CC BY
42Решетневскце чтения
В связи с этим остро встает вопрос разработки и создания надежных ракет и ракет-носителей. При проектировании ракеты, одной из основных проблем, возникающих перед инженером-проектировщиком, встает проблема выбора основных проектных параметров (ОПП) ракеты. Под таковыми понимаются относительные параметры конструкции ракеты, определяющие основные весовые и баллистические характеристики ракеты. Их иногда называют критериями баллистического подобия ракеты. Удобно принимать в качестве основных проектных параметров ракеты, как на жидком, так и твердом топливе, следующие величины: относительный конечный вес ракеты дк, удельный импульс тяги в пустоте /уд.п, коэффициент пустотного приращения аэ, стартовую нагрузку на тягу vo и стартовую нагрузку на мидель рм. В случае многоступенчатой ракеты каждый из названных параметров относится к отдельной ступени. Критерием рациональности основных проектных параметров является соответствие их комбинации наилучшим экономическим показателям проектируемой ракеты при заданных ее летных характеристиках. В качестве экономических показателей могут быть приняты минимальный стартовый вес ракеты или минимум стоимости одного выстрела. Под основными летными харак-
теристиками понимаются дальность полета L в случае баллистической ракеты или скорость и высота полета в конце активного участка (АУТ) траектории в случае ракет-носителей [1; 2].
В данной работе предлагается автоматизировать процесс выбора ОПП (весовой и баллистический анализ), а также расчет траектории полета. На базе методов проектирования в программном пакете Maple составляется программа, которая на основании исходных данных проводит баллистический и весовой анализы. Также рассчитывается траектория полета ракеты или ракеты-носителя и дается рекомендация к выбору аэродинамической и конструктивной компоновки. Предлагаемая программа может применяться в учебном процессе, а также на этапе эскизного и предэскизного проектирований.
Библиографические ссылки
1. Компьютерное моделирование основных проектных параметров летательных аппаратов : метод. указания / сост. В. В. Кольга, В. И. Горностаев ; Сиб. аэрокосмич. акад. Красноярск, 1998.
2. Основы проектирования ракет : учеб. пособие / Г. В. Белов, С. И. Зоншайн, А. П. Оскерко. М. : Машиностроение, 1974.
V. V. Kolga, D. A. Litvyakov, A. S. Sukhanov Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev, Russia, Krasnoyarsk
AUTOMATION OF THE SELECTION OF PRIMARY DESIGN PARAMETERS OF A MULTISTAGE ROCKET
The solution of the problem of choosing the main rocket design parameters by means of the calculation automation with the software is presented.
© Кольга В. В., Литвяков Д. А., Суханов А. С., 2012
УДК 629.78
Д. В. Курочкин
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева (Национальный исследовательский университет), Россия, Самара
ОСОБЕННОСТИ МОДЕЛИРОВАНИЯ МЕЖПЛАНЕТНЫХ ПЕРЕЛЕТОВ С ЭЛЕКТРОРЕАКТИВНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ
Описывается метод решения задачи проектно-баллистической оптимизации межпланетных перелетов для космического аппарата (КА) с электрореактивной двигательной установкой (ЭРДУ). Получены решения краевой задачи об оптимальности управления для перелета с минимальными затратами рабочего тела при фиксированной длительности. Анализируется изменение расхода рабочего тела на перелет Земля - Марс при различных параметрах космического аппарата.
Электрореактивные двигательные установки успешно применяются как корректирующие на КА для поддержания параметров околоземной орбиты, а также как маршевые на К А для исследования планет. Эффективность использования ЭРДУ для межпланетных перелетов была доказана практически несколь-
кими современными проектами. Для таких миссий характерны малые запасы рабочего тела на борту КА, длительные сроки формирования орбит, сложные баллистические схемы перелета к целевому космическому телу, дополнительные программы исследования попутных планет при осуществлении гравитаци-
Проектирование и производство летательных аппаратов, космические исследования и проекты
онных маневров. Межпланетные миссии с ЭРДУ обеспечивают необходимую экономическую эффективность проектов.
