-цинковыми герметичными аккумуляторными батареями.
Массу системы электроснабжения Осэс (кг) выражают зависимостью
Осэс = Кэ ЕЫр = 0,45Е, (6)
где Кэ — коэффициент эффективности батареи (0,45 кг/А-ч — для серебряно-цинковых батарей в герметичном исполнении); Е — емкость, А-час; Ыр — степень резервирования СЭС по жизненно важным системам (СУД, СИОС, АСП, пиротехническим устройствам и т. д.), которая принимается равной от 1 до 2 (1 — без резервирования, 2 — с полным резервированием).
Массу бортовой кабельной сети СБКС (кг) представляем в виде статистической зависимости от массы токопотребляющей аппаратуры (ТПА) СТПА (кг) и, соответственно, габаритных размеров аппарата (рис. 4).
^БКС'
Рис. 4. Зависимость массы бортовой кабельной сети от массы токопотребляющей аппаратуры:
1 — спускаемый аппарат класса «Союз»; 2 — малоразмерный аппарат
Статистическую зависимость массы БКС от массы ТПА для СА класса «Союз» описывает следующая формула:
Сбкс = (2,11 • 10-4) Стпа +(3,99 • 10-2) Стоа + 41. (7)
Для СА класса «Союз» масса ТПА принимается равной 1000 кг.
Таким образом, объем ФГП Уфгп (м ) выражают в виде
уфгП = усэс + убкс = ( ссэс/ тсэс ) ксэс +( &бкс/т бкс ) кбкс. (8)
Функциональная группа III. К этой группе относятся системы и агрегаты, на массу и габаритные характеристики которых не оказывают влияния массовые и габаритные характеристики СА, численность экипажа и автономность аппарата.
Масса и габариты этих систем зависят главным образом от состояния дел в отрасли, производящей эту аппаратуру, и от степени резервирования систем на борту аппарата.
В группу входят следующие системы аппарата: СУД, СУБК, РЭА, АРГ (или «черный ящик»), АФУ, АСП.
Массу бфгш (кг) и объем УФГ1п (м ) третьей функциональной группы представляем в виде
бФГШ = бСУД + бСУБК + бРЭА + бАРГ + бАФУ + бАСП, (9)
УФГШ = УСУД + УСУБК + УРЭА + УАРГ + УАФУ + УАСП. (10)
Для объектов класса «Союз» характеристики по массе и объему систем ФГШ находятся в следующих пределах:
аФПП = 235...360 кг, УФГ111 = 0,330...0,550 м3.
Большие значения относятся к многофункциональным аппаратам увеличенных габаритов и усложненного приборного комплекса.
Функциональная группа IV. К этой группе относятся системы, массовые и габаритные характеристики которых зависят от численности экипажа и автономности аппарата (число суток автономной работы без кооперированной работы с орбитальной станцией).
В группу входят следующие системы аппарата: СОЖ, СТР, КЭ.
В СОЖ [7] входят средства подачи газовой смеси, регенерацион-ные устройства, средства водообеспечения, питания, ассенизационные устройства, средства аварийного обеспечения после разгерметизации СА, скафандры и сопутствующее оборудование, одежда, гидрокомбинезоны, средства медицинского обеспечения, носимый аварийный запас.
К элементам СТР, находящимся в СА и входящим в общую систему терморегулирования транспортного космического корабля, от-
носятся агрегаты холодильно-сушильные, средства подачи теплоносителя.
Габаритно-массовые характеристики составляющих элементов ФГ1У — бфпу (кг) и КФПу (м ) можно выразить следующим образом:
бфпу = ^сож + ^стр + бкэ, (11)
^ФПУ = ^СОЖ + ^СТР + ^КЭ = КСОЖ (^СОЖ /^СОЖ ) + (12)
+ кстр (^стр / ^стр ) + ккэ (^КЭ / ^ КЭ ).
Проанализируем массовые характеристики СОЖ и СТР для СА класса «Союз» и класса «несущий корпус» (табл. 3-6).
