CC BY
67
УДК629.76 Р.Н. ИВАНОВ
Ю.А. КРАУС В.Л. ЛАНШАКОВ Е.В. ХОДОРЕВА
Омский государственный технический университет
ОПТИМИЗАЦИЯ
СТАРТОВЫХ СООРУЖЕНИЙ
РАКЕТ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ
Статья посвящена вопросам минимизации габаритных размеров стартовых сооружений ракетно-космических комплексов ракет космического назначения. Наряду с известными решениями авторами представлены свои схемно-конструктивные разработки, а также методика поиска оптимальных параметров стартового сооружения на основе метода геометрического программирования.
К ракетно-космическим комплексам (РКК) предъявляются повышенные требования по обеспечению надёжности их функционирования. При этом наиболее сложными и ресурсоёмкими являются космические средства выведения, включающие в себя кроме ракет космического назначения (РКП) технические и стартовые комплексы |СК).
Самым опасным, а следовательно, и наиболее ответственным этапом эксплуатации РКК является пуск РКН. Воздействие сверхзвуковых потоков продуктов сгорания двигательной установки |ДУ) РКН при этом может носить чрезвычайно разрушительный характер, как для технологического оборудования СК, так и ддя стартующей РКН. Несимметричное воздействие струи продуктов сгорания ДУ на газоотражатель обуславливает возникновение поперечных сил и моментов, действующих на РКН при старте, величины и направление которых могут вызвать аварийную ситуацию, и обратного потока, тепловое воздействие которого может привести к прогоранию корпуса РКН. Возникающие теплосиловые нагрузки на РКН максимальны при старте в сравнении с таковыми на других участках траектории.
Согласно [ 1 — 3|. безопасность функционирования СК и безопасность стартующей РКН во многом определяются выбором газодинамической схемы и параметров стартового сооружения 1СС), задачей которого является организованный отвод горячих газов продуктов сгорания ДУ, при котором теплосиловые нагрузки не превышают допустимых как для самой РКН. так и для оборудования СК
Раньше при выборе параметров СС в основном решалась задача повышения безопасности старта РКН. при этом СС представляли собой весьма громоздкие сооружения. В современных условиях обеспечение требуемого качества функционирования таких сложных технических систем как СК сопряжено с необходимостью максимальной экономии ресурсов различного вида (4). А следовательно, необходимо внедрять ресурсосберегающие технологии на все стадии проектирования, сооружения и эксплуатации РКК.
Одним из таких направлений развития ракетной техники в настоящее время является разработка универсальных ракетных комплексов (семейство
РКН «Ангара»), и ракетных систем с адаптивными свойствами [5]. Технический аспект адаптации РКК подразумевает реализацию таких проектных и конструкторских решений, которые обеспечивают приспособление эт их систем к конкретным условиям функционирования и позволяют гибко реагировать на угрозы, возникающие в ходе строительства и развития конкурирующих ракетных систем.
Одним из средств повышения адаптивных свойств всего РКК является включение в состав СК активных средств снижения теплосиловых нагрузок при старте. В качестве универсального средства снижения нагрузок на РН «Зенит» и стартовое сооружение было предложено введение воды в ядро струи ДУ с помощью специальных патрубков, внедренных в струю вплоть до оси 111. Снижение всех видов нагрузок достигалось за счет введения воды с расходом, превышающим расход топлива ДУ в 1,5 раза, в результате взаимодействия струи с водой существенно снижена се суммарная мощность и изменены газодинамических характеристик пусковой установки. Водяная сис тема снижения теплосиловых нагрузок на СК и корпус стартующей РКН применялась также в проектах РКК «Энергия» — «Буран» и «Морской старт» (1,2).
Проект «Морской старт» - это яркий пример решения задачи минимизации габаритных размеров СС. При решении вопросов газодинамики в нём были использованы, практически, все наработанные решения старта РН «Зенит». Путем применения водяной системы снижения нагрузок были обеспечены безремонтное использование пусковою устройства с газоотражателем и понижение газодинамических воздействий на ракету при старте. За счет использования новых схемно-конструктивных решений: двухскатного газоотражателя уменьшенных габаритов (с защитой ребра при вершине дополнительным патрубком подачи воды) вместо односкатного стало возможным разместить газоотражатель в пределах габаритов пусковой платформы.
