автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.09, диссертация на тему:Исследование влияния неидеальностей рабочего импульса жидкостных ракетных двигателей малой тяги на динамику малого космического аппарата

На правах рукописи

Сирант Алексей Леонидович

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ НЕИДЕАЛЬНОСТЕЙ РАБОЧЕГО ИМПУЛЬСА ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ МАЛОЙ ТЯГИ НА ДИНАМИКУ МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Специальность 05.07.09 - Динамика, баллистика, управление движением летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Самара 2008

003449492

Работа выполнена на кафедре организации и управления перевозками на транспорте государственного образовательного учреждения высшего профессиональною образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С П Королева» (СГАУ)

Научный руководитель

доктор технических наук, профессор Тцтов Борис Александрович

Официальные оппоненты

доктор технических наук, профессор Ишков Сергей Алексеевич

доктор технических наук, профессор Горелов Юрий Николаевич

Ведущее предприятие Федеральное государственное унитарное

предприятие «Государственный научно-производственный ракетно-космический центр «ЦСКБ-ГТрогресс» (г Самара)

Защита состоится 7 ноября 2008 г в 10-00 часов на заседании диссертационного совета Д 212 215 04 при ГОУ ВПО «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С П Королева» по адресу 443086, г Самара, Московское шоссе, 34

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке государственного образовательного учреждения высшего профессионального образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С П Королева»

Автореферат разослан 3 октября 2008 г

Ученый секретарь

диссертационного совета Д 212 215 04 кандидат технических наук, доцент

А Г Прохоров

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Разработка малых космических аппаратов (МКА), т е массой до 1000 кг (по классификации NASA), требует применения таких управляющих воздействий (как в движении центра масс, так и в движении относительно центра масс), которые бы обеспечивали аппарату требуемое качество переходных процессов в каналах управления Это значит, что уровень развиваемых управляющих ускорений должен быть того же порядка, что и в случае больших космических аппаратов (КА), для которых эта задача является успешно решенной Выдерживание этого параметра для МКА требует существенного снижения уровня тяги применяемых жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРД МТ), поскольку значительное уменьшение моментов инерции МКА относительно осей ориентации требует применения гораздо меньших управляющих моментов

Отсюда возникает проблема создания на борту МКА малых и сверхмалых управляющих тяг, которые становятся подверженными влиянию целого ряда неидеальностей работы двигателей на импульсных режимах с минимальной длительностью импульса

Таким образом, реализация высокоточных (прецизионных) режимов поддержания ориентации МКА напрямую зависит от возможности ЖРД МТ генерировать высокоточные тяговые импульсы минимальной величины

В указанной связи исследование влияния рабочего импульса ЖРД МТ на динамику МКА становится актуальной научно-технической задачей

Целью диссертационной работы является параметрический анализ влияния на точностные и расходные характеристики режима поддержания заданной ориентации МКА неидеальностей рабочего импульса ЖРД МТ

Для достижения сформулированной цели в работе решаются -следующие задачи

1 Построение уточненной математической модели тягового импульса ЖРД МТ путем учёта временных запаздываний при запуске и останове двигателя, импульса выхода на режим и импульса последействия тяги влияющих на динамику полета МКА

2 Разработка компьютерной модели одноканальной системы ориентации МКА с ЖРД МТ в контуре управления как инструментальной основы исследования динамики аппарата и эффективности его двигательной установки

3 Анализ влияния временных запаздываний при запуске и останове двигателя, импульсов выхода на режим и последействия тяги на динамические характеристики режима поддержания ориентации МКА

4 Оценка влияния разбросов параметров тягового импульса ЖРД МТ на точностные и расходные характеристики режима поддержания заданной ориентации МКА

Научная новизна работы

1 Разработана математическая модель тягового импульса ЖРД МТ, учитывающая наличие временных запаздываний при запуске и останове, импульса выхода на режим и импульса последействия тяги

2 Созданы инструментальные средства исследования различных режимов ориентации МКА, включающие в себя компьютерную модель собственно системы ориентации, модель двигателя и модель внешних воздействий

3 Получены оценки параметров предельных циклов при различных законах изменения внешних возмущающих воздействий и при различных значениях параметров импульсного режима ЖРД МТ, показывающие влияние неидеалыгастей функционирования двигателя на режиме поддержания заданной ориентации МКА

4 Выявлена степень влияния основных неидеальностей тягового импульса ЖРД МТ на динамику МКА с учетом его инерционно-массовых характеристик, в том числе с участками скользящих режимов

5 Построены области рационального применения ЖРД МТ в системе ориентации МКА

6 Оценена чувствительность предельного цикла системы ориентации МКА с ЖРД МТ к разбросу параметров тягового импульса.

Практическая ценность работы:

1. Тема диссертации соответствует потребности в исследованиях данного характера, обусловленной, в частности, предстоящей разработкой серии МКА специального назначения в ГНП РКЦ «ЦСКБ-Прогресс» (г. Самара)

2 Полученные в диссертации результаты позволяют осуществить оценку альтернативных проектных решений по МКА для выбора наиболее рационального решения

3 Разработанные инструментальные средства моделирования позволяют рассчитывать любые режимы ориентации КА с учетом функционирования произвольного набора двигателей ориентации на базе ЖРД МТ

4 Определены зависимости степени влияния неидеальностей тягового импульса ЖРД МТ на динамику МКА, что позволяет при проектировании заранеб учитывать степень этого влияния

Положения, выносимые на защиту:

1 Уточненная математическая модель тягового импульса ЖРД МТ, учитывающая влияние основных термодинамических неидеальностей на точностные и расходные характеристики режима поддержания заданной ориентации

2 Области рационального использования на МКА двигательных установок на базе ЖРД МТ

3 Оценка чувствительности предельного цикла системы ориентации МКА с ЖРД МТ к разбросу параметров тягового импульса

Апробация работы Основные научные положения и результаты диссертационной работы докладывались и обсуждались на научных семинарах Центра космической энергетики СГАУ, кафедры динамики полета и систем управления СГАУ, кафедры высшей математики и прикладной информатики СГТУ и на XIII Всероссийском семинаре по управлению движением и навигации летательных аппаратов Основные теоретические положения, разработки и рекомендации, полученные в ходе выполнения работы, внедрены в практику проектирования в Центре космической энергетики и реализованы в учебном процессе Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика С П Королева.

Публикации по теме диссертации Материалы, отражающие основное содержание диссертационной работы, опубликованы в 5 работах, в том числе одна работа опубликована в журнале, рекомендованном ВАК

Структура и объем работы: диссертация состоит из введения, четырех глав, выводов по работе, списка литературы из 51 наименования, двух приложений Работа содержит 153 страницы печатного текста, 87 рисунков и 11 таблиц

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность темы диссертационной работы, сформулированы цель и задачи исследования, изложены научная новизна и практическая ценность, сформулированы основные положения, выносимые на защиту

В первой главе рассматриваются особенности управления движением МКА

Задачи исследования динамических свойств и выявления оптимальных параметров систем управления МКА являются в настоящее время одними из приоритетных задач в плане дальнейшего развития космической техники

Поэтому основная проблема при разработке двигательной установки для МКА будет состоять в обеспечении тех параметров технологичности, которые достигнуты при разработке систем управления для КА среднего и большого классов

Здесь можно выделить следующие основные проблемные направления в технологии создания МКА

- сохранение достигнутых в классе больших (масса более 1000 кг) КА предельных соотношений между основными характеристиками собственно платформы и полезной нагрузки, например, отношение массы полезной нагрузки к полной массе КА порядка ОТпя =25. 30%, отношение потребляемой мощности

ткл

бортового приборного комплекса Ып ^ к мощности системы энергоснабжения Л^сзс _^£.=70 75%

- сохранение достигнутых в классе больших КА тактико-технических характеристик платформы спутника, прежде всего по таким параметрам, как точность угловой ориентации и стабилизации, коррекции орбиты и др ,

- сохранение достигнутых в классе больших КА сроков активного существования

Кроме того, эксплуатация МКА в том же диапазоне орбит, что и больших КА, потребует генерации (выработки) на борту аппарата сверхмалых импульсов тяги, обладающих как сверхмалой длительностью (порядка нескольких десятков миллисекунд), так и сверхмалым (для систем на ЖРД МТ) уровнем развиваемой тяги Л (рисунок 1)

Вторая глава диссертации посвящена методике расчета потребных значений тяг ЖРД МТ и запасов топлива двигательной установки для управления движением МКА относительно центра масс

В результате предварительного анализа решаемых системой управления (СУ) задач сформулирован следующий перечень частных показателей эффективности функционирования СУ (на рассматриваемом уровне исследований они используются и для оценки эффективности двигательной установки) время переориентации КА (Гпер),

точность ориентации связанных осей КА по углам (5ф) и стабилизации угловых скоростей (йш) по каналам управления,

суммарная масса двигательной установки (тдУ), масса расходуемого рабочего тела (ту)

R, кГ

развиваемой тяги R по времени t.