Таблица 3
Состав и масса элементов системы жизнеобеспечения спускаемого аппарата СА класса «Союз» в зависимости от численности экипажа
Элемент Масса элемента, кг
Численность экипажа, чел.
1 3 4 5 6 8
Скафандр 10 30 40 50 60 80
Медицинский пояс, шлемофон, белье 1,2 3,6 4,8 6 7,2 9,6
Полетный костюм 4 12 16 20 24 32
Плавсредства 1,6 4,8 6,4 8 9,6 12,8
Бортовая вентиляционная установка 9 9 12 15 18 24
Система обеспечения газового состава 32 32 44 49 52 70
Система подачи газовой смеси 20 20 29 31 34 38
Автоматика комплекса средств спасения при разгерметизации 9,8 9,8 9,8 9,8 9,8 9,8
Баллоны с кислородом 3,8 3,8 5,2 6,5 7,6 10,4
Система наддува вытеснитель-ных емкостей парашютных систем 9,6 9,6 11,6 14 16 18
Бортовые рационы питания и водообеспечения 1,5 2,5 4 5,5 7 9
Медицинское оборудование 1,5 1,5 1,5 1,5 1,5 1,5
Носимый аварийный запас 20 44 55 67 77 100
Бортовая документация 6 6 6 6 6 6
Суммарная масса 130,0 188,6 243,3 289,3 339,7 421,1
Таблица 4
Состав и масса элементов системы жизнеобеспечения спускаемого аппарата класса «несущий корпус» в зависимости от численности экипажа
Элемент Масса элемента, кг
Численность экипажа, чел.
1 3 4 5 6 8
Скафандр 10 30 40 50 60 80
Медицинский пояс, шлемофон, белье 1,2 3,6 4,8 6 7,2 9,6
Полетный костюм 4 12 16 20 24 32
Плавсредства 1,6 4,8 6,4 8 9,6 12,8
Бортовая вентиляционная установка, шланги, переходники 12 12 15 18 21 27
Система обеспечения газового состава 71 71 95 117 142 181
Система подачи газовой смеси 95 95 107 139 159 213
Заправочная система 28,8 28,8 39,2 48,5 57,6 78,4
Автоматика комплекса средств спасения при разгерметизации 9,8 9,8 9,8 9,8 9,8 9,8
Баллоны с кислородом 3,8 3,8 5,2 6,5 7,6 10,4
Система наддува вытесни-тельной емкости парашютной системы 10 10 14 18 20 24
Бортовые рационы воды и питания, чехлы, патронташи, средства приема воды 47,8 47,8 63,5 81,5 93,6 124
Ассенизационное устройство 15 15 20 25 30 40
Медицинское оборудование 2 2 2 2 2 2
Носимый аварийный запас 20 44 55 67 77 100
Бортдокументация 6 6 6 6 6 6
Суммарная масса 338,0 395,6 498,9 622,3 726,4 950,0
К системе обеспечения газового состава относят датчики, клапаны, газоанализатор, патроны очистки атмосферы, блок вентиляционных устройств, регенерационные патроны, трубопроводы; к системе подачи газовой смеси — баллоны кислородные, баллон комплекса средств спасения при разгерметизации аппарата, клапаны заправочные, редукторы, фильтры, электропневмоклапаны. В носимый аварийный запас входит контейнер с водой и пищей, лагерное снаряжение, радиосигнальные устройства, гидрокомбинезоны, теплозащитные костюмы.
