-----Заголовок----- Источник: http://picxxx.info Ссылка на PDF: http://picxxx.info/pml.php?action=GETCONTENT&md5=2276a8e841b5027a63fa8d3794a1a931 -----Конец заголовка----- К О С М И Ч Е С К А Я 3(14) ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 2016 июль–сентябрь Научно-технический журнал Журнал выходит ежеквартально Выпускается с 2013 г. Главный редактор академик РАН Микрин Е.А. Заместители главного редактора член-корреспондент РАН Соловьев В.А., дтн, профессор Синявский В.В. Редакционная коллегия Дфмн Алексеев А.К., член-корр. РАН Алифанов О.М., академик РАН Анфимов Н.А., дтн, профессор Беляев М.Ю., дтн, профессор Борзых С.В., академик РАН Зеленый Л.М., дтн, профессор Зубов Н.Е., академик РАН Коротеев А.А., член-корр. РАН Кудрявцев Н.Н., дтн Любинский В.Е., дтн Михайлов М.В., дмн Мухамедиева Л.Н., академик РАН Пешехонов В.Г., дтн Платонов В.Н., академик РАН Попов Г.А., дтн, профессор Рачук В.С., дтн, профессор Салмин В.В., дтн, профессор Сапожников С.Б., дтн, профессор Соколов Б.А., дтн Сорокин И.В., дтн Улыбышев Ю.П., академик РАН Федоров И.Б., дтн, профессор Филин В.М., дтн, профессор Чванов В.К., дтн, профессор Ярыгин В.И. СОДЕРЖАНИЕ АэРОДИНАмИкА И пРОцЕССы тЕплООбмЕНА лЕтАтЕльНых АппАРАтОв Аксенов А.А., Дядькин А.А., Павлов А.О., Симакова Т.В., Скороваров А.Ю., Щеляев А.Е. Расчетные исследования гидродинамических воздействий на возвращаемый аппарат при посадке на водную поверхность ………….........................................................................…………………………………....... 5 Дядькин А.А., Крылов А.Н., Луценко А.Ю., Михайлова М.К., Назарова Д.К. Особенности аэродинамики тонкостенных конструкций ……………………………….....................................................……....... 15 пРОЕктИРОвАНИЕ, кОНСтРукцИя И пРОИзвОДСтвО лЕтАтЕльНых АппАРАтОв Миронов В.В., Толкач М.А. Баллистические предельные уравнения для оптимизации системы защиты космических аппаратов от микрометеороидов и космического мусора .................................. 26 пРОчНОСть И тЕплОвыЕ РЕЖИмы лЕтАтЕльНых АппАРАтОв Безмозгий И.М., Софинский А.Н., Чернягин А.Г. Напряженно-деформированное состояние и прочность сварной оболочки с тоннельной трубой .......................................................................................... 43 Водолажский А.В., Калистратова О.В. Построение развертки внешнего вида спускаемого аппарата космического корабля «Союз» на основе цифровых фотографий для послеполетного анализа состояния теплозащитного покрытия ............................................................................................. 56 тЕплОвыЕ, элЕктРОРАкЕтНыЕ ДвИгАтЕлИ И эНЕРгОуСтАНОвкИ лЕтАтЕльНых АппАРАтОв Кувшинова Е.Ю., Акимов В.Н., Архангельский Н.И., Нестеров В.М. Сравнительный анализ технико-экономической эффективности применения многоразовых межорбитальных буксиров с ядерной электроракетной двигательной установкой и одноразовых химических разгонных блоков в транспортных операциях по доставке полезных грузов на окололунную орбиту ......................... 62 Басов А.А., Окорокова К.С., Ставрицкий А.К. Системы обеспечения теплового режима разгонных блоков типа ДМ ракет космического назначения ............................................................................ 71 кОНтРОль И ИСпытАНИЕ лЕтАтЕльНых АппАРАтОв И Их СИСтЕм Киренков В.В., Микитенко В.Г., Досько С.И. Модальная диагностика переходных неустановившихся процессов при оценке результатов испытаний изделий ракетно-космической техники ................. 80 СИСтЕмНый АНАлИз, упРАвлЕНИЕ И ОбРАбОткА ИНфОРмАцИИ Беляев А.М. Основные принципы построения автоматизированной системы планирования полета Российского сегмента МКС ............................................................................................................................ 91 пРИбОРы И мЕтОДы ИзмЕРЕНИя Старовойтов Е.И., Зубов Н.Е. Концептуализация разработки бортовых лазерных локационных систем космических аппаратов .................................................................................................... 100 Журнал является рецензируемым изданием • мнение редакции не всегда совпадает с точкой зрения авторов статей • журнал не содержит рекламы • рукописи не возвращаются • при перепечатке материалов ссылка на журнал «КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ» обязательна • плата с аспирантов за публикацию статей не взимается Учредитель ОАО «Ракетно-космическая корпорация ‘‘Энергия’’ имени С.П. Королёва» Журнал зарегистрирован в Федеральной службе по надзору в сфере связей и массовых коммуникаций. Свидетельство ПИ №ФС 77-53991 от 8 мая 2013 г. © ОАО «Ракетно-космическая корпорация ‘‘Энергия’’ имени С.