На базе Омского государственного технического университета (ОмГТУ) были разработаны схемно-конструктивные решения направленные на снижение теплового воздействия обратного потока и поперечных нагрузок на РКН, уменьшение габаритов СС и повышение адаптивных свойств СК при высокой
безопасности и надёжности старта РКП. Условие отсутствия поздсйстния обратного потока на РКН основывается на том факте, что результирующий поток, возникающий в результате взаимодействия сгтутного и обратного потока, должен быть направлен к центру сопла, где он полностью эжектируется газовой струёй ДУ Это достигается за счёт обеспечения заданного скоростного напора воздуха в кольцевом зазоре между стенками СС и корпусом РКН, обусловленного высокой эжекционной способностью струи ДУ [б] или работой вентиляционной установки (7, 8]. Системы воздушного снижения теплового воздействия обратного потока на корпус РКН позволяют уменьшить габариты СС, модернизировать ужо существующие комплексы. Универ-сальносгь использования вентиляционной установки заключается в том, что до определенного предела скоростной напор воздуха можно регулировать, изменяя частоту вращения ротора.
При использовании таких систем на морских пусковых платформах отпадает необходимость в резервуарах для воды, а, следовательно, идёт экономия пространства и средств на оборудование. Если же такого рода системы применяются в стационарных СК полузаглубленного типа, то отпадает необходимость отвода воды из СС после запуска РКН.
Однако применение в качестве рабочего тела воды позволяет добиться больших скоростных напоров, гак как плотность воды во много раз больше плотности воздуха. Кроме того, в результате эжекции воды струёй ДУ, результирующий поток представляет собой паро'газо-жидкостную смесь, имеющую более низкую температуру и скорость, чем газовая струя ДУ. Благодаря этому исключается тепловое воздействие на корпус РКН, а также снижается тепловое воздействие на элементы СС. Схемы водяного снижения теплового воздействия обратного потока на РКН, разработанные на базе ОмГТУ,
представлены в работах (9, 10]. Математические модели газодинамических процессов при старте РКН, построенные па основе структурно-элементного метода приводятся в работах (11, 12).
В отличие от уже существующих систем водяного снижения теплосиловых нагрузок на корпус стартующей РКН вода подаётся но в ядро газовой струи ДУ, а в направлении отрыва газов обратного потока от газоотражательного устройства. Предложенные схемно-конструктивные решения позволяют уменьшить расход воды в 5 - 7 pan, по сравнению системой водяного снижения теплосиловых нагрузок, применяемой на РКК «Зенит» [2|.
Таким образом при поиске оптимальных параметров СС (при минимизации габаритных размеров СС) необходимо рассматривать как уже проверенные схемы |3.6-10], так и искать новые, а следовательно, метод оптимизации должен обладать высоким быстродействием поиска решении задачи минимизации и хорошей сходимостью.
Этим условиям отвечает метод геометрического программирования, однако при использовании его на практике, возникает необходимость разработки алгоритмов и программ, учитывающих высокую степень трудности — ci решаемой задачи геометрического программирования определяемой из выражения |13]:
d = n - m -1.
где п — количество позиномов, т - количество аргументов.