Таблица 5
Состав и масса элементов системы терморегулирования и вентиляции спускаемого аппарата класса «Союз» в зависимости от характерного диаметра аппарата
Масса элемента, кг
Элемент Диаметр спускаемого аппарата, м
2,2 3 4 5
Холодильно-сушильные агрегаты 12 18 22 28
Ручной насос откачки конденсата 1 1 1 1
Емкость для сбора конденсата 3 4 5 6
Распределительный и дренажный клапаны 1 1 1 1
Пироклапаны и фильтры 4 4 4 4
Датчики температуры и гидроразъемы 3 3 3 3
Электрообогреватель иллюминаторов 1 1 1 1
Трубопроводы 5 7 9 12
Заправка системы теплоносителем 4 6 7 10
Вентиляционные устройства 9 10 11 12
Суммарная масса 43 55 64 78
Таблица 6
Состав и масса элементов системы терморегулирования спускаемого аппарата класса «несущий корпус» в зависимости от длины аппарата
Элемент Масса элемента, кг
Длина аппарата, м
6 7 8 9 10
Холодильно-сушильные агрегаты 24 24 24 36 48
Емкость для сбора конденсата 3 4 5 6 7
Ручной насос для откачки конденсата 1 1 1 1 1
Распределительные и дренажные клапаны 2 2 2 2 2
Пироклапаны и фильтры 6 6 6 6 6
Датчики температуры и гидроразъемы 4 4 4 4 4
Трубопроводы 14 19 23 28 33
Заправка системы теплоносителем 7 10 12 14 17
Вентиляционные установки 11 12 13 14 15
Автоматика системы* 8 8 8 8 8
Электрообогреватель иллюминаторов 2 2 2 2 2
Суммарная масса СТР 82 92 100 121 143
* В том числе блок автоматического переключения, усилитель-коммутатор, блок автоматического включения.
Масса КЭ принимается равной от 60 до 124 кг в зависимости от наличия амортизации и систем разворота [8].
Функциональная группа V. К этой группе относятся системы и агрегаты, массовые и габаритные характеристики которых зависят от массовых, инерционных и габаритных параметров СА (т. е., по сути, от формы СА). К этим системам относятся КСП, СИОС, К, ТЗП, ТЗИ.
Соответственно, масса СФГу (кг) и объем УФГу (м ) ФГУ можно представить в виде
сфгу = сксп + ссиос + ск + стзп + стзи , (13)
УФГУ = УКСП + УСИОС + УК + УТЗП + УТЗИ =
= кксп (сксп/Тксп ) + ксиос (ссиос/ ТСИОС ) + ^К^К + (14)
+ ^ТЗП8ТЗП + ^ТЗИ8 ТЗИ,
где ^к — площадь поверхности силовой конструкции СА, м2; 8 к — приведенная толщина силовой конструкции, м; £тзп — площадь теплозащиты, м2; 8тзп — приведенная толщина теплозащиты, м; ^тзи — площадь внутренней тепло звукоизоляции, м2; 8ТЗИ — приведенная толщина внутренней тепло звукоизоляции, м.
После тщательного анализа СА класса «Союз» и ряда аппаратов-аналогов были получены статистические зависимости по элементам ФГУ. Рассмотрим их подробнее.
Конструкция и теплозащита. При проведении проектных исследований по спускаемым аппаратам самое пристальное внимание, как правило, уделяется массовым характеристикам К и ТЗП. Применительно к К и ТЗП аппаратов схемы «Союз» подходят следующие статистические зависимости:
СК = 285,602 - 673,60 + 847,6, (15)
СТЗП = 77,9802 + 7,790 + 51,41, (16)
где О — характерный диаметр С А, м.
Объемы К и ТЗП зависят от их площадей и приведенных толщин. Приведенная толщина — это некая условная величина, которую можно представить в виде функции от характерного диаметра СА (рис. 5).
Рис. 5. Зависимость приведенных толщин конструкции, теплозащитного покрытия и внутренней теплозвукоизоляции от характерного диаметра спускаемого аппарата:
1 — 8К = 28 + 14,55,0; 2 — 5ТЗП = 31 + 8,80; 3 — 5ТЗИ = 12 + 3,60>
Комплекс средств посадки. Масса комплекса средств посадки капсульных аппаратов класса «Союз», использующих парашютно-реактивную систему посадки, в первом приближении определяется зависимостью
оксп = 1,11 -10-6 (оса)2 + 0,0710СА + 63,15, (17)
где ОС а — масса спускаемого аппарата (без КСП), кг.
Состав и масса элементов КСП для СА класса «Союз» представлены в табл. 7.