П. Королёва» Журнал «Космическая техника и технологии» включен в РИНЦ согласно договору с НЭБ № 315-05/2014 от 20.05.2014 г. Электронную версию журнала «Космическая техника и технологии» можно найти на сайте http://www.energia.ru/ktt/index.html SPACE ENGINEERING 3(14) A N D T E C H N O LO G Y 2016 July – September Scientific and Technical Journal Published quarterly Editor-in-chief RAS academician Mikrin E.A. Published since 2013 Deputy Editors-in-chief RAS Corresponding member Soloviev V.A., Dr.Sci.(Eng.), Professor Sinyavskiy V.V. Editorial Advisory Board Dr.Sci.(Phys.-Math.) Alekseev A.K., RAS Corr. member Alifanov O.M., RAS academician Animov N.A., Dr.Sci.(Eng.), Professor Belyaev M.Yu., Dr.Sci.(Eng.), Professor Borzykh S.V., RAS academician Zeleny L.M., Dr.Sci.(Eng.), Professor Zubov N.Ye., RAS academician Koroteev А.А., RAS Corr. member Kudryavtsev N.N., Dr.Sci.(Eng.) Lyubinskiy V.E., Dr.Sci.(Eng.) Mikhaylov M.V., Dr.Sci.(Med.) Mukhamedieva L.N., RAS academician Peshekhonov V.G., Dr.Sci.(Eng.) Platonov V.N., RAS academician Popov G.A., Dr.Sci.(Eng.), Professor Rachuk V.S., Dr.Sci.(Eng.), Professor Salmin V.V., Dr.Sci.(Eng.), Professor Sapozhnikov S.B., Dr.Sci.(Eng.), Professor Sokolov B.A., Dr.Sci.(Eng.) Sorokin I.V., Dr.Sci. (Eng.) Ulybyshev Yu.P., RAS academician Fedorov I.B., Dr.Sci.(Eng.), Professor Filin V.M., Dr.Sci.(Eng.), Professor Chvanov V.K., Dr.Sci.(Eng.), Professor Yarygin V.I. CONTENTS FlyiNg vEhiClES aErOdyNamiCS aNd hEaT ExChaNgE prOCESSES Aksenov A.A., Dyadkin A.A., Pavlov A.O., Simakova T.V., Skorovarov A.Yu., Shсhelyaev A.E. Computational studies of hydrodynamic impact on re-entry vehicle during splashdown ............………......... 5 Dyadkin A.A., Krylov A.N., Lutsenko A.Yu., Mikhaylova M.K., Nazarova D.K. Aerodynamics speciics of thin-walled structures ………………...............................................................................................……...... 15 FlyiNg vEhiClES ENgiNEEriNg, dESigN aNd maNuFaCTuriNg Mironov V.V., Tolkach M.A. Ballistic limit equations to optimize the system for spacecraft protection against micrometeoroids and space debris .................................................................................... 26 FlyiNg vEhiClES STrENgTh aNd ThErmal ENvirONmENTS Bezmozgiy I.M., Soinskiy A.N., Chernyagin A.G. Mode of deformation and strength of welded shell with tunnel pipe …….............................................................................................................................………...... 43 Vodolazhskiy A.V., Kalistratova O.V. Constructing an unfolding of the external surface of a Soyuz descent vehicle from digital pictures for post-light analysis of the thermal protective coating …………….......…...... 56 FlyiNg vEhiClES ThErmal, ElECTriC prOpulSiON ENgiNES aNd pOwEr gENEraTiNg SySTEmS Kuvshinova E.Yu., Akimov V.N., Arkhangelskiy N.I., Nesterov V.M. A comparative analysis of technical and economic efficiency of using reusable orbital transfer vehicles with nuclear electrical propulsion system and expendable chemical-propulsion upper stages in transportation operations to deliver payloads into lunar orbit …………...................................................................………....... 62 Basov A.A., Okorokova K.S., Stavritskiy A.K. Thermal control systems of DM-type upper stages of integrated launch vehicles ……...........................................................................................……………………….......... 71 ChECkiNg aNd TESTiNg FlyiNg vEhiClES aNd ThEir SySTEmS Kirenkov V.V., Mikitenko V.G., Dosko S.I. Modal diagnostics of transient processes during evaluation of results of tests on rocket and space hardware ………..........................................……………… ...... 80 SySTEmS aNalySiS, CONTrOl aNd daTa prOCESSiNg (by iNduSTry SECTOrS) Belyaev A.M. Basic principles of an automated mission planning system architecture for the Russian segment of the ISS ............................................................................................................................................................. 91 mEaSuriNg iNSTrumENTS aNd TEChNiquES Starovoytov E.I., Zubov N.E. Conceptualization of development of onboard laser radar systems for spacecraft ................................................................................................................................................................... 