CC BY
22<Тешетневс^ие чтения. 2016
- установка защитного экранирования, призванного изолировать источники излучения (локальные нагреватели) от внутреннего объёма камеры.
Но, несмотря на принимаемые контрмеры, срок службы одной метки составляет 5-7 испытаний.
Опыт использования различных вкладышей позволяет нам прийти к выводу о том, что самым оптимальным вариантом является использование вкладышей SMR 0,85.
Библиографические ссылки
1. Двирный Г. В. Методы высокоточных измерений прецизионных конструкций мобильных автоматических космических аппаратов в термовакуумных условиях // Вестник СибГАУ. 2011. Вып. 2. С. 38-43.
2. Сферические отражатели компании API, США [Электронный ресурс]. URL: www.apisensor.com/ products/accessories/smrs (дата обращения: 22.09.2016).
3. Особенности отработки крупногабаритных трансформируемых конструкций // Научно-техническая конференция молодых специалистов ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» : материалы конф. Же-лезногорск, 2008. С. 69-70.
4. Определение величины температурных деформаций размеростабильных рефлекторов / Н. А. Тес-тоедов, Г. В. Двирный, М. Ю. Пермяков // Вестник СибГАУ. 2011. Вып. 2. С. 67-71.
5. Определение погрешности при высокоточных измерениях прецизионных размеростабильных угле-пластиковых конструкций космических аппаратов в термовакуумных условиях / В. М. Михалкин [и др.] //
Исследования в области оружия и систем вооружения, авиа- и ракетостроения, космических летательных аппаратов : сб. трудов. СПб. : Балтийский гос. технич. ун-т, 2011. С. 97-103.
References
1. Dvirniy G. V. Metody vysokotochnyh izmerenij precizionnyh konstrukcij mobil'nyh avtomaticheskih kosmicheskih apparatov v termo vakuumnyh uslovijah // Vestnik SibGAU. 2011. Iss. 2. P. 38-43.
2. Sfericheskie otrazhateli kompanii API, SShA [Jelektronnyj resurs]. URL: www.apisensor.com/ products/accessories/smrs (data obrashhenija: 22.09.2016).
3. Osobennosti otrabotki krupnogabaritnyh transformiruemyh konstrukcij // Nauchno-tehnicheskaja konferencija molodyh specialistov OAO «Informacionnye sputnikovye sistemy» imeni akademika M. F. Reshetneva»: Materialy konf. Zheleznogorsk, 2008. S. 69-70.
4. Opredelenie velichiny temperaturnyh deformacij razmero stabil'nyh reflektorov / N. A. Testoedov, G. V. Dvirniy, M. Ju. Permjakov // Vestnik SibGAU. 2011. Iss. 2. S. 67-71.
5. Mihalkin V. M. [et al.] Opredelenie pogreshnosti pri vysokotochnyh izmerenij ah precizionnyh razmerostabil'nyh ugleplastikovyh konstrukcij kosmicheskih apparatov, v termovakuumnyh uslovijah // Issledovanija v oblasti oruzhija i sistem vooruzhenija, avia- i raketostroenija, kosmicheskih letatel'nyh apparatov : sb. trudov. SPb. : Baltijskij gosudarstvennyj tehnicheskij universitet, 2011. P. 97-103.
© Антоненко А. П., Двирный Г. В., Усачёв Д. В., Чураков Д. В., Байбородова Е. А., 2016
УДК 629.7.017.26
ПРОЕКТНЫЕ ПАРАМЕТРЫ УПРАВЛЯЕМОЙ СИСТЕМЫ ГАШЕНИЯ КОЛЕБАНИЙ УПРУГИХ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
И МЕТОДИКА ИХ ОПРЕДЕЛЕНИЯ
В. Д. Атамасов1, И. И. Дементьев1*, А. Н. Устинов2
!ФГУП «Конструкторское бюро «Арсенал» имени М. В. Фрунзе» Российская Федерация, 195009, г. Санкт-Петербург, ул. Комсомола, 1-3
2ОАО «Машиностроительный завод «Арсенал» Российская Федерация, 195009, г. Санкт-Петербург, ул. Комсомола, 1-3 E-mail: iidementev@mail.ru
Приведены впервые обоснованные формулировки проектных параметров системы гашения колебаний выносных элементов конструкции космического аппарата и представлена разработанная методика определения этих параметров.
Ключевые слова: космический аппарат; выносной элемент конструкции; антирезонанс; система гашения колебаний; проектные параметры.
