Научная статья на тему 'Разработка оптимальной программы тангажа рН с учетом активной бортовой системы спуска отработанной нижней ступенью'

Разработка оптимальной программы тангажа рН с учетом активной бортовой системы спуска отработанной нижней ступенью Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

CC BY
184
42
i Надоели баннеры? Вы всегда можете отключить рекламу.
Ключевые слова
ПРОГРАММА ТАНГАЖА / СПУСК / РАЙОН ПАДЕНИЯ / ПОЛЕЗНАЯ НАГРУЗКА

Аннотация научной статьи по механике и машиностроению, автор научной работы — Кажанов А. В.

Актуальность работы обуславливается направленностью на снижение техногенного воздействия на околоземное космическое пространство и районы падения отделяющихся частей ступеней, путем разработки и, в дальнейшем, использовании активной бортовой системы спуска (АБСС). Для определения проектно-баллистических параметров АБСС, обеспечивающей манёвр нижней отработанной ступени (ОС) ракеты-носителя (РН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) в заданную точку падения, разработан алгоритм определения оптимальной программы тангажа для первой и второй ступеней РН. Рассмотрена традиционная схема непрерывного выведения в классе линейных функций. Проведено подтверждение достоверности алгоритма определения программы тангажа на примере сравнения параметров штатного активного участка траектории выведения РН «Союз-2» этапа 1в без АБСС. Энергетический эффект применения АБСС заключается в использовании выведения РН по оптимальной траектории с обеспечением манёвра ОС в существующий район падения. На примере РН «Союз-2.1.в» показана энергетическая целесообразность использования АБСС, обеспечивающей извлечение невырабатываемых остатков топлива в баках после выключения маршевого ЖРД, и манёвр ОС в заданную точку прицеливания

i Надоели баннеры? Вы всегда можете отключить рекламу.

Похожие темы научных работ по механике и машиностроению , автор научной работы — Кажанов А. В.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.
i Надоели баннеры? Вы всегда можете отключить рекламу.

Текст научной работы на тему «Разработка оптимальной программы тангажа рН с учетом активной бортовой системы спуска отработанной нижней ступенью»

УДК 629.78

РАЗРАБОТКА ОПТИМАЛЬНОЙ ПРОГРАММЫ ТАНГАЖА РН С УЧЕТОМ АКТИВНОЙ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ СПУСКА ОТРАБОТАННОЙ НИЖНЕЙ СТУПЕНЬЮ

А В. Каланов Войсковая, часть, г. Новосибирск Россия

Аннотация - Актуальность работы обуславливается направленностью на снижение техногенного во*лейс i зим на около it-мное космическое upon рано ьо и районы uaatHiiM шделмюшилсм час I ей ci> пенен. путем разработки и, в дальнейшем. использовании активной бортовой системы спуска (АБСС). Для определения проектно-баллпстпческпх параметров АБСС, обеспечивающей манёвр нижней отработанной ступени (ОС) ракеты-носителя (РН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) в заданную точку падения. разработан алгоритм определения оптимальной программы тангажа для первой и второй ступеней РН. Рассмотрена традиционная схема непрерывного выведения в классе линейных функций. Провсдспо подтверждение достоверности алгоритма опрсдслс-пня программы тапгажа па примере сравнения параметров штатного активного участка траектории выведения РИ «Соют-2» этапа 1в без АБСС. Энергетический эффект применения АБСС заключается в использовании выведения РН по оптимальной траектории с обеспечением манёзра ОС в существующий район падения На примере РН «Союз-2.1.в» показана энергетическая целесообразность использования АБСС, обеспечпваюшей извлечение незырабатываемых остатков топлива в баках после выключения маршевого ЖРД. п манёвр ОС в заданную тачку прппе.тпванпя.

Ключевые слова : программ.! тангажа, спуск, рлйсн падения, полетная нагрузка.