Таблица 7
Элементы комплекса средств посадки спускаемого аппарата класса «Союз» и их масса в зависимости от массы спускаемого аппарата (без комплекса
средств посадки)
Наименование элемента комплекса средств посадки спускаемого аппарата, кг Масса спускаемого аппарата, кг
2733 3659 4583 5509 6435 7359 8280 9186
Основная парашютная система [9] 110 147 184 220 257 294 332 380
Запасная парашютная система 85 113 142 170 198 227 260 297
Двигатели мягкой посадки 21 27 34 41 48 55 61 68
Вытеснительные емкости ОСП и ЗСП 6 9 12 15 17 20 22 24
Автоматика системы приземления 45 45 45 45 45 45 45 45
Суммарная масса 267 341 417 491 565 641 720 814
Система исполнительных органов спуска. Система исполнительных органов спуска [10] обладает некоторыми свойствами систем ФГШ. В данном случае это относится к пневмогидроавтоматике, измерительной аппаратуре и отдельным агрегатам. Масса СИОС определяется многими факторами, к важнейшим из которых следует отнести программу спуска, тип применяемого в СИОС топлива, габаритно-инерционные и аэродинамические характеристики СА, схему размещения микрореактивных двигателей, степень резервирования каналов управления и принятый закон аварийности элементов на участке спуска. Расход топлива СИОС в основном составляют расходы на управление аппаратом на участке спуска в атмосфере (развороты по крену, управление по крену и тангажу), на демпфирование колебаний аппарата на участке спуска и на ориентацию аппарата на внеатмосферном участке.
Для хорошо исследованной схемы СА «Союз», где в качестве топлива СИОС выбран концентрированный пероксид водорода, предусмотрен двойной запас топлива в баках системы в расчете на аварийный сброс топлива из одного из баков в случае возникновения каких-либо неполадок в системе. Реальный расход топлива на участке спуска по каналу крена (управление подъемной силой) составляет 8... 12 кг, расход топлива по каналам тангажа и рыскания не превосходит 3... 6 кг для СА массой около 3 т.
Проведенные проектные проработки по некоторым перспективным объектам (СА класса «Союз» увеличенного диаметра и ряд альтернативных вариантов СА) показали монотонное возрастание массы топлива и всей СИОС, которое можно выразить статистической зависимостью
Ссиос = 16,39 О2 + 37,330 - 56,47. (18)
О балансировочном грузе спускаемого аппарата. Не выявлено практически ни одной конфигурации аэрокосмического летательного аппарата ни среди аппаратов «скользящего» типа, ни среди аппаратов класса «несущий корпус», у которой аэродинамический центр давления был бы приближен к центрам тяжести объема и поверхности, т. е. к центру тяжести К, ТЗП и оборудования, когда потребная центровка аппарата обеспечивалась бы компоновочными средствами (компоновка оборудования и полезной нагрузки) и не возникало бы необходимости введения в состав аппарата специальных БГ.
При известном несовершенстве компоновки и для парирования технологических отклонений масса БГ может составить от 5 до 8 % суммарной массы аппарата.
Так, для спускаемых аппаратов классов «Союз» и «Аполлон» масса установленных на борт балансировочных грузов достигает порядка 150 и 450 кг соответственно.
Заключение. Для компоновочной схемы СА класса «Союз» и для аппаратов класса «несущий корпус» варьирование габаритными размерами показывает монотонное возрастание объемно-массовых характеристик.
Объемно-массовые характеристики первого приближения после проведенного анализа можно определить одновременно с уточнением аэродинамической формы и эргономических факторов, требующих перекомпоновки аппарата. Анализ удобно применять при определении массовых и объемных характеристик СА на стадии эскизного проектирования, а представленный материал в перспективе можно использовать как дополнительный элемент для программного комплекса по выбору оптимальных форм СА.
ЛИТЕРАТУРА
[1] Миненко В.Е., Агафонов Д.Н., Якушев А.Г., Елисеев А.Н. Проектный, аэродинамический и термобаллистический анализ спускаемого аппарата класса «несущий корпус». Наука и образование, 2015, № 10.