Ниже предлагается алгоритм, позволяющий учитывать высокую степень трудности решаемой задачи геометрического программирования, заключающийся в следующем:
1. Составляются матрицы коэффициентов следующего вида:
Рис 1. Блок-схема программного обеспечения для решения задач геометрического программирования
f«iМетод гсомсгрмчсся,ого Программнрчмйииаят) условной
-Г:1х|
Вялиите •oifJCCTiw гескм<»ил [i -7-j бвейите «оплйсгво г<-р.У»<чг«чй [з -7-j
Н«ем
Сокм»«ть
Загрузить
¡Для codaciw« мэомх таимо «r^ie стрелка •> и/м Erie
Рис. 2. Окно анода задачи геометрического программирования
(О 0 ... О
А>] =
âm ••• а.
j Г|ЫЬ"-пУХ- = п(с,)ь-i — 1 k = l i ~ 1
п
i = l k = 1 i = I
(3)
C =
( О С,
где n - количество позиномов, m - количество аргу-ментов, a,, - степень j-того аргумента в j-tom нозиноме. С, - коэффициент при ¿'-том позиноме.
2. Составляется матрица коэффициентов системы уравнений двойственных переменных:
Ь,=1
н
ZVS.-0
(1)
la„,-5j=0
и
где - двойственная переменная соответствующая у-тому позиному.
3. Система уравнений (1) решается методом Гаусса. решения которой имеют вид:
б; = Ьц, + £ Ь„, л ,
(2)
где b - матрица коэффициен тов решений;
г......г. - базисные переменные соответственно раВ-
НИе .....
Полученные решения записываются в матрицу размерностью n-d.
4. Решается система нелинейных уравнений относительно г»:
где s - количество ограничений;
Ск . Ск
>vjk -ZK, К, = X ь,,, 1-1 ill
где Gk - количество иозиномов в к-том ограничении 5. Определение оптимального значения функции:
v4SJsf(X)=nif) п^.
l.llO,,' k-l *
(4)
б. Оптимальные параметры находятся из систем уравнений для целевой функции (4)
С,-fix;,"=5,-V(S) i-i
C,nx'j'=ôrV(5) Cp П Xf1,1 я 5p V'(5)
(5)
и ограничении
III
m X
с.-пх;»' - ? i.i
(б)
Для реализации предложенного алгоритма разработана программа на языке программирования С + + Builder, блок-схема которой представлена на рис. 1.
Результат ..в
I Мим*цм функции F(X) - 27.394091657133
! M алсимум двсЛств«ннски Функции V(d) * 27.334031857133
G1 -1
; G2-1
G3-1
i XI-26,8517131731481
Х2 - 521382003С6713
Х3 = 6.22676135SS4584E-7
Х4 - 0,150230701146569
Рис.3.Окно результата задачи геометрического программирования
Для удобства ввода позино.мов разработаны два дополнительных компонента ТРовтогп и ТРипс1, ко торые позволяют осуществлять ввод данных в удобной для пользователя форме. Внешний вид программы представлен на рис. 2. а окно вывода результатов расчёта - на рис. 3.
Опыт применения показывает большое быстродействие программы даже при решении задачи высокой степени трудности, что позволяет выбирать газодинамическую схему СС на предварительном .этапе проектирования практически в диалоговом режиме по форме «вопрос - ответ».
Таким образом, при внедрении таких схем и методик. возможно, производи ть оптимизацию параметров СС не на крупномасштабных моделях как это описывалось в работах |'», 2], а на ЭВМ (с последующим испытанием на экспериментальных установках). Например: в основе решений газодинамики старта РН «Ангара» используются результаты, полученные в ходе отработки системы водоподачи РН «Зенит», и веде тся ее оптимизация на крупномасштабной модели М1:5 (2), причём испытания начинались при угле встречи струи с газоотражетелем менее 5е, а для комплекса «Энергия-Буран» было прведено 4000 экспериментов. Применение же методики, разработанной в ОмГТУ позволило бы значительно сэкономить время и средства, затрачиваемые на испытания.
Библиографический список
I Апетьян Н С. Основные научно-технические результаты исследований газодинамики старта ракетно-космического комплекса «Энергиял-нБуран» / Апстьяк Н С., Белошенко Б.Г.. Котов Р. Г.. Пелнпенко Л Ф-. Стерликов Н.Ф. Хотулев В А // Космонавтика и ракетостроение: - 2005 - N«41451 - С 48 — 51
2. Белошенко Б.Г. Использование в новых экономических условиях опыта экспериментальной отработки газодинамики старта и ее дополнение элементами математического моделирования / Б.Г. Белошенко. О.Н. Кудрявцев. А.В. Сафринов,
В.А. Хотулев. A.A. Шилов // Фундаментальные и прикладные проблемы космонавтики - 2003 г. С. 32 - 36.