100 The journal is a peer-reviewed publication • the editorial opinion does not always coincide with the viewpoints of the contributors • the journal does not contain any advertising • manuscripts are not returned • no material can be reprinted without a reference to the SPACE ENGINEERING AND TECHNOLOGY journal • postgraduate students are not charged for the publication of their papers Founder S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia The journal is registered with the Russian Federal Surveillance Service for Mass Media and Communications. Certiicate ПИ №ФС 77-53991 dated May 8, 2013. © S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia The Space Engineering and Technology journal is included in the Russian Science Citation Index in accordance with the contract with NEB (Scientiic Electronic Library) No. 315-05/2014 dated May 20, 2014. The electronic version of our journal Space Engineering and Technology can be found at http://www.energia.ru/ktt/index.html РАСЧЕТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ГИДРОДИНАМИЧЕСКИХ ВОЗДЕЙСТВИЙ УДК 629.78.087:532.58 РАСчЕтНыЕ ИССлЕДОвАНИя гИДРОДИНАмИчЕСкИх вОзДЕйСтвИй НА вОзвРАЩАЕмый АппАРАт пРИ пОСАДкЕ НА вОДНуЮ пОвЕРхНОСть © 2016 г. Аксёнов А.А.1, Дядькин А.А.2, павлов А.О.2, Симакова т.в.2, Скороваров А.Ю.2, Щеляев А.Е.1 Инжиниринговая компания ТЕСИС (ИК ТЕСИС) Ул. Юннатов, 18, г. Москва, Российская Федерация, 127083, e-mail: info@tesis.com.ru 1 Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru 2 Возвращаемый аппарат разрабатываемого РКК «Энергия» пилотируемого транспортного корабля в штатном случае осуществляет мягкую посадку на земную поверхность с использованием парашютно-реактивной системы и посадочных устройств. В нештатных ситуациях возможна посадка возвращаемого аппарата на водную поверхность. В этом случае возникает необходимость определения гидродинамических воздействий на возвращаемый аппарат при касании водной поверхности и в процессе погружения в водную среду, а также исследования динамики поведения аппарата в последующие моменты времени. В данной публикации представлены результаты предварительных численных исследований гидродинамических воздействий на аппарат сегментально-конической формы при приводнении, выполненных с использованием программного комплекса FlowVision специалистами компании ТЕСИС и РКК «Энергия». Рассмотрен случай посадки на водную поверхность с неработающей твердотопливной двигательной установкой в условиях штиля и при отсутствии взаимодействия струй двигателей с водной поверхностью. Представлены данные по распределению давления по поверхности экрана агрегатного отсека в процессе погружения аппарата в водную среду и динамике поведения аппарата после приводнения. Приведены диаграммы структуры течения около возвращаемого аппарата в различные моменты времени, а также изменения по времени интегральных сил и моментов, действующих на аппарат. Данная информация необходима для детального анализа особенностей взаимодействий при приводнении. Ключевые слова: приводнение, возвращаемый аппарат, аэродинамические характеристики, динамика движения. COmpuTaTiONal STudiES OF hydrOdyNamiC impaCT ON rE-ENTry vEhiClE duriNg SplaShdOwN aksenov a.a.1, dyadkin a.a.2, pavlov a.O.2, Simakova T.v.2, Skorovarov a.yu.2, Shсhelyaev a.E.1 1 Engineering Company TESIS (TESIS) 18 Yunnatov str., Moscow, 127083, Russian Federation, e-mail: info@tesis.com.ru 2 S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru The re-entry vehicle of the crew transportation spacecraft that is being developed by RSC Energia nominally performs its soft landing on land surface using a parachute/thruster system and landing devices. In of-nominal situations the re-entry vehicle is capable of performing a splashdown. In that case, it becomes necessary to determine the hydrodynamic impact on the re-entry vehicle at the moment № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 5 Аксёнов А.А., Дядькин А.А., Павлов А.О., Симакова Т.В., Скороваров А.Ю., Щеляев А.Е. of the initial contact with the water surface and during immersion into water medium, as well as to study the dynamics of the vehicle behavior at later moments in time. This paper presents results of preliminary computational studies of hydrodynamic loads on a vehicle of segmental-conical shape during splashdown, performed with the use of software package FlowVision by specialists of companies TESIS and RSC Energia. The paper reviews the case of a splashdown with inactive solid rocket motors on calm sea in the absence of interactions between rocket jets and the water surface. It presents data on the distribution of pressure over the surface of the propulsion compartment shield in the course of the vehicle immersion into water medium and dynamics of the vehicle behavior after splashdown. It provides diagrams of flow patterns in the vicinity of the re-entry vehicle at different moments in time, as well as time variation of integral forces and moments acting on the vehicle. This information is necessary for detailed analysis of interaction patterns during splashdown. Key words: splashdown, re-entry vehicle, aerodynamic properties, dynamic motion. АкСЕНОв А.