1. Ь ВЕДЕНИЕ

Решение задачи снижения поступления отработанных ступеней РН в защищаемые области ншкоорбиталь-ного околоземного космического пространства, уменьшение площадей районов падения нижних отработанных ступеней РН предполагает разработку АБСС [1-3]. Для опенки изменения массы выводимого полезного груза РН при установке АБСС и выборе её основных проектно-конструкторских параметров необходима упрощенная инженерная методики выбора иршрам.мы гашажа • коюрал досчашчно б лижа к исходно й ош им аль ной

программе тангажа без установки АБСС. В качестве тзкой методики предлагается методнкз. основан-

ная на аппроксимации оптимальной программы тангажа, параметры которой опредеглются различными методами. например [б]. Предлагается апирсксамзцля ^""lV) в виде N линейных учзстков различной длины Т{ н

постоянными угловыми скоростями программного разворота на этих участках.

Для выбора программы тангажа (г) рассматривается уравнение движения РН как точки переменной массы в плоскости пуска и центральным лолсм тяготения, которая в форме Коши имеет вид 6]:

" *2

р Q Cxa<lS а C^gSc* . Ц .( х

х-> =-eosЭ—--cos6----^--sin arctg—

m^-mt у rnm-mt rn^-mt x2+y2 v

x3 = x4 (1)

Á4 =---sin Э - ^ —в--T^r W>sf«rc7g —)

mcrn -пЛ ™cm ™rm ~mt X'l y" L У )

Начальные условия, характерные для точки старта РН:

Х(0) = О, Vx(0) = 0. Y(0) =RZ. Vy (0) =0, где X =хь V*= х% Y= х3, VjP Х4.

где:

q - скоростной напор, р - стандартная ллотность атмосферы.

СХа,СТа — аэродинамические коэффициенты для активного участка выведения, м. jnm - массовый секундный расход топлива и начальная масса РН, соответственно.

а . & - угол атаки и наклона вектора скорости РН соответственно. Р - тяга маршевого ЖРД.

Характерные гочкн схемы выведения на примере двухступенчатой РНтнпа «Союз-2» этапа 1в [7]:

- отделение ОС^по по.тной выработке рабочих запасов компонентов ракетного топлива и падения ОС! в заданную точку прицеливания:

- выключение мартпевого ЖРД второй ступени по достижекито условия выведения нд круговую о-торную (Нкр =200 км) орбиту:

Ь^ху^хц)05, (2)

К.рК.+Н*.

V - скорссть полета РН. м/с

м = 3.986 ю14л#3/с2

-условие окончания пассивного полета ОС]:

(х2+г)-КГ=0 00

где:

х, у - координаты перемещения центра масс РН. м К =6371 ЕМ

П. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ На примере традициокной непрерывной схемы выведет»! РН необходимо -

1. Разработать инженерную методику выбора программы тангажа Э£(т) -

2. Определить увеличение массы выводимой полезной нагрузки при выведении РН на опорную орбит}' без учёта падения ОС! в заданную точку прицеливания.

3. Определить увеличение массы конструкции ОС] при установке АБСС, обеспечивающей маневр падения ОС] в заданную точку падения.

4. Провести сравнительный анализ масс выводимой полезной нагрузки на опорную орбиту для следующих схем выведения РН и. соответственно, программ тангажа:

а) штатная схема (20 выведения РН с учётом падения ОС1 в заданную точку прнпеливания:

б) выведение РН без учёта требований падения ОС] в заданную точку прицеливания

в) выведение РН эез учёта требований падения ОС; в заданную точку прицеливания, с учётом установки АБСС, обесгечииающей манёвр падения ОСх и заданную точку падения (72), определение параметров маневра в импульсной постановке (угол приложения влгсс импульса и величину' импульса ЛУ )\

Ш ТЕОРИЯ

Определение программы тангажа^"(г)

Для определения программы тангажа (7-) предстаним ?ё и виде суммы стрелков

1-1

где: - количество участков кусочной функции программы тангажа: ^ — скорость ра ¿ворога РН на каждом ш /-ом участков иилета РН. Г. -текущее время внутри 1-го участка.