Задача поиска оптимальных проектно-баллисти-ческих параметров межпланетных КА предполагает наличие методов и инструментов моделирования и оптимизации. Актуальные методики моделирования и оптимизации сложных межпланетных миссий могут быть созданы по результатам численных экспериментов. Анализируя множество оптимальных решений, можно создать базу данных, что позволит получать предварительные заключения об эффективности планируемой миссии при заданных проектно-баллисти-ческих параметрах КА, рассчитывать массогабарит-ные характеристики аппарата, моделировать его внешний облик. В дальнейшем результаты предварительных оценок могут быть уточнены на моделях более высокого уровня.
В результате проведенных исследований был разработан метод моделирования и оптимизации проект-но-баллистических параметров межпланетных КА, создан программный комплекс для осуществления расчетов, получен массив данных и построены графические зависимости для отдельных диапазонов исходных параметров КА.
Постановка задачи проектно-баллистической оптимизации и описание способа решения. Необходимо найти параметры, обеспечивающие оптимальное управление вектором тяги КА для перелета с минимальной продолжительностью, а также для перелета с минимальным расходом рабочего тела.
Рассматривается сложный межпланетный перелет при следующих параметрах и ограничениях:
1) оптимизируются гелиоцентрические участки траектории;
2) учитываются изменения фазовых координат при осуществлении гравитационных маневров;
3) участки формирования исходной и конечной орбит возле планет не рассматриваются;
4) ЭРДУ используется в качестве маршевой на КА;
5) используется солнечная энергетическая установка;
6) орбиты планет приняты компланарными и круговыми.
Для решения поставленной задачи был разработан программный комплекс, позволяющий проводить оптимизацию и моделирование межпланетных перелетов. В основе алгоритма решения задачи оптимального управления - принцип максимума Понтрягина, который позволяет перейти к краевой задаче [1]. Для непосредственного моделирования перелета используется метод Рунге-Кутты 4-го порядка. Для оптимизации параметров используется метод Нелдера-Мида.
Анализ результатов моделирования и оптимизации межпланетных перелетов. Были найдены значения проектно-баллистических параметров КА, обеспечивающих оптимальное управление при минимальных временных затратах миссии и минимальных затратах рабочего тела [2]. Сравнивались различные
схемы перелета к Юпитеру с гравитационными маневрами у Венеры и Марса.
Отдельно рассматривались задача учета эллиптичности орбиты Марса и задача поиска областей допустимых исходных параметров.
По результатам поиска оптимальных параметров управления на траектории Земля - Марс были построены графические зависимости расхода рабочего тела при различных значениях скорости истечения и начального уровня ускорения ЭРДУ [3]. Представлена зависимость расхода рабочего тела при различных радиусах конечной орбиты с учетом затрат на выравнивание конечной скорости КА со скоростью Марса (см. рисунок).
1,33 1,38 1,43 1,42 1,53 1,58 1,63
Зависимости относительного расхода рабочего тела от радиуса конечной орбиты и начального уровня ускоре -ния при скорости истечения 30 км/с
Разработанные методы позволяют на ранних этапах планирования межпланетной миссии получить данные об оптимальных баллистических схемах. Получен и проанализирован массив данных по оптимальным траекториям перелета Земля - Марс при различных исходных параметрах миссии. Результаты могут быть использованы для оценки эффективности планируемой миссии, а также могут служить первым приближением для более точных расчетов.
Библиографические ссылки
1. Старинова О. Л. Расчет межпланетных перелетов космических аппаратов с малой тягой. Самара : Изд-во Самар. науч. центра РАН, 2007.
2. Курочкин Д. В., Старинова О. Л. Методика баллистического проектирования межпланетного космического аппарата с электрореактивной двигательной установкой с использованием гравитационных маневров // Сб. тр. XIV Всерос. науч.-техн. семинара по управлению движением и навигации летательных аппаратов. Самара, 2009. С 136-140.
3. Курочкин Д. В., Старинова О. Л. Анализ результатов моделирования межпланетных перелетов с электрореактивной двигательной установкой // Изв. Самар. науч. центра Рос. акад. наук. Т. 14, № 4. Самара, 2012. С. 306-311.
