CC BY
79
Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки
ребер, представленная на рис. 2, имеет наибольшую первую частоту колебаний. Рефлектор представляет собой трехслойную оболочку, состоящую из одинаковых углепластиковых несущих слоев и кевларового сотового заполнителя. Ребра жесткости выполнены также в виде трехслойной конструкции. Второй вариант конструкции антенны, рассмотренный в работе, состоит из трехслойных оболочек рефлекторов и жесткой анизогридной поддерживающей рамы. Элементы этой структуры, выполнены из высокомодульного углеродного волокна.
Крупногабаритные космические антенны испытывают действие разнообразных нагрузок. К трансформируемым конструкциям предъявляют, в первую оче-
редь, высокие требования по жесткости, обусловленные необходимостью обеспечения точности рабочей поверхности рефлектора. Антенны также должны обладать минимальной массой.
Для анализа данных требований был проведен модальный анализ обоих вариантов конструкций. Конечно-элементные модели антенны показаны на рис. 2. Первая форма колебаний конструкции представлена на рис. 3.
Проведенный анализ показал, что второй вариант конструкции антенной системы имеет меньшую массу, чем первый вариант и при этом удовлетворяет задаваемым требованиям по жесткости. Полученные в работе результаты будут использованы при проектировании реальных антенных систем.
Рис. 3. Первая форма колебаний антенны
Библиографические ссылки
1. Nicolas Elie, Alain Lacombe, StephaneBaril. Ultra-light reflectors: a high-performance and industrial concept for commercial telecom antennas. Paris, EADS SPACE Transportation.
2. Michael Lang, Horst Baier, Thomas Ernst. High precision thin shell reflectors - design concept, structural
optimization and shape adjustment techniques. Germany, Institute for Light Weigh Structures.
3. Рудаков К. Н. Femap 10.2.0. Геометрическое и конечно-элементное моделирование конструкций. К. : КПИ, 2011. 317 с. : ил.
© Бердникова Н. А., Бакаенко В. Д., 2013
УДК 629
А. В. Гончарук ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева», Железногорск
разработка методики для проведения испытаний систем наведения антенн для космических аппаратов с нежесткими конструкциями
Рассматривается подход построения методики для проведения испытаний и оценки возмущающего момента создаваемого при работе системы наведения с нежесткой конструкцией антенны.
Переход на использование крупногабаритных антенн и осуществление передачи информации на высоких связных частотах привели к новым, чрезвычайно жестким требованиями к управлению наведением. Ввиду жесткого лимита веса и объема космического аппарата созданные большие конструкции антенн являются гибкими в силу выбора легкого материала, а упаковка такой конструкции получается более плотной. Также большие космические конструкции имеют большое количество форм колебаний, которые обладают низкой частотой и близко расположены друг к другу.
В результате антенная система становится более сложным многомерным объектом управления, что диктует новые требования к системам управления положением антенн.
Необходимость ограничения возмущающего момента на аппарат при соблюдении заявленной точности и скорости сопровождения объекта создала задачу построения системы наведения антенн, не влияющей на ориентацию и стабилизацию космического аппарата при выполнении основной функции.
Поставленная задача была решена в несколько этапов:
Секция «Проектирование и производство летательньк аппаратов»
- этап имитационного моделирования был завершен созданием математических моделей, имитирующих работу составных частей антенной системы, а именно математических моделей двигателя, редуктора, блока управления приводами;
- на этапе проработки логики функционирования системы наведения антенн был разработан специфический алгоритм управления системой, обеспечивающий минимизацию динамического возмущающего момента;
- этап оценки правильности заложенных решений был исполнен в виде отработки алгоритма на созданных математических моделях.
Построенный алгоритм управления системой наведения антенн был реализован в бортовом программном обеспечении. Такое специфическое программное обеспечение потребовало и переосмысления методик проведения наземной экспериментальной отработки и летных испытаний.
С учетом современных требований к космическим аппаратам были созданы принципиально новые алгоритмы управления, методики проведения испытаний, как наземных, так и штатных.
Впервые предъявленные жесткие требования к системе наведения антенн по оценке воздействия возмущающего момента на космический аппарат вызвали необходимость более глубокого теоретического изучения проблемы и путей её решения в виде принципиально новой реализации алгоритмов управления положением антенны. Полученные теоретические результаты были подтверждены при проведении ав-
тономных испытаний, испытаний в составе отработочного изделия и в составе космического аппарата «Луч-5». При таком подходе к проведению испытаний кроме получения стандартных характеристик -информации об угловом положении антенны, скорости ее поворота - проводились динамические испытания для оценки возможного возмущающего момента на космический аппарат. При этом применялись динамические имитаторы, соответствующие по своим параметрам реальным конструкциям антенн. При проведении динамических испытаний работа системы наведения антенн повторяла работу в составе космического аппарата, управление положением осуществлялось по алгоритму, предварительно разработанному для программного контура управления. Также был проведен анализ влияния на динамику космического аппарата возмущающих моментов, возникающих при управлении положением антенны и обеспечении требуемой погрешности наведения.
Выработанные инженерные решения были реализованы в бортовом программном обеспечении, методиках проведения наземной экспериментальной отработки и при штатном управлении.
Эти системы установлены и успешно выполняют поставленные задачи на аппаратах серии «Луч-5». В настоящее время ведутся летные испытания космических аппаратов «Луч-5А», «Луч-5Б», результаты работы системы - положительные.
© Гончарук А. В., 2013
УДК 532.522
И. С. Протевень
Научный руководитель - М. В. Краев Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
вертикальный взлет за счет разрежения воздуха на поверхности летательного аппарата
На основе представленной модели радиального обтекания газовым потоком поверхности проведены экспериментальные исследования по определению подъемной силы для летательного аппарата с крылом круглой формы
Ключевые слова: летательный аппарат, струйное течение, разрежение, подъемная сила.
В работе рассматривается возможность создания летательного аппарата нетрадиционной формы. На основе анализа возможных конструктивных решений рассматривается модель обтекания крыла полусферической формы (1) газовым потоком, источником которого является двигательная установка (2), расположенная в центре летательного аппарата (далее - ЛА).
Подъемная сила, уравновешивающая силу гравитации, создается за счет разности давлений на нижней и верхней поверхностях платформы (рис. 1). Разрежение на верхней поверхности ЛА образуется за счет взаимодействия истекающей в радиальном направлении струи газа с данной поверхностью.
На основе проведенных исследований был выбран вариант специального обтекаемого профиля для создания наибольшей тяги и разработана экспериментальная модель, с помощью которой провели ряд опытных экспериментов.
В ходе проведенных экспериментов была получена графическая зависимость изменения подъемной силы [грамм] от скорости потока [м/сек], вытекающего из воздуховода измеряемого анемометром.
Анализируя приведенный на рис. 2 график подъемной силы видим, что в широком диапазоне скоростей полученная зависимость имеет преимущественно параболический характер, что хорошо согласуется с теоретической моделью обтекания ЛА.
