CC BY
31Решетневские чтения
УДК 629.78
В. В. Салмин, А. С. Четвериков
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева (Национальный исследовательский университет), Россия, Самара
ВЫБОР ОПТИМАЛЬНЫХ ПРОЕКТНЫХ И БАЛЛИСТИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ МНОГОРАЗОВОГО МЕЖОРБИТАЛЬНОГО ТРАНСПОРТНОГО АППАРАТА С ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ МАЛОЙ ТЯГИ
Приводится решение задачи оптимизации проектных и баллистических параметров многоразового межорбитального транспортного аппарата с двигательной установкой малой тяги при перелете с низкой орбиты на удаленную орбиту, в качестве которой принята геостационарная орбита.
В настоящее время отводится особое место созда -нию многоразовых межорбитальных транспортных аппаратов (МТА), которые в качестве маршевой двигательной установки используют электроракетные двигатели (ЭРД) или, как их традиционно называют, двигатели малой тяги [1]. Высокий удельный импульс ЭРД обеспечивает значительно меньший расход рабочего тела по сравнению с химическими и ядерными ракетными двигателями. Это позволяет уменьшить стартовую массу МТА и, следовательно, стоимость выведения полезной нагрузки (ПН) на целевую орбиту. Однако межорбитальные перелеты с малой тягой имеют высокую продолжительность (150-400 суток).
При оптимизации проектных и баллистических параметров МТА возникает проблема взаимосвязи параметрической и динамической задач [2].
Динамическая задача - отыскание оптимальной программы управления вектором тяги, обеспечивающей минимальные затраты рабочего тела на прямой и обратный перелеты для заданных параметров начальной и целевой орбит и длительности перелета. Мера этих затрат называется динамической характеристикой, которой может быть характеристическая скорость.
Параметрическая задача - это задача выбора оптимальных проектных параметров МТА, обеспечивающих при заданной динамической характеристике перелета максимум ПН.
Процедура проектно-баллистической оптимизации строится по итерационной схеме, которая предполагает использование последовательности все более усложняющихся моделей движения МТА и процессов управления. На первом этапе оптимизации МТА представляется точкой переменной массы с «идеальным» и «бесплатным» управлением вектора тяги, на последующих этапах используются более сложные модели, которые учитывают угловое движение аппарата, дополнительные ограничения на режимы управления, траектории, проектные параметры. Процесс оптимизации заканчивается, когда применение модели более высокого уровня не приводит к заметному изменению критерия оптимальности. В качестве критерия оптимальности принята максимальная ПН, выводимая на целевую орбиту.
Управление вектором тяги при перелетах между некомпланарными орбитами требует изменение знака бинормальной составляющей реактивного ускорения
дважды за виток. Отклонение вектора тяги от транс-версали ОХ характеризуется углом у (см. рисунок), поэтому дважды за виток угол ориентации тяги дол -жен изменяться с +у на -у и наоборот.
Управление вектором тяги
Производится моделирование движения МТА с «оптимальной» программой управления вектором тяги:
У (Vx >u) = У» (Vx) sign (cos u) >
У ™ = arctg
Sin P
cos P
2 V
Г V
2 cos p 4
+ ^
где У0 - скорость на круговой начальной орбите с радиусом г0 и наклонением /0; Ух - текущая характеристическая скорость; и - аргумент широты; гк, 1к - радиус и наклонение конечной орбиты. В качестве конечной орбиты принята геостационарная орбита (ГСО).
«Оптимальная» программа управления вектором тяги может быть модифицирована с учетом ограничений на управляющий момент и максимальный радиус переходной орбиты. В этом случае на начальном участке МТА осуществляет разгон до достижения радиу-* ^
са г , при котором располагаемый управляющий момент способен реализовать оптимальную программу поворотов. Кроме того, вводилось ограничение на максимальный радиус переходной орбиты так, чтобы он не превышал гГСО.