DOI: 10.7463/1015.0815132
[2] Безвербый В.К., Зернов В.Н., Перелыгин Б.П. Выбор проектных параметров летательных аппаратов. Москва, МАИ, 1984, 375 с.
[3] Акопов М.Г., Бекасов В.И., Долгушев В.Г., Евсеев А.С., Каллиопин А.К., Локшин М.А., Малышев Е.А., Матвеенко А.М., Мещерякова Т.П., Павлов А.С., Петров Ю.М., Ружицкая В.В., Северин Г.И., Скиданов С.Н., Стерлин Г.А., Шустров Ю.М. Системы оборудования летательных аппаратов. Москва, Машиностроение, 2005, 558 с.
[4] Семенов Ю.П., Лопота В.А. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва 1946-1996 (Кн. 1). Королев, РКК «Энергия», 1996, 675 с.
[5] Миненко В.Е., Быковский С.Б., Семененко А.Н. Степень комфортности кабины спускаемых аппаратов капсульной формы. Аэрокосмический научный журнал, 2017, № 2, с. 17-33.
[6] Сизов Н.И., Шабловский В.К. Бортовые источники электропитания. Москва, Воениздат, 1973, 99 с.
[7] Иванов Д.И., Хромушкин А.И. Системы жизнеобеспечения человека при высотных и космических полетах. Москва, Машиностроение, 1968, 252 с.
[8] Северин Г.И., Рабинович Б.А. Проектирование амортизационного кресла пилота летательного аппарата. Москва, Издательство МАИ, 1987, 59 с.
[9] Лобанов Н.А. Основы расчета и конструирования парашютов. Москва, Машиностроение, 1965, 364 с.
[10] Беляев Н.М., Уваров Е.И. Расчет и проектирование реактивных систем управления космических летательных аппаратов. Москва, Машиностроение, 1974, 200 с.
Статья поступила в редакцию 18.12.2018
Ссылку на эту статью просим оформлять следующим образом:
Миненко В.Е., Косенкова А.В., Быковский С.Б., Якушев А.Г. Методика экспресс-оценки массовых и объемных характеристик спускаемых аппаратов. Инженерный журнал: наука и инновации, 2019, вып. 3.
http://dx.doi.org/10.18698/2308-6033-2019-3-1857
Миненко Виктор Елисеевич — д-р техн. наук, профессор кафедры «Космические аппараты и ракеты-носители» МГТУ им. Н.Э. Баумана. Автор 120 научных трудов в области проектирования аэрокосмических возвращаемых аппаратов. e-mail: departm1@sm.bmstu. ru
Косенкова Анастасия Владимировна — аспирант кафедры «Космические аппараты и ракеты-носители» МГТУ им. Н.Э. Баумана. Область научных интересов — проектирование космических аппаратов, механика жидкости и газа, тепломассопе-ренос. e-mail: madam.amazonka83@yandex.ru
Быковский Сергей Борисович окончил Харьковский авиационный институт. Область научных интересов — баллистика и динамика полета. Автор пяти статей в области проектирования аэрокосмических аппаратов. e-mail: goodday1122@mail.ru
Якушев Александр Геннадьевич — инженер-конструктор II категории АО «АэроКомпозит». Область научных интересов — проектирование летательных аппаратов, расчет на прочность летательных аппаратов, математическое моделирование, аэрогидродинамика. e-mail: alexander.yakushev@gmail.com
Techniques for express-evaluation of mass and volume characteristics of descent vehicles
© V.E. Minenko 1, A.V. Kosenkova1, S.B. Bykovsky1, A.G. Yakushev2
1 Bauman Moscow State Technical University, Moscow, 105005, Russia 2 Aerocomposit JSC, Moscow, 125284, Russia
The article considers the method of determining the mass and volume characteristics of descent vehicles (DV) based on statistical data on various types of similar vehicles, as well as on using analytical dependencies obtained on the basis of a statistical analysis. Descent module of "Soyuz" class was adopted as the basic version of the device-analog. The dependences allow performing mass analysis of aerospace vehicles in a fairly wide range of overall dimensions, where the requirements for uniformity of the power circuit are maintained and traditional methods of designing a thermal protection system are used. To calculate the masses and volumes of the systems and units, dependencies on the characteristic dimensions of the DV are mainly used, which, as a first approximation, makes it easy to determine the DV volume-mass characteristics when refining the aerodynamic shape and ergonomic factors which require device reconfiguration. This analysis is convenient to use when determining the mass and volume characteristics of an DV at the stage of preliminary design, and the presented material, in perspective, can be used as an additional element for a software package for choosing optimal forms of DV.