А. ДяДькИН А.А. пАвлОв А.О. СИмАкОвА т.в. СкОРОвАРОв А.Ю. ЩЕляЕв А.Е. АКСЁНОВ Андрей Александрович — кандидат физико-математических наук, технический директор ИК ТЕСИС, e-mail: andrey@tesis.com.ru AKSENOV Andrey Alexandrovich — Candidate of Science (Physics and Mathematics), Technical Director at TESIS, e-mail: andrey@tesis.com.ru ДЯДЬКИН Анатолий Александрович — кандидат технических наук, начальник отдела РКК «Энергия», e-mail: Anatoly.A.Dyadkin@rsce.ru DYADKIN Anatoly Alexandrovich — Candidate of Science (Engineering), Head of Department at RSC Energia, e-mail: Anatoly.A.Dyadkin@rsce.ru ПАВЛОВ Александр Олегович — инженер РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru PAVLOV Alexander Olegovich — Engineer at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru СИМАКОВА Татьяна Владимировна — ведущий инженер-математик РКК «Энергия», e-mail: Tatiana.Simakova@rsce.ru SIMAKOVA Tatiana Vladimirovna — Lead software engineer at RSC Energia, e-mail: Tatiana.Simakova@rsce.ru 6 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 РАСЧЕТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ГИДРОДИНАМИЧЕСКИХ ВОЗДЕЙСТВИЙ СКОРОВАРОВ Александр Юрьевич — инженер 1 категории РКК «Энергия», e-mail: aleksandr.skorovarov@rsce.ru SKOROVAROV Alexander Yur`evich — Engineer 1 category at RSC Energia, e-mail: aleksandr.skorovarov@rsce.ru ЩЕЛЯЕВ Александр Евгеньевич — кандидат физико-математических наук, технический директор ИК ТЕСИС, e-mail: alex@lowvision.ru SHСHELYAEV Alexander Evgen`evich — Candidate of Science (Physics and Mathematics), Technical Director at TESIS, e-mail: alex@lowvision.ru введение Одним из вариантов посадки возвращаемого аппарата (ВА) пилотируемого транспортного корабля (ПТК) нового поколения является его посадка на воду [1] с неработающей посадочной твердотопливной двигательной установкой (ПТДУ) и отделившимися парашютами. В этом случае при приводнении на аппарат оказывается гидродинамическое воздействие, которое может быть определяющим при расчете конструкции аппарата на прочность. Поэтому данная ситуация должна рассматриваться как один из основных расчетных случаев, особенно для защитного экрана ВА. Аналогичные проблемы решались при создании пилотируемых кораблей «Союз» и Apollo. Для корабля Apollo эта ситуация является штатной, так как его посадка на земную поверхность не предусматривалась. В связи с этим для корабля Apollo проводился большой объем экспериментальных исследований [2], выявивших ряд серьезных проблем при приводнении аппарата. Надежных расчетных методов в период создания кораблей «Союз» и Apollo не существовало, поэтому получаемая экспериментально информация носила ограниченный характер в силу дороговизны и сложности ее получения на летающих объектах. Разработанные аналитические методы расчета давали достаточно приближенные результаты. Современный прогресс в технологии высокоскоростных вычислений с использованием суперкомпьютеров и появление апробированных многопроцессорных программных комплексов [3,  4] позволяет успешно использовать их для решения задач взаимодействия аппаратов с водной поверхностью в процессе приводнения. Эти исследования обеспечивают получение весьма удачных результатов и обширной информации для понимания проблем взаимодействия с водой. В данной работе исследуется процесс приводнения аппарата в конфигурации с отделившимся лобовым теплозащитным экраном (ЛТЭ) и убранными в ниши защитного № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ экрана посадочными устройствами (ПУ). Задачей исследований является определение распределения давления по поверхности ВА в различные моменты его погружения в водную среду с целью формирования исходных данных для расчета нагрузок и прочности, а также интегральных сил, моментов и перегрузок для анализа динамики поведения аппарата в процессе приводнения. Для понимания физических процессов взаимодействия аппарата с водной средой необходима информация по структуре течения воздуха и жидкости вблизи ВА. Исходные данные для анализа В качестве исходных данных для численного исследования процесса приводнения ВА использована следующая информация: • 3D модель внешних обводов ВА массой 6,8 т; • высота начала свободного движения ВА после отстрела парашютов Н = 3 м (H — расстояние от критической точки защитного экрана до водной поверхности); • начальная скорость движения ВА на высоте 3 м V0 = 9,8 м/с; • угловые скорости движения ВА вокруг центра масс в момент отстрела парашютов равны нулю; • волнение водной поверхности отсутствует (штиль); • координаты центра масс приняты равными xт /L = 0,58; yт /L = –0,02; zт /L  =  0; L = 3,698 м; • силы и моменты, действующие на ВА, определяются в связанной системе координат OXYZ с началом на продольной оси аппарата в плоскости торцевого шпангоута; ось OX направлена по полету (рис. 1); в соответствии с ГОСТ 20058-2001 продольная сила X считается положительной, если она направлена против положительного направления оси OX аппарата; • конструкция аппарата принимается абсолютно жесткой (недеформируемой); • скорость ветра в месте посадки принята равной 0 м/с; 7 Аксёнов А.