Ограничения: программа тангажа не должна содсржагь разрывов. Критерием выбора изменяемых параметров является:

пил г2к, (5)

где: т" — время работы ЖРД второй ступени

1 С помощью АБСС аридгть некоторое значение импульса AV . полученное путем газификации остатков КРТ на борту ступени приложенный под углом для увода ОС3 в заданную точку пригеливания.

при этом масса полезного груза определяется из условия:

Лмпн = ™02 - ™2ап ■ г2к ~7ПКС (б)

где: тг02 - начальная масса второй ступени РН. является постоянной в юнкретном пуске РН:

Щст ~ массовый секундный расход топлива ЖРД второй ступени РН:

?пке - масса сухой конструкции второй ступени РН:

В результате варьирования количества участков N. их длительностей Г;. и угловых скоростей г9; наименьшее время работы т^ для первой ступени РН достигается при М= 4:

— вертикальный полет РН. скорость разворота «901 — 0 .

— ноле 1 РН со скорость развороти ^,

— полет РН со скорость разворота ,

— участок разделения ступеней со скоростью разворота равной нулю,

— время работы маршевого ЖРД первой ступени соответствует Т;.

—; 0<Г <20, 2

<1(0-' \-Л.1С/-20); (7)

А.2« ги);ги<,<ги

{ 3<он.п> '1.2

Для определения программы тангажа второй стулени ^2(г) в начальный момент времени полета угол тангажа равен значению в конце активного участка траектории выведения первой ступени РН = ^(Г^:

<*2(Г2.1 )-¿2.2('-r2.:>; r2.1 — ' — г2.2 <8> ^КОН.2> г22 ^ 1 ^ Т2К

Для оценки достоверности алгоритма и программы интегрирования сравним параметры движения РН в момент выключения (2)) ЖРД первой ступени: Погрешность по шдсоте. км:

= _рас-_100% =-100% = 1 8%

Н.дд 84.1

где: Нрар Нзад - значения высот, полученные при использовании , соответственно:

Погрешность по числу Маха:

Л/ - M3a¿ 9 31 — 94?

sH = —^-— 100% =-1Ü0% = 1.2%

М^ 9.42

Как следует ш приведённых оценок прислилсеппостп полученных параметров донжепня PH. по шысеперпон

методике по формуглам (1—8) к штатной оптимальной, программа тангажа ^^ (О получена с точностью 1.8 %.

Параметры движения ОС! на пассивном участке траектории спуска определяются интегрированием системы уравнений:

= х2

CX-oS л Cx-qSa л // . ( х-) = ~ Ха eos в - — sin в ~ —^—- sin arctg—

moci moc. x + y \

x} = .т4

CXaqS . C^qSa // f . ЛГ)

- —-cos£ —т1-—-coa arctg—

■noa mOC\ X¿ + y \ Y)

Начальные условия для пассивного полета ОСь

Хохота х2= Ух(та Хз= У^Т,).

Условие окончания интегрирования соответствуют (3).

Сха' Суа - аэродинамические коэффидненты для участка свободного полета ОСь

IV РЕЗУЛЬТАТЫ ЭКСПЕРИМЕНТОВ Исходные данные для выполнения просктно-баллнстнчсскнх расчетов представлены ФГУП ЦСКБ «Прогресс».

Результаты расчёта траекторных параметров выведения (координаты центров масс) для РН «Союз-2» этапа 1в при пуске с космодрома Восточный приведены на рис. 1

Рпс. 1.Координаты центра масс РН «Союз 2» этапа 1в при выведении полезной нагрузки на опорную орбиту: 1 - в соответствии с оптимальной программой тангажа (г>;

2 - в соответствии с программой тангажа, определённой по предлагаемой методике

Б баках ОС] после выключения маршевого ЖРД остались невырабатываемые остатки топлива в размере 130С кг.