К основным параметрам, определяющим свойства двигательной установки (ДУ) как элемента СУ, обеспечивающего требуемый характер управляемого движения КА относительно центра масс на всех участках полета, следует отнести: располагаемую тягу одного двигателя ЖРД МТ (К,); располагаемый суммарный импульс (1т); удельный импульс (1У); запаздывание реакции ЖРД МТ на отслеживание управляющего сигнала при включении (гзапвю,) и выключении (гзапвыкл) двигателя; максимальная требуемая мощность бортового источника электрической энергии (Wmax); общее количество потребляемой двигательной установкой энергии (£Е); максимальное возможное число включений ЖРД МТ (пшах); максимальная частота включения ЖРД МТ (fmзк); максимальное время работы в непрерывном режиме (гнртах); максимально возможный импульс последействия (7пдтал); минимально возможная величина импульса ЖРД МТ (/mD); вид пусковой характеристики {R(t)).

К расчетным режимам работы системы управления МКА, можно отнести

- переориентацию,

- стабилизацию,

- компенсацию действующих на МКА возмущений,

- отслеживание заданного направления на навигационный или иной ориентир Характер управляемого движения МКА с учетом функционирования

элементов двигательной установки в общем виде описывается системой существенно нелинейных дифференциальных уравнений с переменными коэффициентами

Для первой (грубой) оценки величин рассматриваемых параметров решения получены при следующих допущениях

- так как в силу особенностей работы ЖРД МТ управление по каналам в реальных системах практически развязано, т е осуществляется принцип поочередного управления по каналам, то можно пренебречь взаимным влиянием каналов управления,

- возмущения отсутствуют,

- динамические характеристики импульса тяги ЖРД МТ не учитываются, считается, что двигатель работает как релейный элемент, вырабатывая идеальный П-образный импульс

С учетом указанных допущений математическая модель управляемого движения по любому каналу управления будет иметь вид

^ = О)

Л " Л ' ^

где 1 = Х,у,2 - индекс канала управления, М, = Л,/, - управляющий момент по г-

му каналу, ./, - главный центральный момент инерции тела относительно I-ой оси управления, и, - управляющий сигнал для ЖРД МТ, I, - плечо приложения тяги Я,

Ввиду особенностей характера работы реальных ЖРД МТ (при отсутствии регулирования модуля тяги) сигнал и, может принимать значения +1, если и. 2:1,

(2)

и, - 0, если -1 < и, < 1, -1, если н,<-1

М

Введем обозначение о, = —- и будем считать, что параметр а„ являющийся

•А

ускорением, в процессе исследования является искомым Будем считать, что /, и У, заданы, те известны параметры КА и характер размещения ЖРД МТ на борту аппарата, тогда требуемое значение тяги ЖРД МТ в 1-м канале управления может быть определено как

(3)

Суммарный импульс тяги и максимальная частота включения определяются соотношениями

¡=1

/, 1 (5)

т|п(',„ "О,

где суммарное время работы двигателя в 1-м канале управления, 1„, '„+] -текущее время процесса, соответствующее п~му и («+1)-му включению ЖРД МТ в 1-м канале управления, п - порядковый номер включения ЖРД МТ в /-м канале управления Отметим, что для определения величин основных параметров

двигательной установки достаточно знать потребное значение ускорения а, и циклограмму работы ЖРД МТ *

Третья глава диссертации посвящена формированию математической модели системы ориентации космического аппарата с учетом нелинейных свойств тяговой характеристики ЖРД МТ

Для моделирования процесса функционирования жидкостного ракетного двигателя малой тяги в системе ориентации КА и выявления влияния особенностей его тягового импульса на динамику аппарата вполне достаточно рассмотреть одноканальную систему ориентации В этом , случае дифференциальное уравнение угловых движений аппарата запишется в виде

где пу= Муи„ т„= МвПх, Мв - возмущающий внешний момент, МУ=Я I - управляющий момент, Я — тяга ракетного двигателя, I - плечо установки двигателя на борту аппарата, Зх - момент инерции аппарата относительно рассматриваемой связанной оси х

В соответствии с переходной характеристикой апериодического звена первого порядка изменение тяги по времени в реальном импульсе ЖРДМТ на участках импульса выхода на режим (ИВР) и импульса последействия тяги (ИПТ) с достаточной для практики точностью можно описать с помощью следующих соотношений

где t - текущее время нарастания или спада тяги с момента начала изменения тяги, Г/ - постоянная времени двигателя при пуске (постоянная времени импульса выхода на режим), Т2 - постоянная времени двигателя при останове (постоянная времени импульса последействия тяги), Яном ~ номинальное значения тяги на «площадке» импульса.

Необходимо отметить, что величина Яном ® данной модели импульса остается фиксированной, хотя в реальных условиях эксплуатации двигателя она в значительной степени зависит от температуры таким образом, что для первого включения двигателя Яном всегда меньше по модулю, нежели для последующих импульсов тяги, когда камера сгорания прогревается, и двигатель выходит на установившееся значение тяги

Величины Ti и Т2 определяются проекциями касательных к кривой изменения тяги на линию установившегося значения тяги Яном Имея экспериментальные кривые изменения тяги R(t) или давления в камере сгорания p(t), можно определить величины Tj и Т2 графически (рисунок 2) Постоянные времени характеризуют нарастание тяги на участке ИВР и спад тяга на участке ИПТ Их величины, как известно, зависят от величины заклепанного объема двигателя и площади критического сечения сопла

Длительность самих участков ИВР и ИПТ определяется из соотношения *перех= ЗТ, что на основании (7) соответствует при пуске двигателя выходу на режим тяги, равной 95% от номинала, а при останове двигателя - уменьшению тяги до 5% от номинала Эти значения тяг можно использовать как границы для определения неуправляемых участков импульса при данной его схематизации

Как следует из рисунка 2, реальный импульс тяги сдвинут по отношению к командному сигналу, снимаемому с трехпозиционного поляризованного реле При этом длительности ЗТ, и ЗТ2 характеризуют неуправляемые участки импульса, которые оказывают негативное влияние на процессы ориентации и стабилизации космического аппарата

-my+me>

(6)

dt2

(7)

Рисунок 2 - Командный сигнал (а) и импульс тяги ЖРД МТ (б) а) тс - длительность командного сигнала; б) т]( т2 -длительности суммарного запаздывания тяги двигателя при пуске и останове соответственно, ТЬТ2 - постоянные времени процессов нарастания и спада тяги, т0,95 - суммарная длительность нарастания тяги двигателя до 95% от номинала, т0,о5 - суммарная длительность спада тяги до 5%

от номинала

Времена г; и г2) характеризующие указанный сдвиг, являются длительностью чистого запаздывания клапана соответственно при его открытии и закрытии Длительность 1> соответствует времени с момента подачи электрической команды на включение двигателя до момента трогания якоря и определяется из уравнения изменения тока в обмотке электромагнитного привода клапана

Компьютерная модель системы ориентации КА с ЖРД МТ в контуре управления реализована с помощью программного комплекса МУТи (моделирование в технических устройствах), который представляет собой современную программную среду, применяемую для детального исследования и анализа нестационарных процессов в системах автоматического управления, в следящих приводах и роботах, в любых технических системах, описание динамики которых может быть реализовано методами структурного моделирования