Keywords: "Soyuz" vehicle, all-body, descent vehicle, volume-mass characteristics, mass analysis
REFERENCES
[1] Minenko V.E., Agafonov D.N., Yakushev A.G., Eliseev A.N. Nauka i obra-zovanie: electronnyy nauchno-tekhnicheskiy zhurnal — Science and Education: Electronic Scientific and technical Journal, 2015, no. 10. DOI: 10.7463/1015.0815132
[2] Bezverbyy V.K., Zernov V.N., Perelygin B.P. Vybor proektnykh parametrov letatelnykh apparatov [Selecting the aircraft design parameters]. Moscow, MAI Publ., 1984, 375 p.
[3] Akopov M.G., Bekasov V.I., Dolgushev V.G., Evseev A.S., Kalliopin A.K., Lokshin M.A., etc. Sistemy oborudovaniya letatelnykh apparatov [Aircraft Equipment Systems]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 2005, 558 p.
[4] Semenov Yu.P., Lopota V.A. Raketno-kosmicheskaya korporatsiya "Energiya" imeni S.P. Koroleva 1946-1996 (Book 1) [S.P. Korolev Rocket and Space Corporation "Energiya". 1946-1996. (Book 1)]. RKK "Energiya" Publ., 1996, 675 p.
[5] Minenko V.E., Bykovsky S.B., Semenenko A.N. Aerokosmicheskiy nauchnyy zhurnal — Aerospace Scientific Journal, 2017, vol. 3, no. 2, pp. 17-33.
[6] Sizov N.I., Shablovsky V.K. Bortovye istochniki elektropitaniya [Onboard electric power supplies]. Moscow, Voenizdat Publ., 1973, 99 p.
[7] Ivanov D.I., Khromushkin A.I. Sistemy zhizneobespecheniya cheloveka pri vysotnykh i kosmicheskikh poletakh [Human life support systems for high-altitude and space flights]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 1968, 252 p.
[8] Severin G.I., Rabinovich B.A. Proektirovanie amortizatsionnogo kresla pilota letatelnogo apparata [Design of a shock-absorbing seat for an aircraft pilot]. Moscow, MAI Publ., 1987, 59 p.
[9] Lobanov N.A. Osnovy rascheta i konstruirovaniya parashutov [Basics of parachute calculation and design]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 1965, 364 p.
[10] Belyaev N.M., Uvarov E.I. Raschet i proektirovanie reaktivnykh system upravleniya kosmicheskikh letatelnykh apparatov [Analysis and design of jet control systems for a spacecraft]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 1974, 200 p.
Minenko V.E., Dr. Sc. (Eng.), Professor, Department of Spacecraft and Launch Vehicles, Bauman Moscow State Technical University, author of 120 research publications in the field of development of aerospace reentry vehicles. e-mail: departm1@sm.bmstu.ru
Kosenkova A.V., Postgraduate student, Department of Spacecraft and Launch Vehicles, Bauman Moscow State Technical University. Research interests: spacecraft design, fluid mechanics, heat and mass transfer. e-mail: madam.amazonka83@yandex.ru
Bykovsky S.B., Bauman Moscow State Technical University. Research interests: flight ballistics and dynamics. Author of 5 research publications in the field of aerospace vehicle design. e-mail: goodday1122@mail.ru
Yakushev A.G., Design Engineer of the second category, Aerocomposit JSC. Research interests: aircraft design, aircraft strength analysis, mathematical modeling, aero-hydrodynamics. e-mail: alexander.yakushev@gmail.com