Решетневские чтения
D. V. Kurochkin
Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University), Russia, Samara
FEATURES OF MODELLING OF INTERPLANETARY FLIGHTS WITH ELECTRIC PROPULSION ENGINES
Method to solve the problem of design-ballistic optimization of interplanetary flights for the spacecraft with electric propulsion engines is given. Solutions of the boundary-value problem regarding self-optimizing control for the flight with the minimum working body input at the fixed duration are received. Change of a working body input for Earth-Mars flight is analyzed at various parameters of the spacecraft.
© KypoHKHH fl. B., 2012
УДК 60:62:167.7
В. И. Медведев
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Россия, Красноярск
ОБ ОБЕСПЕЧЕНИИ КАЧЕСТВА И ЭФФЕКТИВНОСТИ СЛОЖНЫХ ИЗДЕЛИЙ МАШИНОСТРОЕНИЯ С УЧЕТОМ ИХ ТЕХНИЧЕСКОЙ СОВМЕСТИМОСТИ
Представлено авторское видение проблемы обеспечения качества и эффективности сложных изделий машиностроения типа космических аппаратов в вопросах проявляемых закономерностей, влияния процесса изготовления, а также взаимовлияния комплектующих элементов.
Изделия машиностроения (ИМ) создаются сугубо целенаправленно как по функциональному назначению, так и по условиям эксплуатации. При этом главный ориентир - на качество и эффективность создаваемых изделий. Эта связь объясняется довольно просто: нет качества - нет эффективности. Нередко тот или иной критерий качества используется как критерий эффективности. Кроме того, в последние годы вопросы качества и эффективности ИМ увязываются с обеспечением технической совместимости (ТС), с пониманием ее ведущей роли в их решении [1-4].
Так, опыт работы по вопросам испытаний, экспериментальной отработки и управления в полете космических аппаратов связи (КАС) статистически и аналитически убеждает, что отказ любого изделия происходит из-за потери им какого-то вида ТС. В то же время обеспечение ТС сложных ИМ является весьма проблематичной задачей, так как охватывает практически все ее частные и системные виды: электромагнитную, тепловую, механическую, конструктивную, технологическую, эксплуатационную, размерную; совместимость системы «человек-машина» (энергетическую, информационную, пространственно-антропометрическую, технико-эстетическую, когнитивную и т. д.) и др.
Связь качества и эффективности с совместимостью ИМ проявляется в процессе взаимодействия и взаимовоздействия их комплектующих элементов. Взаимодействие - штатное взаимоотношение (передача-прием сигнала, нагрузки и т. п.) элементов, предусмотренное алгоритмом функционирования изделия. Взаимовоздействие - вредное взаимовлияние
элементов, при котором они оказывают друг на друга мешающее (тепловое, электромагнитное, механическое, аккустическое и др.) действие. Следовательно, чем больше и дольше взаимодействие превалирует над взаимовоздействием, тем оно более качественно и эффективно.
На уровень совместимости ИМ и элементов серьезно влияют погрешности их производства, возникающие при колебаниях режимов обработки деталей, деформациях, неоднородностях исходных материалов, а также при нагреве, пайке и других технологических операциях. Из-за наличия таких погрешностей параметры изделий в момент выпуска являются случайными величинами, распределенными обычно по нормальному закону, для которого характерно влияние многих независимых факторов, примерно равнозначных по своему вкладу [4]. Так, если, например, элемент Е^ является источником сигнала, а элемент Е/ -его приемником, то, сравнивая между собой распределения вероятности попадания их параметров П,- и П/ в номинальные пределы Пср, можно отметить, что они различаются между собой как числом элементов п, так и режимами эксплуатации.
Таким образом, при обеспечении размерной совместимости параметров однотипных элементов П,-, распределения II и III (см. рисунок) представляют собой распределения величин при случайном комплектовании элементов нагрузки (воздействующих элементов), а распределение I - распределение величин, имеющих минимальную дисперсию при оптимальной сборке элементной базы за счет подрегулирования параметров контролируемых величин.