Далее представим полную структурную схему системы ориентации с учетом блоков ИВР и ИПТ (рисунок 3) Эта схема требует определенных пояснений В среде

ДУ

Кг -М Ке

8 11

1С к,

9 1 12

Г^+1 тг'.Г+1

ф)

ж

Схема ИВР

4(1)

Схема ИПТ

Ы*)

14

Рисунок 3 - Структурная схема системы ориентации космического аппарата по одному каналу управления с учетом ИВР и ИПТ реального тягового импульса двигателей и с учетом временного запаздывания при запуске и останове (схема представлена в стандартных обозначениях среды МУТи)

МУТи эта схема преобразуется в соответствующую систему блоков, заданных своими передаточными функциями На представленной схеме блок 1, генерирующий единичную ступенчатую функцию Хевисайда, используется как запускающий схему блок при проведении численного интегрирования и получения переходных процессов и фазовых портретов, таким образом, данный блок носит служебную функцию, блоки 2 и 3 имитируют измерительную систему - датчик угла и датчик угловой скорости Блоки 4 и 5 имитируют электронный усилитель и трехпозиционное реле Блок 6 является ключом, позволяющим запускать либо схему ИПТ, либо схему ИВР в зависимости от фронта нарастающего или убывающего сигнала {/(/), снимаемого с блока 5 Блоки с обозначением «+» представляют собой обыкновенные алгебраические сумматоры, а блок 13 является блоком, реализующим произведение двух переменных Блоки 7 и 10 реализуют запаздывание в системе ориентации, блоки 9 и 12 формируют импульсы выхода на режим и последействия тяги согласно (7), динамика космического аппарата по одному каналу управления моделируется блоками 15 и 16 (блоки-интеграторы), причем в блоке 15 при его настройке учитываются начальные условия движения в системе ориентации, то есть р(о) * 0

Блок 17 позволяет формировать фазовый портрет системы в координатах {<pif), <p(tfj и выводить его на экран монитора или на печать.

Компьютерная модель системы ориентации КА позволяет исследовать влияние различных факторов, связанных с неидеальностью тяговой характеристики двигателя, на динамику аппарата. При этом использование моделирующей среды MVTU позволяет в автоматическом режиме определять все основные параметры предельных циклов: их амплитуды по углу А и по угловой скорости Аф, а также различные

временные интервалы (период цикла, длительность импульса и длительность паузы).

В четвертой главе проведен анализ результатов моделирования режима поддержания заданной ориентации КА.

На рисунках 4,5 представлены результаты моделирования режима поддержания заданной ориентации КА по одному из каналов управления. Начальные условия движения составили: Ср0 =0; ф0 = 0,5 рад/с. Процесс перехода на предельный цикл в

данном случае требует однократного включения двигателей, создающих управляющие моменты разного знака. Далее режим поддержания заданной ориентации становится автоколебательным, с переменным включением двигателей ориентации. При этом моделируется идеальный П-образный тяговый импульс двигателя без временных запаздываний при запуске и останове Т]=г2=0. Параметры предельного цикла составляют: Aç =0,240 рад; Аф =0,200 рад/с

угловая скорость, рад/с

0.5 0.1 о.з 0.2

0.1 о -0.1 -0.2 -0.3

M \

; \/\

\

-0.2 -0.1 О 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6

угол ориентации, рад

Рисунок 4 — Фазовый портрет предельного цикла - идеальная модель импульса двигателя г1=т2=0.

Полученные результаты далее будем принимать за опорные, сравнение с которыми по другим моделям тягового импульса и с учетом различных

неидеальностей тягового импульса двигателя впоследствии должно выявить соответствующую специфику в динамике движения КА относительно центра масс.

Результаты моделирования режима поддержания заданной ориентации КА с учетом экспоненциального характера изменения тяги управляющих двигателей и с учетом временного запаздывания при запуске и останове показывают (рисунок 6), что все геометрические, временные и расходные характеристики предельных циклов существенно изменяются по мере роста импульса выхода двигателя на режим и импульса последействия тяги. Несимметричность тягового импульса двигателя, т.е. ЗТ/^§Т2, приводит к несимметричности предельного цикла. Этот эффект обнаруживается уже при малых значениях параметров 31) и ЗТ2.

Несимметричность предельного цикла возрастает при значениях ЗГу=0,10 с и 3г2=0,30 с, то есть при наличии значительной разницы в импульсах выхода двигателя на режим и последействия тяги.

Анализ этих результатов показывает, что с ростом величин запаздывания Т1 и т2, импульсов выхода двигателя на режим и последействия тяги длительности включения двигателей в цикле увеличиваются, соответственно растет расход рабочего тела в цикле.

Г/

т

.3

4 -3 -2 .1 о 1 2 3 4 -

Рисунок 5 - Фазовый портрет предельного цикла: 2-е идеальной моделью импульса двигателя (Т1=Т2=0);

2-е идеальной моделью импульса двигателя с временным запаздыванием (Х|=т2=0,015 с); ф = ; <р = — , где , Ч>, - угловая скорость и угол ориентации для

Фи <Ри

идеального П-образного импульса тяги двигателя.

Дальнейшее увеличение запаздываний при запуске и останове, а также импульсов выхода двигателя на режим и последействия тяги приводит к неустойчивости процесса ориентации. В системе ориентации автоподстройка параметров тягового импульса двигателя возможна только по измеренным значениям фазовых координат системы, в широких пределах такая автоподстройка невозможна,

поскольку изменение тяги двигателей в пределах 50...80% в импульсных режимах включений на сегодняшний день не может быть обеспечена.

1-е идеальной моделью импульса двигателя (Т]=г2=0); 2-е экспоненциальной моделью импульса двигателя с временными запаздываниями при запуске и останове (г5=0,1 с; т2=0,1 с).

скорости от времени запаздывания при запуске и останове двигателя.

■

По результатам проведенного анализа были построены зависимости относительных амплитуд предельного цикла режима поддержания заданной ориентации по угловой скорости Аф от времени запаздывания при запуске и останове двигателя г, и тг (принималось т1=т2=т) при различных массовых характеристиках МКА (рисунок 7). _ ^

На рисунке 7 Аф = —-— относительная амплитуда предельного цикла, Ар -

амплитуда предельного цикла по угловой скорости в системе с временным запаздыванием г, А^ - амплитуда предельного цикла по угловой скорости в системе без временных запаздываний при запуске; т.- масса МКА; г - запаздывание при запуске двигателя и останове (принимается т=г,=г2).

Также были построены области рационального применения ЖРД МТ на МКА при различных значениях шит, при заданном уровне точностной характеристики Ам (рисунок 8).

Рисунок 8 - Области рационального использования ЖРД МТ на МКА при различной массе МКА и различном временном запаздывании при запуске и останове двигателей; m - масса МКА; г- запаздывание при запуске двигателя и останове (t=Tj=t2).

Ограничения, отображенные на рисунке 8, имеют следующее обоснование: значения ниже границы ~а =1 не рассматриваются, т.к. уменьшение Аф в данном случае сопровождается критическим изменением топологии предельного цикла и наличием постоянной ошибки в системе ориентации; значение г=0,020с -минимальное на сегодняшний день значение запаздывания для МКА (оно связанно с физикой работы клапана и с термодинамическими процессами, проходящими в камере сгорания); значение г- 0,050 с - длительность минимального командного сигнала; уровень точностной характеристики (задается в соответствии с программой полета МКА); тА...тв - интервал допустимых значений г для МКА массой 100 кг при заданной точностной характеристике а~3 ; tc...td- интервал допустимых значений г для МКА массой 200 кг при заданной точностной характеристике А„.