А., Дядькин А.А., Павлов А.О., Симакова Т.В., Скороваров А.Ю., Щеляев А.Е. • основные моменты инерции ВА приняты равными Jxx = 14 600 кг⋅м; Jyy = 12 900 кг⋅м; Jzz = 12 900 кг⋅м. В исследованиях используются две системы координат: OXYZ — связанная система координат для определения распределения давления по поверхности и интегральных гидродинамических сил и моментов, действующих на ВА; OFVXFVYFVZFV — глобальная система координат для описания динамики движения ВА (рис. 1). Рис. 1. Системы координат расчетной области и возвращаемого аппарата метод решения Программный комплекс FlowVision, применяемый для проведения численного моделирования посадки ВА на воду, использует конечно-объемный подход. При моделировании посадки ВА на воду возникает задача о движении двух фаз — жидкости и газа, причем обе фазы имеют существенную разницу в плотностях (в соотношении порядка 1 000:1), и течение происходит при существенно различных числах Маха. Такая задача представляет собой одну из самых сложных задач вычислительной гидродинамики. В настоящей работе приводятся результаты решения задачи приводнения ВА при выключенных посадочных двигателях, однако представляет интерес и задача приводнения с включенными двигателями торможения. При этом задача существенно усложняется, так как газовая фаза начинает двигаться со сверхзвуковой скоростью, и взаимодействие вода–газ существенно усложняется. В программном комплексе FlowVision для расчета движения несмешивающихся жидкостей реализован многофазный метод VOF [5]. 8 Каждая континуальная фаза в расчетной ячейке имеет значение относительного объема (функция VOF). Суммарный объем фаз равен 1. По значениям этой функции происходит восстановление границы раздела между двумя жидкостями. После восстановления контактной границы поверхности происходит разрезание области расчета на подобласти, которые заняты своими фазами. Ячейки, через которые проходят контактные границы, разрезаются на части в соответствии с объемами, занимаемыми «чистыми» фазами. На границе раздела ставятся граничные условия связи для всех переменных в обеих фазах (скорость, давление, параметры турбулентности и т.  д.). Уравнения в обеих фазах считаются одновременно неявным методом. Для решения уравнений Навье–Стокса применяется оригинальный алгоритм расщепления по физическим переменным, который позволяет проводить расчеты сверхи гиперзвуковых течений с шагом по времени, в десятки и сотни раз превышающим явный шаг. Более того, метод совместим с технологией подвижных тел, также реализованной в программном комплексе FlowVision. Разработанный метод позволит на последующих этапах исследований приводнения решать в том числе и задачу посадки с учетом взаимодействия с водой сверхзвуковых струй двигателей мягкой посадки. Перенос функции VOF осуществляется явным методом с использованием схемы реконструкции решения внутри ячейки с учетом физического смысла VOF. Все уравнения решаются параллельно с учетом гетерогенности распараллеливания современных компьютеров (распределенная и общая модели памяти одновременно) [6]. Особое внимание в методе VOF, реализованном в FlowVision, уделяется моделированию тех частей жидкости, которые не могут быть разрешены расчетной сеткой — капли, пузырьки либо тонкие пелены жидкости. В традиционном методе VOF эти образования, не разрешаемые расчетной сеткой, просто удаляются из расчета, в данном же методе VOF они учитываются и особым образом обрабатываются. Расчетная сетка. Типовая расчетная сетка, используемая в задаче моделирования приводнения ВА, состоит из начальной расчетной сетки и ряда адаптаций, позволяющих менять сетку в процессе расчета. Неравномерная начальная сетка (рис. 2) сгущается в области предполагаемой траектории движения объекта (в нашем примере — по линии движения ВА). Размер начальной сетки КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 РАСЧЕТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ГИДРОДИНАМИЧЕСКИХ ВОЗДЕЙСТВИЙ 165·103 ячеек. Для получения более точного решения используются адаптации в объеме и по граничным условиям (ГУ). В начале расчета нет необходимости разрешать сеткой водную поверхность, поэтому адаптируется только область воздуха рядом с ВА. Создается «шуба» из объемных адаптаций (адаптация в объеме конуса), которые движутся вместе с ВА. При