Б соответствии с технологией использования АБСС [3] осуществляется извлечение энергетических ресурсов на основе их газификации. Предварительная оценка характеристической скорости, получаемая при реализации энергетических ресурсов, можно получить по формуле Циолковсеого:

IV циЩ+пг+Щ+т* (10)

т1+т}

где: 01! - «сухая» масса конструкции ОС^

ш2 - невырабатываемые остатки топлива в баках ОС^

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Шз — масса г&зогенерирующего состава для получения теплоносителей ( - 15%от массы остатков топлива): ш - масса конструкции АБСС (система управления, источник питания, система газификации). По предварительным опенкам масса конструкции системы газификации составляет до 1.5% от «сухой» массы конструкции ОСь

Полученные оценки характеристической скорости используются для реализация маневра спуска ОС ¡в заданную точку припелнвания.

В табл. 1 приведены: масса АБСС дляОСь том числе, масса конструкции пц. масса топлива 1113 для получения теплоносителей для газификации невырабатываемых остатков топлива в баках после выключения марше вого ЖРД; массы выводимого полезного груза для схем

ТАБЛИЦА1

СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ МАСС: ВЫВОДИМОЙ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ

№ п'п Схема выведения Изменение массы полезного груза Sfnjjjj .кг Масса АБСС <™.1£СС

1 (штатная схема) - 0

2 (без учёта района падения ОС1) 476 0

3 7.2 (установка АБСС для манёвра ОСх в заданную точку прицеливания) 422 Ш1 141

163

V. ОБСУЖДЕНИЕ РЕЗУЛЬТАТОВ

Произведен баллистический расчет траектории полета РН с целью определения оптимальной программы тангажа. С помощью вариации описанных выше параметров удалось увеличить массу полезной нагрузки. Для верификации полученных результатов рассчитывалась траектория, которую сравнили с заданной траекторией полета по массе выводимой полезной нагрузки, по высоте полета РН и по измененню массы в результате выработки топлива в процессе полета. Результаты верификации показали, что расчетная модель и схема интегрирования составлены верно.

VI. ВЫВОДЫ И ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Как следует нз приведенных в табл. 1 результатов, штатная схема выведения РН получена с точностью в пределах 1 .S %. В случае полета по схеме Z> получен результат увеличения массы полезного груза на 476 кг. С учетом установки АБСС на первую ступень РН в результате получаем положительный эффект массы полезной нагрузки на 422±56 кг больше по сравнению со штатной схемой выведения РН и отсутствия АБСС.

Особую благодарность выражаю Трушлякову В.И., доктору технических наук, профессору кафедры Asna- и ракетостроения ОмГТУ.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Куденцов В. В., Одинцов П. В.. Трушляков В. И.. Шалан В. В. Развитие технологий снижения техногенного воздействия ракетных средств выведения на окружающую среду // Космонавтика и ракетостроение. 200E..V® 4 (53). С. 117-124.

2. Шатров Я. Т.. Баранов Д. А., Трушляков В. И.. Куденцов В. Ю. Определение направлений разработки методов, технических решений и средств снижения техногенного воздействия на окружающую среду для реализации на боргу космических средств выведения U Вестник Самарского азрокосмического университета.2011, № 1 (25).С. 38И-9.

3. Баранов Д. А.. Макаров Ю. Н., Трушляков В. И., Шатров Я. Т. Проект создания автономной бортовой системы увода отработавших ступеней ракет-носителей в заданные области Н Космонавтика н ракетостроение. 2015. № 50 (84). С. 76-82.

4. Пат. 2414391 Рос. Федерация. МПК В 64 D1/2б, В 64 С 15/14. Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления / Трушляков В. П., Куденцов В. Ю.. Шатров Я. Т., Агапов И. В. № 2009123768/11; заявл. 22.06.09, опубл. 20.03.11. Бюл. № S.

5. Пат. 2456217 Рос. Федерация. МПК B64G1/40, D64G1/24. Способ управления ракетами космического назначения. Трушляков В. И., Куденцов В Ю.. Шатров Я. Т. № 2010113169/11; заявл. 05.04.10; опубл. 20.07.12, Бюл. № 20.

6. Сихарулидзе Ю. Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов.М.: БИНОМ. Лаборатория знаний, 2013.407 с.

i Надоели баннеры? Вы всегда можете отключить рекламу.