КГ

кг

кг

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ ПО РАБОТЕ

В работе выполнено исследование влияния неидеальностей тягового импульса жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРД МТ) на динамику малых космических аппаратов (МКА), направленное на совершенствование одного из главных режимов движения - поддержания заданной ориентации

В результате проведенных исследований получены следующие выводы и практические результаты

1 Уточнена математическая модель тягового импульса ЖРД МТ с учетом временных запаздываний при запуске и останове, импульса выхода на режим и импульса последействия тяги, влияющих на динамику полета МКА

2 Построена компьютерная модель одноканальной системы ориентации МКА на базе ЖРД МТ, учитывающая основные особенности тягового импульса двигателя, измерительный и преобразовательный тракты, и позволяющая рассчитывать точностные и расходные характеристики различных режимов движения МКА

3 Выполнен анализ влияния временных запаздываний при запуске и останове двигателя, импульсов выхода на режим и последействия тяги на динамические характеристики режима поддержания ориентации МКА Получен диапазон предельных величин временных запаздываний в двигателе, обеспечивающий заданный средневременной расход рабочего тела в предельном цикле

4 Получены области рационального применения ЖРД МТ в контуре управления МКА, зависящие от инерционно-массовых характеристик аппарата и уровня временных запаздываний в двигателе

5 Проведена оценка чувствительности системы ориентации МКА к разбросу параметров тягового импульса ЖРД МТ при реализации режимов прецизионной ориентации

6 Результаты работы использовались в проектных разработках в Центре космической энергетики Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика С П Королева

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ ДИССЕРТАЦИИ ОТРАЖЕНО В СЛЕДУЮЩИХ

ПУБЛИКАЦИЯХ:

1 Сирант, А. Л. Исследование динамики космического аппарата с системой ориентации на базе двухкомпонентных жидкостных ракетных двигателей малой тяги [Текст] I АЛ Сирант, Б А Титов II Вестник СГАУ, 2007 Вып - 1 (12) - С 98-105

2 Сирант, А Л. Исследование режима поддержания заданной ориентации космического аппарата с системой жидкостных ракетных двигателей малой тяги в качестве исполнительных органов [Текст] /АЛ Сирант - М - Деп в ВИНИТИ Х»9,31 07 2007, № 794-В2007

3 Сирант, А. Л. Разработка электронной модели системы ориентации космического аппарата с жидкостными ракетными двигателями малой тяги [Текст] /А Л Сирант -М-Деп в ВИНИТИ №9, 31 07 2007, № 795-В2007

4 Сирант, А. Л. Влияние неидеальностей тягового импульса жидкостного ракетного двигателя малой тяги на динамику космического аппарата [Текст] / А Л Сирант // Труды XIII Всероссийского семинара по управлению движением и навигации летательных аппаратов - Самара СГАУ, 2007

5 Сирант, А. Л. Динамика космического аппарата с жидкостными ракетными двигателями малой тяги в качестве исполнительных органов в условиях действия возмущающего момента [Текст] /АЛ Сирант // Труды XIII Всероссийского семинара по управлению движением и навигации летатечьных аппаратов - Самара СГАУ, 2007

Подписано в печать 24 06 08 Формат 60x48 1/16 Бумага офсетная Печать оперативная Уел печ л 1,00 Тираж 100 экз

Отпечатано с готового оригинал-макета в ГОУ ВПО «Самарский государственный аэрокосмический университет им академика С П Королева» (СГАУ) 443086, Самара, Московское шоссе, 34

ВВЕДЕНИЕ

1. ОСОБЕННОСТИ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

1.1 .Целевые задачи, решаемые МКА.

1.2.Общая характеристика динамических свойств МКА как объекта управления.

1.3.Критика типов систем управления ориентацией МКА.

1.4.Определение потребных параметров системы ЖРД МТ

2. МЕТОДИКА РАСЧЕТА ПОТРЕБНЫХ ЗНАЧЕНИЙ ТЯГ ЖРД МТ И ЗАПАСОВ ТОПЛИВА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ МКА ОТНОСИТЕЛЬНО ЦЕНТРА МАСС

2.1.Проблема выбора параметров двигательной установки.

2.2.Режим переориентации.

2.3.Режим компенсации возмущений.

2.4.Режим стабилизации.

2.5.Режим отслеживания заданного направления.

3. ФОРМИРОВАНИЕ МАТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ СИСТЕМЫ ОРИЕНТАЦИИ МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С УЧЕТОМ НЕЛИНЕЙНЫХ СВОЙСТВ ТЯГОВОЙ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЖРД МТ

3.1. Основные предположения о характере процессов в системе ориентации.

3.2. Газодинамическая модель импульсного режима ЖРД МТ.

3.3. Учет нелинейных свойств тяговой характеристики.

3.4. Компьютерная модель системы ориентации космического аппарата с учетом нелинейных свойств тягового импульса реактивных двигателей.

3.5. Подготовка исходных данных для моделирования.

4. АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ МОДЕЛИРОВАНИЯ РЕЖИМА ПОДДЕРЖАНИЯ ЗАДАННОЙ ОРИЕНТАЦИИ МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

4.1. Идеальная П-образная модель тягового импульса ЖРД МТ.

4.2. Идеальная П-образная модель тягового импульса с учетом временного запаздывания при запуске и останове.

4.3. Экспоненциальная модель тягового импульса ЖРД МТ с учетом временного запаздывания при запуске и останове.

4.4. Анализ результатов моделирования режима поддержания заданной ориентации в условиях существенного изменения внешних возмущающих воздействий.

4.4.1. Оценка деформации предельного цикла при действии на космический аппарат постоянного возмущающего момента.

4.4.2. Оценка деформации предельного цикла при действии на космический аппарат гармонически изменяющегося внешнего возмущающего момента.

4.5. Анализ результатов моделирования режимов поддержания заданной ориентации с участками скользящего режима.

4.6. Оценка влияния разбросов параметров тягового импульса ЖРД МТ на точностные и расходные характеристики режима поддержания заданной ориентации МКА.

Существуют различные признаки, по которым классифицируются космические аппараты - по назначению полезной нагрузки, по цели запуска, по национальной принадлежности, по способу вывода, по времени активного существования и так далее, но есть один признак, формально относящейся к массе и размерам аппарата, по сути, может рассматриваться как качественный. В 90-х годах прошлого столетия все чаще стал звучать термин «малый спутник». Сейчас трудно установить приоритет того, кто впервые использовал это слово как термин, классифицирующий новый класс космических аппаратов. В 1990 году известная европейская фирма Arianespace, разработчик и производитель ракет-носителей ' Ariane, предложила платформу под названием ASAP (Ariane Structure for Auxiliare Payloads) в виде большой плоской шайбы диаметром 2.9 м, размещаемой между последней третьей ступенью ракеты Ariane-4 и выводимым ею основным космическим аппаратом. На платформе были размещены шесть спутников значительно меньшего размера по сравнению с основным аппаратом. С космодрома Куру во Французской Гвиане 22 января 1990 г. попутно с основным спутником SPOT-2 (масса 1870 кг) ракета-носитель Ariane-4 вывела на орбиту шесть малых спутников: радиолюбительские американские PACSAT и Webersat, аргентинский Lusat и бразильский Microsat-2 (каждый массой по 12 кг), а также английские UoSat-3 и Uosat-4 (по 48 кг). Тогда же Arianespace предложила условную классификацию спутников по массе [1]. Использование этой классификации в качестве некоторого общепринятого критерия оказалось удобным, и она была принята ведущими космическими агентствами.

Таким образом, обобщив данные отечественных и зарубежных публикаций, можно представить следующую классификацию малых космических аппаратов (МКА) [1,2, 4]:

- средние (500- 1000 кг);

- миниспутники (100-500 кг);

- микроспутники (20 - 100 кг);

- наноспутники (1-20 кг);

- пикоспутники (0,1 — 1 кг);

- фемтоспутники (менее ОД кг).

Необходимо отметить мировую тенденцию создания MICA. Так, например, из 40 реализуемых программ США около трети программ ориентированы на создание МКА для обеспечения тактической разведки и связи.

МКА как объект космической техники появились еще в 60-е гг. XX века. Таким КА был, например, первый ИСЗ, а из аппаратов, имеющих военно-прикладное назначение, - американский КА радиотехнической разведки «GRAB». Однако существовавший в то время уровень технологий не позволял достигнуть необходимой эффективности КА и поэтому основную долю в орбитальных группировках составляли средние и тяжелые (часто универсальные) КА, предназначенные для решения широкого круга задач. Стоимость этих КА, как правило, исчислялась сотнями миллионов долларов, что существенно сдерживало дальнейшее освоение космического пространства. Побудительным мотивом для перехода от создания и использования крупных универсальных спутников к МКА стал прорыв в электронике, двигателестроении, в области создания новых конструкционных материалов и др. областях. В связи с развитием элементной и технологической баз для создания реальных космических аппаратов в 90-х гг. появилась возможность создания новых концепций использования многоспутниковых систем [2].