этом в областях, которые ВА уже пролетел, обеспечивается восстановление расчетной сетки до размеров начальной. Размерность расчетной сетки увеличивается до значений 961·103 ячеек. После того как ВА достигает воды, включаются дополнительные адаптации в объеме (рис. 2, вверху слева). Размерность сетки на данном этапе составляет 2·106 ячеек. Рис. 2. Расчетная сетка Далее отключаются объемные адаптации вокруг ВА (остается только адаптация по ГУ), а величина областей адаптаций водной поверхности изменяется в соответствии с получаемым решением. Размерность расчетной сетки возрастает до (3,5÷4)·106 ячеек. Такой последовательный подход к адаптации расчетной сетки в процессе расчета позволяет существенно снизить потребные компьютерные ресурсы. Шаг по времени, число итераций. На всем протяжении расчета шаг интегрирования задан с помощью чисел Куранта CFL. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ Число CFL — это отношение шага по времени к минимальному отношению hi /Vi по всем ячейкам i расчетной области с размерами hi и скоростью Vi («явный шаг»). В расчетах бралось CFL = 2, поверхностное число Куранта CFLпов = 1 (для него в качестве Vi берется скорость поверхности ВА в ячейке i), что обеспечивает движение поверхности ВА без перескока ячеек расчетной области. Последовательное повышение размерности сетки на каждом этапе вышеприведенного алгоритма повышает длительность расчета и требования к вычислительным ресурсам. 9 Аксёнов А.А., Дядькин А.А., Павлов А.О., Симакова Т.В., Скороваров А.Ю., Щеляев А.Е. Расчетные ресурсы. При использовании кластера в режиме «6 процессоров по 4 ядра» (24 ядра) на сетке в 3,5·106 ячеек фактическое время счета одной итерации составляет около 60 с. Таким образом, при среднем шаге интегрирования 10–3 с для моделирования пяти секунд приводнения требуется 75 ч машинного времени. Анализ результатов При свободном движении с высоты 3,0 м аппарат разгоняется, и к моменту касания водной поверхности его скорость увеличивается до 12,26 м/с. При этом, в силу того, что центр масс аппарата смещен от его продольной оси по нормальной координате, увеличивается также в процессе свободного движения и угол тангажа θ от 0 до ~3°. В результате, при входе в воду под ненулевым углом тангажа эпюры распределения давления на поверхности корпуса имеют асимметричный характер относительно плоскости симметрии аппарата (рис. 3). Рис. 4. Изменение положения центра масс ВА в глобальной системе координат: — — координата центра масс; — — продольная скорость центра масс В процессе погружения гидродинамическая и Архимедова силы действуют в одном направлении, обусловливая торможение ВА. На участке всплытия гидродинамическая и Архимедова силы действуют в противоположных направлениях, в результате чего колебания аппарата в водной среде достаточно быстро затухают. Максимальные избыточные (по сравнению с атмосферным) значения давлений на поверхности защитного экрана реализуются в момент касания водной поверхности (рис. 5). Рис. 3. Эпюра избыточного давления в плоскости XY (см. рис. 1) в момент времени 0,3 с (r — расстояние от центра экрана возвращаемого аппарата) При соприкосновении с водой происходит резкое торможение ВА с последующим его погружением в водную среду. Максимальная глубина погружения центра масс аппарата достигает 0,33 м. Далее наблюдается несколько затухающих колебаний ВА на границе раздела сред. При этом центр масс аппарата в процессе колебательных движений на воде остается выше границы раздела сред (кроме первого погружения при падении на воду). Изменение по времени положения центра масс и продольной скорости ВА для рассматриваемого случая представлено на рис. 4. Положение центра масс определено в глобальной системе координат, показанной на рис. 1. 10 Рис. 5. Изменение среднего избыточного давления на смачиваемую поверхность защитного экрана КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 РАСЧЕТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ГИДРОДИНАМИЧЕСКИХ ВОЗДЕЙСТВИЙ В результате удара о воду избыточное (по сравнению с атмосферным) среднее давление на смачиваемую поверхность защитного экрана за малый промежуток времени (Δt ~ 0,002 c) возрастает от 0 до ~7 400 кПа. Под смачиваемой поверхностью понимается площадь поверхности экрана, погруженного в жидкость. В последующие моменты времени оно так же резко уменьшается по величине и меняет знак. Минимальное значение избыточного давления на смачиваемую поверхность защитного экрана достигает –5 кПа. Характерное изменение по времени избыточного давления на поверхности защитного экрана ВА показано на рис. 5–7. Максимальные локальные значения избыточного давления на смачиваемой поверхности защитного экрана достигают ~10 000 кПа. К моменту начала всплытия