3. Бармин И.В. Научно-технические задачи отработки газодинамики и акустики при старте ракет-носителей космического назначения / Бармин И.В.. Веселой M.B.. Паджев С.М. // Космонавтика и ракетостроение: - 2006. - N91(42) - С. 105- 113.
4. Зеленцов B.A. Ресурсосберегающие технологии создания и экс1ь\уатацин сложных систем / Зеленцов В А.. Ковалев А.П. / / Изв. вуз. приборостроение: - 2000. - Т43 - N«8 - С. 28-29
5. Дмитраков Ф.И. Методологические основы адаптации ракетных комплексов / Дмитраков Ф И // Космонавтика и ракетостроение: - 2006. - №4(45) - С. 143-149.
6. Патентна полезную модель N»29134 РФ; МПК7 F41F3/04. Ракетный комплекс полузаглубленного типа / Бельков В.I I Белькова C.B.. Дакшаков В.Л. (РФ). 2003. - 4 е.:ил.
7. Патент на полезную модель Ne 34712 РФ. MI1K 7 R1F 3/04. Ракетный комплекс полузаглубленного типа / Бельков В II.. Белькова С.В. Ланшаков В Л, Краус Ю.А. (РФ|; 2003. - 4с. ил.
8. Патент на полезную модель Ni 34713 РФ; МПК 7 F41F 3/04. Ракетный комплекс полуэаглублеиного типа / Бельков В.Н.. БельковаС.В.ЛаншаковВ.Л.. БолтаеваO.A. (РФ); 2003 - 4с.: ил.
9- Патент на полезную модель NV 40457 РФ. Ракетный комплекс полузаглубленного типа / В.! 1. Бельков, В.Л. Ланшаков. Ю.А. Краус, A.11. Морозова. Л.Г Карпеченко. И.И.Зубарев(РФ|: 2004. - 4 е.: ил.
10. Патент на полезную модель Nv 40458 РФ. Ракетный комплекс полузаглублен но юти na / U Н. Бельков. В.Л. Ланшаков, Ю.А. Краус, А.П. Морозова. А.Г Карпеченко (РФ); 2004. - 4 е.: ил.
11. Бельков В.11. Математическое моделирование гидрогало-динамических способов защиты ракеты космического назначения / В.Н. Бельков. Ю.А. Краус. В.Л. Ланшаков // Механика и процессы управлении / Труды XXXVI Уральского семинара -Екатеринбург. 2006. - Т1 - С 115- 124.
12. Бельков В II. Оптимизация ракетных комплексов с учетом газогидродинамнческих ограничений/ B.Jí Бельков. P.M. Иванов. А.Г. Карпеченко, Р.В Келекеев. В.Л. Ланшаков // Высокиетехнологии-2004 / Сборник трудов науч -тех. форума с международным участием - 2004. -42 - С. 32—3G.
13. Зенер К. Геометрическое программирование и техническое проектирование. - М.: Мир. 1973. - 111с.
ЛАНШАКОВ Владимир Лазаревич, дт.н., профессор кафедры «Транспорт и хранение нефти и газа, стандартизация и сертификация», директор СФ ОмГТУ.
ИВ/МЮВ Руслан Николаевич, аспирант кафедры «Транспорт и хранение нефти и газа, стандартизация и сертификация».
КРАУС Юрий Александрович, аспирант кафедры «Транспорти хранение нефти и газа, стандартизация и сертификация».
ХОДОРЕВА Елена Викторовна, аспирант кафедры «Транспорти хранение нефти и газа, стандартизация и сертификация».
Статья поступила в редакцию 27.11.06 г. © Ланшаков В.Л., Иванов Р.Н., Краус Ю.А., Ходорева Е.В.