Основное достоинство малого КА - это ценовая привлекательность, которая дополняется реальной возможностью быстро продать или сдать их в аренду. Низкая цена малого КА позволяет также формировать целые спутниковые системы, которые могут осуществлять непрерывный мониторинг земной поверхности, а также решать вопросы телекоммуникации. Глобальные изменения в мировой космонавтике приводят к тому, что все больше стран вступает в «космический клуб» для решения не только вопросов престижа, но и конкретных задач. Наступает эра прагматичного космоса, когда стало важнее создание экономичных средств, которые должны приносить экономический эффект и в сжатые сроки. Эта тенденция в ближайшее время приведет к тому, что членами клуба будут отдельные крупные компании, обладающие своим собственным космическим сегментом для решения конкретных внутренних задач. Глобальные по своему применению космические технологии уже вышли из экспериментальной стадии и нашли широкое коммерческое применение. Следует отметить, что наиболее доходными сферами деятельности российской космонавтики на ближайшее десятилетие являются: развитие спутниковой связи и навигации (особенно для удаленных районов и транспорта), космических систем дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) (картографирование, исследование природных ресурсов, метеообеспечение, экологический мониторинг, природопользование, предупреждение о природных и техногенных катастрофах). Анализ тенденций развития космических технологий показывает, что одним из наиболее перспективных путей их совершенствования является создание и применение малых аппаратов и систем на их основе.

В настоящее время жесткая < конкуренция космических товаров и услуг на мировом рынке заставляет его участников предоставлять свои возможности в кратчайшие сроки, качественно и по низким ценам без снижения целевой эффективности космических систем. Основным препятствием при продвижении на рынке являются высокая стоимость и продолжительность создания КА, средств выведения, а также высокая стоимость запусков и длительное время их подготовки. Одним из вариантов удешевления запусков, по мнению отечественных и зарубежных специалистов, является радикальное уменьшение массы КА [1].

Достижения последних 10 лет в области микроэлектроники и микроэлектромеханики позволили создавать малые КА, ни в чем не уступающие большим по целевым характеристикам. Однако появление и развитие нанотехнологий, микромехатроники и молекулярной электроники уже сейчас делает возможным создание спутников, умещающихся на ладони. Именно на активную разработку и внедрение в космическую технику названных технологий и направлен, например, стратегический план NASA, утверждённый в 1997 году. Причины же, побуждающие обращать всё большее внимание на разработку сверхмалых аппаратов, как и сущность самой указанной программы, можно охарактеризовать одной ключевой фразой: «Быстрее, лучше, дешевле!». Известно, что основным препятствием на пути широкого использования околоземного пространства в интересах общества сегодня являются высокая стоимость как собственно КА, так и выведения его на орбиту. Следующий по значимости фактор - длительное время создания спутника и подготовки к старту. Всё это ведёт к удорожанию конечных результатов космической деятельности. В частности, существующие сегодня программы дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) диктуют столь высокие цены на получаемую информацию, что число ее потребителей ограничивается весьма узким кругом специалистов из развитых стран. Разрешить это противоречие и могли бы малые КА, основными преимуществами которых являются сравнительно низкая стоимость и небольшие сроки разработки.

Применение МКА обеспечивает ряд преимуществ [3,4]:

- возможность экономически более целесообразного решения целого ряда задач в области мониторинга Земли, связи, навигации и управления, отработки новых технологий, требующих оперативного выполнения;

- снижение затрат и времени на разработку, изготовление и развертывание космических аппаратов и систем, позволяющих внедрять наиболее передовые технологии;

- возможность быстрой реализации базовых конструкторско-технических решений с последующей модернизацией благодаря использованию модульной архитектуры;

- малые собственные гравитационный, электромагнитный и газовый фоны;

- низкие стоимостные характеристики наряду с возможностью запуска дешевыми конверсионными ракетами-носителями и перспективными авиакосмическими средствами;

- более высокую живучесть и надежность проектируемых космических систем благодаря более высокой технологической надежности как самих МКА, так и структур проектируемых на их основе систем;

- меньшие финансовые и технические проблемы при развертывании систем на основе МКА;

- возможность более широкого коммерческого использования существующих и внедрения« новых услуг космических систем благодаря их более низкой удельной стоимости.

Одной из причин, обуславливающих низкую стоимость сверхмалых КА, является то, что их разработка не требует вовлечения большого количества специалистов. Так, в создании микроспутника «Мегоре» было задействовано 25 человек, а пикоспутники «Artemis» получили путёвку в жизнь благодаря 7 аспиранткам университета Санта - Клара (Северная Калифорния) [4]. Относительно простая форма и конструкция спутников существенно упрощают их проектирование, расчёты и постройку, а малые размеры не требуют использования уникальных испытательных стендов, которые часто оказываются сложнее и дороже самого КА. Кроме того, упрощается и наземный сегмент - оборудование ЦУП, а также средства приёма и обработки информации могут базироваться на обычных персональных компьютерах. На вопросе о стоимости запусков остановимся подробнее. Наиболее широко используемой сегодня экономической характеристикой транспортной космической системы является стоимость выведения на ту или иную орбиту одного килограмма полезной нагрузки. Следовательно, чем меньше спутник, тем ниже цена, которую платит заказчик за его выведение. Однако не всё обстоит столь просто и однозначно, как кажется с первого взгляда. На сегодняшний день наиболее рентабельными средствами выведения малых КА на орбиту являются российские конверсионные ракеты, созданные на базе МБР PC-18 (РН «Стрела» и «Рокот», масса полезной нагрузки, выводимой на низкую околоземную орбиту, составляет соответственно 1,8 и 1,9 т.) и РС-20 (РН «Днепр», 3,75 т) [3]. Стоимость запуска находится в пределах от 8 до 14 млн. долларов, то есть в пересчёте на килограмм полезной нагрузки - от 3 до 5 тысяч долл./кг. Однако величина эта рассчитана для максимально возможной полезной нагрузки, и при дальнейшем снижении массы выводимого на данном носителе аппарата будет возрастать. Снижение грузоподъёмности носителя, как показывает практика, также приводит к увеличению стоимости вывода 1 кг полезной нагрузки. Примером может служить созданная на базе МБР «Minuteman - 2» PH «Minotaur» (0,64 т., 12,5 млн. долл.). Поэтому для сверхлёгких аппаратов пока единственным экономически оправданным способом выведения остаётся запуск «piggiback», то есть в качестве попутной нагрузки вместе с более крупным КА. Частным случаем является запуск с пилотируемой орбитальной станции или космического корабля. Так, например, в 1982 году со станции «Салют-7» были запущены советские экспериментальные аппараты «Искра-2» и «Искра-3» массой по 28 кг каждый, в 1997 с борта «Мира» отправился в полёт «Радиоспутник-17», а количество миниаппаратов, выведенных «Шаттлами», сосчитать сложно. Весьма удобными для запуска мини - и микроспутников являются системы воздушного старта. Существующая американская АКС «Pegasus» выводит на низкую орбиту полезную нагрузку массой 0,32 - 0,37 т, правда, при стоимости пуска от 11 до 15 млн. долларов. Но, наверное, наиболее удобной и экономичной была бы система, базирующаяся не на транспортном самолёте или бомбардировщике, а на истребителе. Один из таких проектов, сверхмалая РН «Микрон», стартуя с истребителя МИГ-31, могла бы доставлять на орбиту спутник массой до 200 кг.

Анализ тенденций в рамках развития малой космической техники показывает, что в ближайшей перспективе особое место в космических программах займут микро- и наноспутники.

Реализация всего многообразия МКА не возможна без дальнейшей миниатюризации вплоть до наноструктур, создание которых и является областью нанотехнологии, т.е. перехода от исследований в структурах от единиц и сотен нанометров до микроприборов к организации их промышленного производства [7].