ВА (t  ~  1 c) после первого погружения давление на поверхности защитного экрана и в его нишах уменьшается, и величина разрежения достигает –10 кПа. В процессе погружения ВА вблизи его конической поверхности формируется отрывное течение с пониженным избыточным давлением в зоне отрыва, значение которого достигает –4 кПа. После полного погружения защитного экрана среднее давление на смачиваемую часть конической поверхности, погружающуюся в воду, за время Δt ~ 0,0002 c возрастает до 70 кПа. В процессе всплытия на коническую поверхность ВА действует положительное давление величиной порядка 1 кПа. Максимальная продольная сила, действующая на ВА в процессе погружения, достигает ~223 тс (рис. 8), а максимальный аэродинамический момент по углу тангажа — порядка 150 тс⋅м, причем момент по углу рысканья существенно меньше (рис. 9). Рис. 6. Пиковое избыточное давление на поверхности защитного экрана Рис. 8. Аэродинамические силы, действующие на возвращаемый аппарат, в системе координат OXYZ: — — продольная; — — нормальная; — — поперечная Рис. 7. Максимальная амплитуда разрежения на поверхности защитного экрана № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ Рис. 10 демонстрирует поведение аппарата в водной среде с момента касания воды и изменение структуры течения жидкости с разбрызгиванием. Цветные шкалы определяют значения векторов местных скоростей. Распределение давления по поверхности экрана агрегатного отсека ВА в различные моменты времени показано на рис. 11. 11 Аксёнов А.А., Дядькин А.А., Павлов А.О., Симакова Т.В., Скороваров А.Ю., Щеляев А.Е. Рис. 9. Аэродинамические моменты, действующие на возвращаемый аппарат, в системе координат OXYZ: — — рысканья; — — тангажа Проведенные исследования следует рассматривать как предварительные. Необходим дополнительный анализ влияния угла входа аппарата в воду (угла тангажа) с учетом того, что в процессе движения на парашютах в силу ветрового воздействия и других возмущающих факторов угол тангажа на момент приводнения возвращаемого аппарата может достигать ~30…40°. С целью выявления максимального гидродинамического воздействия на ВА и специфики его поведения при погружении в водную среду целесообразны параметрические расчеты в этом диапазоне изменения угла тангажа. Кроме того, при увеличении угла входа ВА в воду возможен рост угловых скоростей, ускорений и перегрузок вокруг нормальной оси OY в дополнение к продольной перегрузке. Рис. 10. Положение возвращаемого аппарата и структура течения около него 12 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 РАСЧЕТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ГИДРОДИНАМИЧЕСКИХ ВОЗДЕЙСТВИЙ продольное максимальное ускорение возросло с 15g для абсолютно упругой модели до 30g для модели с упругой нижней частью (для сравнения, в данной работе максимальная перегрузка при посадке на воду со скоростью 12,2 м/с составила 33g). Данный вопрос также требует проведения специальных исследований для вновь проектируемого аппарата. заключение В рамках модификации программного комплекса FlowVision разработано и апробировано программное обеспечение, позволяющее проводить исследования движения тел при переходе из воздушной среды в водную. Проведены предварительные исследования гидродинамических воздействий на возвращаемый аппарат ПТК при посадке на водную поверхность. Выявлены основные особенности динамики взаимодействия аппарата с водной средой. Определены гидродинамические силы и моменты, действующие на ВА при приводнении и в процессе движения в водной среде. Проведенные исследования показали, что случай приводнения аппарата в силу больших гидродинамических воздействий и продольных перегрузок следует рассматривать как один из основных расчетных случаев при анализе нагружения и прочности конструкции корпуса, в особенности его защитного экрана, а также приборного оборудования ВА. Для выявления предельных значений воздействий на аппарат необходимо проведение дальнейших расчетных исследований во всем рабочем диапазоне изменения угла тангажа (~0…40°) с учетом волнения водной поверхности и реальных жесткостных характеристик защитного экрана и лобового теплозащитного экрана в случае несрабатывания средств его отделения. Рис. 11. Распределение давления на поверхности защитного экрана возвращаемого аппарата (Па) Список литературы Приведенные в статье результаты соответствуют случаю приводнения абсолютно жесткого варианта корпуса ВА. При отработке посадки корабля Apollo выявлено существенное влияние жесткости элементов конструкции корабля, контактирующих с водной поверхностью в начальный момент времени, на величины гидродинамических воздействий и перегрузок при приводнении. По данным [7], с учетом реальной жесткости конструкции корпуса (ЛТЭ) воздействия и перегрузки могут возрастать практически вдвое: при приводнении аппарата сегментальноконической формы со скоростью 7,62 м/с 1. Антонова Н.