Проектирование и производство летательны.хаппаратов, космические исследования и проекты
Установлено, что дополнительные затраты характеристической скорости при реализации модифицированных программ управления составляют около 3 %, что несильно ухудшает проектные параметры МТА.
Вектор основных проектных параметров, задающих проектный облик МТА, содержит мощность энергоустановки, уровень тяги маршевых ЭРД и скорость истечения рабочего тела. Стартовая масса МТА представляется как сумма масс основных систем. При оптимизации проектных параметров установлено, что компромиссным временем перелета на ГСО с возвращением является 250-300 суток, при котором для
МТА со стартовой массой 7 т полезная нагрузка составляет 2,5-3 т.
По результатам оптимизации проектно-баллисти-ческих параметров формируется проектный облик МТА.
Библиографические ссылки
1. Новости космонавтики. 2009. Т. 19, №12. С. 40.
2. Салмин В. В., Ишков С. А., Старинова О. Л. Методы решения вариационных задач механики космического полета с малой тягой. Самара : Изд-во Са-мар. научн. центра РАН, 2006.
V. V. Salmin, A. S. Chetverikov Samara State Airspace University named after academician S. P. Korolev (National Research University), Russia, Samara
SELECTION OF OPTIMAL DESIGNED AND BALLISTIC PARAMETERS OF MULTIPLE-USE INTERORBITAL VEHICLE WITH PROPULSION INSTALLATION OF MICROTHRUST
The solution of a problem of optimization of design and ballistic parameters of the multiple-use interorbital vehicle with propulsion installation of microthrust, while flying from a low orbit into the removed orbit, which is accepted as the geostationary orbit, is shown.
© Салмин В. В., Четвериков А. С., 2010
УДК 629.78.08
Л. А. Семенова, К. Е. Лысенко
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Россия, Красноярск
УНИВЕРСАЛЬНАЯ ВИБРАЦИОННАЯ СИСТЕМА ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ СПУТНИКОВ СВЯЗИ
Представлена методика выбора универсальной вибрационной системы для динамических испытаний спутников связи на примере схемы «тандем». Определены параметры такой системы и даны рекомендации по ее применению.
Проектирование, создание новых или модернизация космических аппаратов (КА), их вывод на орбиту и успешное функционирование обеспечивается наземной отработкой изделий. Для этого осуществляется комплекс испытаний - наземная экспериментальная отработка (НЭО) [1]. Одна из целей НЭО - отработка параметров конструкции на опытных образцах и проверка ее работоспособности - достигается при динамических испытаниях на имитационных моделях.
Спутники связи на геостационарную орбиту выводят на ракетах-носителях (РН) типа «Протон». Количество и масса выводимых спутников влияет на их компоновку под головным обтекателем (ГО) РН. Поэтому изменяемыми элементами в составе космического комплекса являются и КА, и их компоновки с разгонным блоком. В условиях жесткой конкуренции на рынке пусковых услуг снижение затрат на изготовление и проведение динамических испытаний КА является залогом успешного функционирования предприятия, представляющего такие услуги. Уни-
версальная вибрационная система обеспечивает качество этих услуг: по режимам испытаний; параметрам полезной нагрузки; снижению себестоимости изделий в результате ее длительной эксплуатации. Параметры вибрационной системы определяются режимами динамических испытаний (синусоидальной вибрацией; синусоидальной вибрацией со скользящей частотой; случайной вибрацией широкополосной и узкополосной; синусоидальной вибрацией, наложенной на случайную; ударным спектром). При превышении предельных параметров можно ожидать сокращение ресурса вибрационной системы.
На предприятиях, изготавливающих спутники связи, испытания проводятся на имитационных динамических моделях с учетом компоновки спутников на разгонном блоке РН. Одной из применяемых компоновок КА связи под головным обтекателем РН является схема «тандем», т. е. последовательное соединение двух и более спутников.