В настоящее время США, как мировой лидер в технологии малого аппаратостроения, сосредоточили свои усилия на тех направлениях развития военных космических систем, в которых обеспечивается максимально возможное число альтернативных вариантов развития. Это позволит им:

- обеспечить для конкурентов высокую степень неопределенности представлений о возможных путях развития космического аппаратостроения и целевой аппаратуры;

- обеспечить концентрацию усилий и ресурсов на тех направлениях развития, в которых наметился явный отрыв от других стран (видеоспектроскопия, нанотехнология, нейроинформатика, искусственный интеллект и т.д.);

- обеспечить активное внедрение в • много спутниковые космические коммерческие системы тщательно легендируемые КА военного назначения (анализ разработок подобных КА указывает на постоянное увеличение динамики такого процесса).

Популярности малых КА способствовали и глобальные изменения в мировой космонавтике. Наступивший век характеризуется вступлением в космический клуб все новых стран Азии и Латинской Америки (Корея, Сингапур, Малайзия, Таиланд, Аргентина, Чили и др.). Необходимость разработки собственных КА эти страны рассматривают, исходя, прежде всего из прагматических интересов, а не из соображений престижа. Наступает эра прагматичного космоса - создание экономичных средств, которые должны приносить экономический эффект и в сжатые сроки. Специалисты считают, что к 2010 году более 90% численного состава орбитальных группировок космических систем будут составлять МКА.

Точную величину рыночного спроса на малые КА дать затруднительно, однако можно считать, что при стоимости типового МКА —10 млн. дол. и потребности в -1200 МКА величина спроса в ближайшие десять лет может превысить 10-12 млрд. дол. При этом можно предполагать, что:

- КА будут развиваться по двум направлениям: сверхтяжелые КА и малые КА;

- появление МКА существенно «оживит» рынок легких средств выведения;

- развитие МКА стимулирует развитие и совершенствование принципиально новых технологий, например, молекулярной и атомной нанотехнологии;

- один из перспективных рынков - развивающиеся страны, некоторые из которых уже создали национальные космические агентства;

- наиболее полной реализации возможностей микро-КА можно ожидать в период 2010-2020 гг.

Современная ситуация такова, что создание космических платформ и полезной нагрузки перспективного малого спутника невозможно без широкой кооперации с ведущими производителями космической техники по всему миру. Только использование последних достижений космических технологий позволит создать действительно конкурентоспособный малый космический аппарат.

В Федеральной космической программе (ФКП) России, утвержденной Постановлением Правительства Российской Федерации № 288 от 30 марта 2000 г., создание малых КА и особенно научно-технического и технологического задела для них отнесено к приоритетным работам и представлено как целевое направление на предстоящую перспективу. Ожидается, что более широкое развитие и применение МКА будет возможным в ФКП на период 2010-2015 гг. на основе создаваемого задела.

Актуальность.

Разработка малых космических аппаратов (МКА) требует применения таких управляющих воздействий (как в движении центра масс, так и в движении относительно центра масс), которые бы обеспечивали аппарату требуемое качество переходных процессов в каналах управления.

Это значит, что уровень развиваемых управляющих ускорений должен быть того же порядка, что и в случае больших космических аппаратов (КА), для которых эти задача является успешно решенной.

Выдерживание этого параметра для МКА требует существенного снижения уровня тяги применяемых ЖРД МТ, поскольку существенное уменьшение моментов инерции МКА относительно осей ориентации, требует применения значительно более низких управляющих моментов.

Отсюда возникает проблема создания на борту МКА малых и сверхмалых управляющих тяг, которые становятся подверженными целому ряду неидеальностей работы двигателей на импульсных режимах с минимальной длительностью импульса.

Таким образом, реализация высокоточных (прецизионных) режимов поддержания ориентации МКА напрямую зависит от возможности ЖРД МТ генерировать высокоточные тяговые импульсы минимальной величины.

В указанной связи исследование влияния рабочего импульса ЖРД МТ на динамику МКА становится актуальной научно-технической задачей.

Анализом и расчетом термодинамических процессов в ЖРД МТ в разное время занимались следующие специалисты: Левин В. Я. [22], Кочетков Ю. Н. [32], Нигодюк В. Е., Березанская А. П. [30], Дубинкин Ю. М., Рыжков В.В., Забатин В. Г., Волкова Е. JI. [31]. Проблемой оптимизации двигательных установок на базе ЖРД МТ, а также вопросами динамики КА с двигателями этого типа занимались: Годлевкий В. Е., Рутовский Н. Б. [15], Бебенин В. А. [19], Кокорин В. В. [21], Разыграев М. В. [39], Соловьев Е. В, Козлов А. А. [26, 27], Гришин Б. В., Харламов Н. П. [11]. Анализ динамики КА с ЖРД МТ в контурах управления в разных постановках рассматривался в работах: Беляева Н. М., Уварова Е. И. [9], Гаушуса Э. В., Раушенбаха Б. В. [10], Смольянинова Н. Д. В 1976 г. Вышла монография Гаушуса Э. В. «Исследование динамичских систем методом точечных преобразований» [16], где была рассмотрена динамика КА с идеальной П-образной моделью импульса двигателя.

Теоретические основы анализа нелинейных колебаний (метод точечных преобразований) был заложен академиком Андроновым A.A. и его учениками Виттом А. А. [33] и Хайкиным С. Э., также работы по нелинейным системам управления вели Пономарев В. М. [20], Артюхин Ю. П. [25], В. М. Кудрявцев [28], К. Б. Алексеев, К. С. Колесников и Н. Г.Киреев [40-42]. Из иностранцев в этой области работали: Ф. Меш, Г. Швейцер, К. Стопфкахен (Германия), В. Мангер, Р. Фишер (США), Р. Сфорзини [36], Д. Скул, Е. Блекборн, Р. Хемминг [46], Р. Чилтон, Р. Кларк (NASA, США). Также свой вклад в исследование динамики КА с ЖРД МТ внесли работы Вьюжанин А. И. [18], Горелова Ю. Н. [13], Белоконова В. М. и Титова Б. А. [12, 13]

Целью диссертационной работы является параметрический анализ влияния неидеальностей рабочего импульса ЖРД МТ на точностные и расходные характеристики МКА для режима поддержания заданной ориентации.

Для достижения сформулированной цели в работе решаются следующие задачи:

1.Построение уточненной математической модели тягового импульса ЖРД МТ путем учёта временных запаздываний при запуске и останове двигателя, импульса выхода на режим и импульса последействия тяги влияющих на динамику полета МКА.

2.Разработка компьютерной модели одноканальной системы ориентации МКА с ЖРД МТ в контуре управления как инструментальной основы исследования динамики аппарата и эффективности его двигательной установки.

3. Анализ влияния временных запаздываний при запуске и останове двигателя, импульсов выхода на режим и последействия тяги на динамические характеристики режима поддержания ориентации МКА.

4.Оценка влияния разбросов параметров тягового импульса ЖРД МТ на точностные и расходные характеристики режима поддержания заданной ориентации МКА.

Научная новизна работы:

1. Разработана математическая модель тягового импульса ЖРД МТ, учитывающая наличие временных запаздываний при запуске и останове, импульса выхода на режим и импульса последействия тяги.

2. Созданы инструментальные средства исследования различных режимов ориентации МКА, включающие в себя компьютерную модель собственно системы ориентации, модель двигателя и модель внешних воздействий.

3. Получены оценки параметров предельных циклов при различных законах изменения внешних возмущающих воздействий и при различных значениях параметров импульсного режима ЖРД МТ, показывающие влияние неидеальностей функционирования двигателя на режиме поддержания заданной ориентации МКА.

4. Выявлена степень влияния основных неидеальностей тягового импульса ЖРД МТ на динамику МКА с учетом его инерционно-массовых характеристик, в том числе с участками скользящих режимов.

5. Построены области рационального применения ЖРД МТ в системе ориентации МКА.

6. Оценена чувствительность предельного цикла системы ориентации МКА с ЖРД МТ к разбросу параметров тягового импульса.