проектирование и производство летательных, аппаратов, космические исследования и проекты
DESIGN PARAMETERS OF THE CONTROLLED VIBRATION DAMPING SYSTEM RESILIENT ELEMENTS OF SPACECRAFT DESIGN AND METHODS OF THEIR DETERMINATION
V. D. Atamasov1, I. I. Dementev1*, A. N. Ustinov2
1 Federal State Unitary Enterprise «Design Bureau «Arsenal» named after M.V. Frunze» 1-3, Komsomol Street, Saint-Petersburg, 195009, Russian Federation
2OJSC «Machine-building plant «Arsenal» 1-3, Komsomol Street, Saint-Petersburg, 195009, Russian Federation E-mail: iidementev@mail.ru
The article presents the first reasonable formulation of design parameters for the vibration damping system of remote elements of the spacecraft design and it views the developed method to determine these parameters.
Keywords: spacecraft; outrigger design element; antiresonance; vibration damping system; design parameters.
Введение. Перед современной космонавтикой стоят следующие задачи [5]:
1) освоение околоземного космического пространства;
2) выполнение полетов на планеты Солнечной системы;
3) создание обитаемых баз на Луне и Марсе.
Для решения этих задач организациями ракетно-космической промышленности Российской Федерации создаются многофункциональные космические аппараты (КА) с длительными сроками активного существования, высокими надежностью и энерговооруженностью. Такие КА имеют сложные конструктивно-компоновочные схемы с большим количеством выносных упругих элементов (ВУЭ).
При функционировании двигателей космических аппаратов возникают колебания ВУЭ, которые препятствуют выполнению следующих полетных операций:
1) приведение КА в ориентированные положения;
2) стабилизация аппаратов перед стыковками с модулями космических станций или посадками на поверхности небесных тел;
3) удержание угловых положений КА при маневрировании в космическом пространстве.
Для снижения влияния колебаний ВУЭ на движение автоматических космических аппаратов, предназначенных для функционирования на орбитах Земли, в циклограммах режимов полета резервируют время ожидания успокоения колебательных движений. Этот метод может эффективно использоваться при наличии минутных запасов времени для демпфирования колебаний. Для космических аппаратов, выполняющих исследования дальнего космоса, осуществляющих межпланетные перелеты или доставку грузов на планеты Солнечной системы, затраты времени на гашение колебательных движений ВУЭ, соизмеримые с минутами, являются неприемлемыми при выполнении некоторых полетных операций, например, стыковок с модулями космических станций или посадок на поверхности небесных тел.
Метод стабилизации выносных элементов конструкции КА. В работах [1; 4; 6] представлен метод стабилизации выносных упругих элементов конструкции КА, основанный на управляемом гашении их колебательных движений, реализующемся в миллисе-
кундном диапазоне, то есть практически мгновенно. При этом для решения задач по демпфированию колебаний ВУЭ предлагается использовать в составе системы управления движением (СУД) космического аппарата систему гашения колебаний (СГК), принцип функционирования которой основан на создании и регулировании антирезонансных вынужденных колебаний выносных элементов. В качестве исполнительных органов СГК следует использовать многорежимные приводные устройства ВУЭ конструкции космического аппарата [1; 4; 6].
Проектные параметры системы гашения колебаний СГК. Начальный этап раннего проектирования СГК сопряжен с необходимостью обоснования и определения ее проектных параметров. В работе [1] приведено научное обоснование этих параметров и представлены их формулировки.
Для определения проектных параметров СГК разработана методика, основные положения которой изложены в работах [1-4; 7].
Методика определения проектных параметров СГК. Разработанная методика состоит из математического комплекса многопараметрического системотехнического моделирования напряженно-деформированного состояния (НДС) выносных элементов конструкции КА [1-4; 7] и научно обоснованных [1] требований к управляемой системе гашения колебаний.
Математический комплекс многопараметрического системотехнического моделирования НДС выносных элементов конструкции КА обеспечивает прогнозирование спектров частот их колебаний. Достоверность разработанного математического комплекса подтверждена сравнительным анализом частот колебаний ВУЭ конструкций реальной космической техники, полученных расчетным теоретическим и экспериментальным способами.
Требования к СГК. В работе [1] научно обоснованы требования к управляемой системе гашения колебаний ВУЭ конструкции космического аппарата и представлены их формулировки.