Практическая ценность работы:

1.Тема диссертации соответствует потребности в исследованиях данного характера, обусловленной, в частности, предстоящей разработкой серии МКА специального назначения в ГНП РКЦ «ЦСКБ-Прогресс» (г. Самара).

2.Полученные в диссертации результаты позволяют осуществить оценку альтернативных проектных решений по МКА для выбора наиболее рационального решения.

3 .Разработанные инструментальные средства моделирования позволяют рассчитывать любые режимы ориентации КА с учетом функционирования произвольного набора двигателей ориентации на базе ЖРД МТ.

4.0пределены зависимости степени влияния неидеальностей тягового импульса ЖРД МТ на динамику МКА, что позволяет при проектировании заранее учитывать степень этого влияния.

Положения, выносимые на защиту:

1. Уточненная математическая модель тягового импульса ЖРД МТ, учитывающая влияние основных термодинамических неидеальностей на точностные и расходные характеристики режима поддержания заданной ориентации.

2. Области рационального использования в системе ориентации МКА двигательных установок на базе ЖРД МТ.

3. Оценка чувствительности предельного цикла системы ориентации МКА с ЖРД МТ к разбросу параметров тягового импульса.

Личный вклад автора:

1. Анализ проблем и особенностей управления малых космических аппаратов, связанных с их инерционно-массовыми характеристиками.

2. Разработка уточненной математической модели тягового импульса ЖРД МТ, учитывающей влияние основных термодинамических неидеальностей тягового импульса двигателя на точностные и расходные характеристики режима поддержания заданной ориентации.

3. Разработка компьютерной модели системы ориентации МКА с ЖРД МТ в каналах управления.

4. Проведение серии испытаний по моделированию режима поддержания заданной ориентации МКА с учетом основных неидеальностей импульса двигателя.

5. Анализ полученных результатов и выработка рекомендаций по выбору рациональных параметров ЖРД МТ используемых для МКА.

Задачи исследования динамических свойств и выявления наиболее оптимальных параметров систем управления МКА, являются в настоящее время одними из приоритетных задач в плане дальнейшего развития космической техники.

При построении адаптивных систем управления объектами ракетно-космической техники с двухкомпонентными жидкостными ракетными двигателями малой тяги (ЖРД МТ) в контуре управления возникает целый ряд сложных проблем, связанных не в последнюю очередь с неидеальностями импульсных режимов включения подобных двигателей. С точки зрения динамики движения объекта, например, космического аппарата, подлежат детальному изучению и учету такие неидеальности тягового импульса двигателей, как:

- временные запаздывания при запуске и останове двигателя;

- наличие импульса выхода на режим установившейся тяги;

- наличие импульса последствия тяги;

- тепловое и массовое взаимодействие импульсов тяги двигателя на высоких частотах включения;

- сложность регулировки тяги двигателя при реализации адаптивных режимов управления и ряд других.

В настоящей работе проводится исследование динамики движения космического аппарата по одному из каналов управления с учетом перечисленных первых трех типов неидеальностей тягового импульса двигателей. Исследование проводится методами структурного моделирования с применением современной программной среды «МУТи» (моделирование в технических устройствах), используемой для детального анализа и синтеза нестационарных процессов в технических системах, описание динамики которых может быть реализовано нелинейными дифференциальными уравнениями высокого порядка и нелинейными функциями с точками разрыва первого рода, а также нелинейностями логического типа (различными функциональными ключами).

Диссертация состоит из введения, четырех глав, выводов, заключения и приложения.

6. Результаты работы использовались в проектных разработках Центра космической энергетики Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика С. П. Королёва

В качестве дальнейшего развития вышеизложенной проблематики целесообразно рассмотреть другие имеющиеся алгоритмы поддержания заданной ориентации, например, использующие не аналоговую, а цифровую, более гибкую, обработку измеренной информации и цифровое управляющее устройство. При этом необходимо рассмотрение таких режимов включения управляющих двигателей, которые были бы реализованы на минимально допустимых импульсах или на близких к минимально допустимым. В этом случае следует ожидать минимальных значений амплитуд колебаний предельного цикла по углу и по угловой скорости.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В работе выполнено исследование влияния неидеальностей тягового импульса ЖРД МТ на динамику МКА, направленное на совершенствование одного из главных режимов движения - поддержания заданной ориентации.

В результате проведенных исследований получены следующие выводы и практические результаты:

1. Уточнена математическая модель тягового импульса ЖРД МТ с учетом временных запаздываний при запуске и останове, импульса выхода на режим и импульса последействия тяги, влияющих на динамику полета МКА.

2. Построена компьютерная модель одноканальной системы ориентации МКА на базе ЖРД МТ, учитывающая основные особенности тягового импульса двигателя, измерительный и преобразовательный тракты, и позволяющая рассчитывать точностные и расходные характеристики различных режимов движения МКА.

3. Выполнен анализ влияния временных запаздываний при запуске и останове двигателя, импульсов выхода на режим и последействия тяги на динамические характеристики режима поддержания ориентации МКА. Получены оценки параметров предельных циклов при различных законах изменения внешних возмущающих воздействий и при различных значениях параметров импульсного режима ЖРД МТ, показывающие влияние неидеальностей функционирования двигателя на режиме поддержания заданной ориентации МКА. По результатам структурного моделирования динамики системы ориентации космического аппарата в настоящей работе представлены оценки временных и динамических характеристик режима поддержания заданной ориентации, обусловленные неидеальностыо тягового импульса управляющих двигателей, доказано, что наличие временных запаздываний приводит к увеличению амплитуд предельного цикла по углу и угловой скорости, что определяет увеличение средневременного расхода рабочего тела и, следовательно, снижение эффективности режима поддержания заданной ориентации и времени активного существования МКА. Получен диапазон предельных величин временных запаздываний в двигателе, обеспечивающий заданный средневременной расход рабочего тела в предельном цикле.

4. Получены области рационального применения ЖРД МТ в контуре управления МКА, зависящие от инерционно-массовых характеристик аппарата и уровня временных запаздываний в двигателе. Данные области позволяют на этапе проектировании двигательной установки учесть негативное влияние запаздываний и провести настройку системы управления на оптимальный режим работы для данного двигателя, либо, руководствуясь полученными областями применения, совсем отказаться от использования ЖРД МТ на данном МКА и начать искать альтернативные решения.

5. Проведена оценка чувствительности системы ориентации МКА к разбросу параметров тягового импульса ЖРД МТ при реализации режимов прецизионной ориентации, которая показала, что тот разброс параметров, который раннее мог не учитываться в классе больших КА, оказывает существенное влияние на точностные и расходные характеристики режима поддержания заданной ориентации в случае с МКА. Таким образом, при решении задач, требующих высокой точности параметров предельного цикла, следует наибольшее внимание уделить стабильности воспроизведения системой ориентации параметров минимальных тяговых импульсов.

1. Овчинников М. Ю. Малые мира сего Текст. / М. Ю. Овчинников // Компьютерра, № 15, 2007. С. 37 - 43.

2. Голованев, И. Н. От малых космических аппаратов к нанотехнологиям Текст. / И. Н. Голованев, А. Н. Дубовой, С. Б. Прямухин. НИИ космических систем ГКНПЦ им. М.В Хруничева, 2005.

3. Буравин, А. Е. Малые спутники связи на геостационарной орбите: ниша и перспективы Текст. / А. Е. Буравин // Технологии и средства связи, № 3, 2006

4. Дубовой, А. Н. Классификация космических средств. Текст. / А. Н. Дубовой,

5. A. Ф. Романенко // Сборник трудов СИПРИА. Вып. 8, 2001.

6. Смирнов, В. И. Международные тенденции в создании и эксплуатации малых космических аппаратов Текст. / В. И. Смирнов. — Королев, моек, обл.: ЦНИИмаш. 2000.

7. Соболев, И.Н. «Апельсины» на орбите Текст. / Иван Соболев // Новости Космонавтики. -№ 2, 2002.

8. Уманский, С. П. Ракеты носители. Космодромы Текст. / С. П. Уманский. -М.: Изд-во «Рестарт+», 2001.-216 с.

9. Беляев, Н. М. Расчет и проектирование реактивных систем управления космических летательных аппаратов Текст. / Н. М. Беляев, Е. И. Уваров М.: Машиностроение, 1974. - 247 с.

10. Раушенбах, Б. В. Управление ориентацией космических аппаратов Текст. / Б.

11. B. Раушенбах, Е. Н. Токарь. М.: Наука, 1974. - 600 с.

12. Гришин, С. Д. Теоретические основы создания двигательных установок для управления космическими аппаратами Текст. / С. Д. Гришин, В. В. Кокорин, Н. П. Харламов. -М.: Машиностроение, 1985. 192 с.

13. Горелов Ю. Н. Титов Б.А. Об оптимальной переориентации вращающегося космического аппарата Текст. / Ю. Н. Горелов, Б.А. Титов // Космические исследования, 1980. Вып. №2. - С. 73-80.

14. Бабкин, А. И. Основы теории автоматического управления ракетными двигательными установками Текст. /А. И. Бабкин, С. В. Белов, Н. Б. Рутовский, Е. В. Соловьев. -М.: Машиностроение, 1978. — 328 с.

15. Гаушус, Э. В. Исследование динамических систем методом точечных преобразований Текст. М.: Наука, ГРФМЛ, 1976. - 368 с.

16. Вьюжанин, В. А. Формирование динамических свойств упругих космических аппаратов. Текст. / В. А. Вьюжанин, В. В. Дмитриев, Б. А. Титов М.: Машиностроение, 1995. -304 с.

17. Бебенин, Г. Г. Системы управления полетом космических аппаратов Текст. / Г. Г. Бебенин, Б. С. Скребушевский, Г. А. Соколов. М.: Машиностроение, 1978.-269 с.

18. Нелинейная оптимизация систем автоматического управления Текст. / Под ред. Пономарева В.М. -М.: Машиностроение, 1981. 284 с.

19. Кокорин, В. В. Комплексная оптимизация двигательных установок систем управления Текст. / В. В. Кокорин, Н. Б. Рутовский, Е. Б. Соловьев М.: Машиностроение, 1983. - 184 с.

20. Жуковский, А. В Испытания жидкостных ракетных двигателей Текст. / А. В. Жуковский, В. С. Кондрусев, В. Я. Левин и др.; Под ред. В.Я.Левина. -М.: Машиностроение, 1981. 199 с.

21. Гриценко, А. А. Использование стабилизированных вращением малых космических аппаратов в системах спутниковой связи на вЕО и НЕО орбитах Электронный ресурс. / А. А. Гриценко. — Режим доступа: www.spacecenter.ru/Resurses/IEEE 2001 2.doc.

22. Витер, В. В. Малые спутники в сетях связи и вещания Текст. / В. В. Витер, Г. А. Ефремов, А. А.Липатов и др. // Технологии и средства связи. 2000. №1

23. Артюхин, Ю. П. Системы управления космических аппаратов, стабилизированных вращением Текст. / Ю. П. Артюхин, Л. И. Каргу, В. Л. Симаев. -М.: Наука, 1979, 296 с.

24. Абашев, В.М. Расчет и проектирование жидкостного ракетного двигателя малой тяги Текст. / В.М. Абашев, А. А. Козлов. М. - МАИ, 2006.

25. Козлов, А. А. Системы питания и управления ЖРДУ Текст. / А. А. Козлов, В. Н. Новиков, Е. В. Соловьев. М. - Машиностроение, 1988.

26. Васильев, А. П. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей: Учебник Текст. / А. П. Васильев, В. М. Кудрявцев, В. А. Кузнецов и др.; Под ред. В.М. Кудрявцева. 3-е изд., испр. и доп. М.: Высш. школа, 1983. - 703 с.

27. Беляев, Е. Н. Математическое моделировани рабочего процесса жидкостных ракетных двигателей Текст. / Е. Н. Беляев, В. К. Чванов, В. В. Черваков. М: МАИ, 1999.

28. Березанская, Е. JI. Расчет конвективных тепловых потоков в сопле Лаваля Текст. / Е. Л. Березанская, В. Д. Курпатенков, Ю. Д. Надеждина. М: МАИ. 1976.

29. Волкова, Л. И. Математическое моделирование тепломассообмена и тепловой защиты в двигателях Текст. / Л. И. Волкова, Н. И. Волков, А. М. Губертов, В. К. Миронов // Двигатель.№ 1(7) 2000.

30. Кочетков, Ю. Н., Савельев Г.Я., Аверкина В.Н. Методика определения энергетических характеристик ЖРДМТ. Текст. / Ю. Н. Кочетков, Г. Я. Савельев, В. Н. Аверкина // Ракетно-космическая техника, вып. 3 (136). НИИ тепловых процессов, 1992.

31. Ефремов, Г. А. Малые спутники в сетях связи и вещания Текст. / Г. А. Ефремов, В. В. Витер, А. А. Липатов и др. // Технологии и средства связи, №1, 2000.

32. Симаев, В. Л. Системы управления космических аппаратов, стабилизированных вращением Текст. / В. Л. Симаев. М.: Наука, 1979

33. Kilpatrick, В. A Study of Fast reactions in Fuel-Oxidant systems Текст. / Williams and Wilkons, Baltimore, Md., p. 195.

34. Sforzini, R. H. Pulse Performance Analysis for Small Hypergolic-Propellant Rocket Engines Текст. / R. H. Sforzini, G. W. Smith // J. Spacecraft, vol.9, № 9, September 1972, pp. 627-628.

35. Фаворин, M. В. Моменты инерции тел. Справочник Текст. / М. В. Фаворин; под ред. M. М. Гернета. — М.: Машиностроение, 1970. 312 с.

36. Лавренчик, В. Н. Постановка физического эксперимента и статистическая обработка его результатов Текст. / В. Н. Лавренчик. М.: Энергоатомиздат, 1986.- 160 с.

37. Разыграев, А. П. Основы управления полетом космических аппаратов и кораблей Текст. / А. П. Разыграев. — М.: Машиностроение, 1977. -472 с.

38. Алексеев, К. Б. Управление космическими летательными аппаратами Текст. / К. Б. Алексеев, Г. Г. Бебенин. -М.: Машиностроение, 1974. 340 с.

39. Колесников, К. С. Упругий летательный аппарат как объект автоматического регулирования Текст. / К. С. Колесников, В. Н. Сухов. М.: Машиностроение, 1974-266 с.

40. Киреев, Н. Г. Элементы систем управления ракет и космических аппаратов Текст. / Н. Г. Киреев. К.: УМК ВО, 1992.

41. Панов, А. П. Математические основы теории инерциальной ориентации Текст. / А. П. Панов. Киев: Наукова думка, 1995. - 280 с

42. Гудзенко, А.Б. Метод синтеза скользящих режимов в одномерных системах с использованием наблюдающих устройств Текст. / А. Б. Гудзенко // Автоматика и телемеханика. -№10.-1988.-С.35-41.

43. Острем, К. Ю. Введение в стохастическую теорию управления Текст. / К. Ю. Острем; пер. с англ. С. А. Анисимова. -М.: Мир, 1973. 320с.

44. Хемминг, Р. В. Численные методы для научных работников и инженеров Текст.: [пер с англ.] / Р. В. Хемминг; Под редакцией Р. С. Гутера. — гл. ред. физ. мат. лит. 1968. - 203 с.

45. Сирант, А. Л. Исследование динамики космического аппарата с системой ориентации на базе двухкомпонентных жидкостных ракетных двигателей малой тяги Текст. / А. Л. Сирант, Б. А. Титов // Вестник СГАУ, 2007. Вып. 1 (12).-С. 98-105.

46. Сирант, А. Л. Исследование режима поддержания заданной ориентации космического аппарата с системой жидкостных ракетных двигателей малой тяги в качестве исполнительных органов Текст. / А. Л. Сирант. М. — Деп. в ВИНИТИ №9, 31.07.2007, № 794-В2007.

47. Сирант, А. Л. Разработка электронной модели системы ориентации космического аппарата с жидкостными ракетными двигателями малой тяги Текст. / А. Л. Сирант. М.- Деп. в ВИНИТИ №9, 31.07.2007, № 795-В2007.