Выводы. Разработанная методика определения проектных параметров управляемой системы гашения колебаний выносных элементов конструкции КА обеспечивает начальный этап раннего проектирования этой системы.
Решетневские чтения. 2016
Выполненные расчеты показали, что при использовании в составе СУД космического аппарата управляемой СГК обеспечивается сокращение длительности полетных операций по маневрированию КА и изменению его углового положения на 20-27 %, что соответствует затратам времени на успокоение колебаний ВУЭ, соизмеримым с миллисекундами.
Библиографические ссылки
1. Дементьев И. И. Теория оптимального управления движением космических аппаратов: Анализ, основные положения и математические модели. Саар-брюккен : LAP Lambert Academic Publishing, 2015. 143 с.
2. Математические модели напряженно-деформированного состояния упругих элементов конструкций летательных аппаратов / В. Д. Атамасов, И. И. Дементьев, С. А. Немыкин, Б. И. Полетаев // Известия Российской Академии ракетных и артиллерийских наук, 2015. Вып. 2 (87). С. 71-75.
3. Прогнозирование форм и параметров колебательных процессов конструктивных элементов космических аппаратов / И. И. Дементьев [и др.] // Естественные и технические науки. 2013. № 3 (65). С. 196-199.
4. Романов А. В., Тестоедов Н. А. Основы проектирования информационно-управляющих и механических систем космических аппаратов : учебник / под ред. В. Д. Атамасова. СПб. : АНО ЛА «Профессионал», 2015. 240 с.
5. Романов А. В. Теория комплексной оптимизации проектирования космических аппаратов с ядерными термоэмиссионными энергетическими установками : монография / под ред. Б. И. Полетаева, А. П. Ковалева. СПб. : НПО «Профессионал», 2010. 474 с.
6. Теория проектирования сложных технических систем космического базирования : учебник / М. К. Сапего [и др.]. СПб. : НПО «Профессионал», 2012. 560 с.
7. Трехмерная математическая модель напряженно-деформированного состояния крупногабаритного композитного выносного элемента конструкции космического аппарата / И. И. Дементьев [и др.] // Альманах современной науки и образования. 2015. № 1 (91). С. 39-48.
References
1. Dementev I. I. The theory of optimal control of spacecraft motion: analysis, fundamentals and mathematical models. Saarbrucken : LAP Lambert Academic Publishing, 2015. 143 p.
2. Mathematical models of stressedly-deformed state of resilient design components of aircraft / V. D. Atamasov, I. I. Dementev, S. A. Nemykin, B. I. Poletaev // Proceedings of the Russian Academy of Missile and Artillery Sciences. 2015. Iss. 2 (87). P. 71-75.
3. Prediction forms and parameters of oscillatory processes of design elements of spacecraft / I. I. Dementev [et al.] // Natural and technical sciences. 2013. № 3 (65). P. 196-199.
4. Romanov A. V., Testoedov N. A. Fundamentals of information and control and mechanical systems of spacecraft: a tutorial / ed. by V. D. Atamasov. St. Petersburg. : ANO LA «Professional», 2015. 240 p.
5. Romanov A. V. The theory of complex optimization of spacecraft design thermionic nuclear power plants: a monograph / ed. by B. I. Poletaev, A. P. Kovalev. St. Petersburg. : NGO «Professional», 2010. 474 p.
6. The theory of complex technical design of space-based systems: a tutorial / M. K. Sapego [et al.]. St. Petersburg. : NGO «Professional», 2012. 560 p.
7. A three-dimensional mathematical model of stressedly-deformed state of large-sized composite detail view of the spacecraft design / I. I. Dementev [et al.] // Almanac of modern science and education. 2015. № 1 (91). P. 39-48.
© Атамасов В. Д., Дементьев И. И., Устинов А. Н., 2016
УДК 629.7.02
АНАЛИЗ ПРИМЕНЕНИЯ ГИДРАВЛИЧЕСКОГО ДЕМПФЕРА И ДИНАМИЧЕСКОГО ГАСИТЕЛЯ КОЛЕБАНИЙ ДЛЯ ЖИДКОСТНОЙ РАКЕТЫ
Е. О. Бабинова, Л. А. Семёнова
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31
E-mail: semenova@sibsau.ru
Представлен анализ применения гидравлического демпфера и динамического гасителя колебаний для ракеты типа «Зенит» с экологичным топливом, дано сравнение результатов расчета.
Ключевые слова: динамический гаситель колебаний, продольная неустойчивость, демпфирующее устройство.