П., Брюханов Н.А., Четкин С.В. Средства посадки пилотируемого транспортного корабля нового поколения // Космическая техника и технологии. 2014. № 4(7). С. 21–30. 2. Stubbs S.M. Dynamic model investigation of water pressures and accelerations encountered during landings of the Apollo spacecraft // NASA TN D-3980, 1967. 43 р. 3. FlowVision. Руководство пользователя. Версия 3.09.05. М.: ООО «ТЕСИС», 2015. 1272 с. 4. Алабова Н.П., Брюханов Н.А., Дядькин А.А., Крылов А.Н., Симакова Т.В. Роль компьютерного моделирования и физического № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 13 Аксёнов А.А., Дядькин А.А., Павлов А.О., Симакова Т.В., Скороваров А.Ю., Щеляев А.Е. эксперимента в исследованиях аэрогазодинамики ракетно-космических систем в процессе проектирования // Космическая техника и технологии. 2014. № 3(6). С. 14–21. 5. Aksenov A., Dyadkin A., Pokhilko V. Overcoming of barrier between CAD and CFD by modiied inite volume method // Proc. 1998 ASME Pressure Vessels and Piping Division Conference, San Diego, ASME PVP-Vol. 377-2, 1998. Pp. 79–86. 6. Аксенов А.А., Дядькин А.А., Харченко С.А. Исследование эффективности распа- раллеливания расчета движения подвижных тел и свободных поверхностей в FlowVision на компьютерах с распределенной памятью // Вычислительные методы и программирование. 2009. Т. 10. № 1. С. 132–140. 7. Wang J.T., Lyle K.H. Simulating space capsule water landing with explicit inite element method // AIAA-2007-1779, Proceedings of the 48th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference, Honolulu, Hawaii, 23–26 April 2007. Статья поступила в редакцию 22.03.2016 г. reference 1. Antonova N.P., Bryukhanov N.A., Chetkin S.V. Sredstva posadki pilotiruemogo transportnogo korablya novogo pokoleniya [Landing equipment of the new generation manned transportation spacecraft]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 4(7), pp. 21–30. 2. Stubbs S.M. Dynamic model investigation of water pressures and accelerations encountered during landings of the Apollo spacecraft. NASA TN D-3980, 1967. 43 p. 3. FlowVision. Rukovodstvo pol’zovatelya. Versiya 3.09.05. [FlowVision. User Manual. Version 3.09.05]. Moscow, OOO «TESIS» publ., 2015. 1272 p. 4. Alabova N.P., Bryukhanov N.A., Dyad’kin A.A., Krylov A.N., Simakova T.V. Rol’ komp’yuternogo modelirovaniya i izicheskogo eksperimenta v issledovaniyakh aerogazodinamiki raketno-kosmicheskikh sistem v protsesse proektirovaniya [Role of computer simulation and physical experiment in investigations of space rocket system aerogasdynamics throughout the designing]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 3(6), pp. 14–21. 5. Aksenov A., Dyadkin A., Pokhilko V. Overcoming of barrier between CAD and CFD by modiied inite volume method. Proc. 1998 ASME Pressure Vessels and Piping Division Conference, San Diego, ASME PVP-Vol. 377-2, 1998. Pp. 79–86. 6. Aksenov A.A., Dyad’kin A.A., Kharchenko S.A. Issledovanie effektivnosti rasparallelivaniya rascheta dvizheniya podvizhnykh tel i svobodnykh poverkhnostei v FlowVision na komp’yuterakh s raspredelennoi pamyat’yu [Study of eiciency of paralleling the motion calculation of bodies and free surfaces in Flow Vision on the distributed memory computers]. Vychislitel’nye metody i programmirovanie, 2009, vol. 10, no. 1, pp. 132–140. 7. Wang J.T., Lyle K.H. Simulating space capsule water landing with explicit inite element method. AIAA-2007-1779, Proceedings of the 48th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference, Honolulu, Hawaii, 23–26 April 2007. 14 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 ОСОбЕННОСТИ АэрОдИНАМИКИ ТОНКОСТЕННыХ КОНСТруКцИй УДК 533.696.4 ОСОбЕННОСтИ АэРОДИНАмИкИ тОНкОСтЕННых кОНСтРукцИй © 2016 г. Дядькин А.А.1, крылов А.Н.1, луценко А.Ю.2, михайлова м.к.3, Назарова Д.к.1, 2 Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru 1 Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана (МГТУ им. Баумана) 2-я Бауманская ул., 5, г. Москва, Российская Федерация, 105005, e-mail: mail@bmstu.ru 3 Инжиниринговая компания ТЕСИС (ИК ТЕСИС) Ул. Юннатов, 18, г. Москва, Российская Федерация, 127083, e-mail: info@tesis.com.ru 2 В данной работе представлены результаты численных исследований обтекания модели типовой створки головного обтекателя цилиндро-конической формы в диапазоне пространственных углов атаки 0…360° при различных скоростях набегающего потока с использованием апробированных программных комплексов AeroShape-3D и FlowVision. Получены структуры течений вблизи поверхности тела, вычислены аэродинамические характеристики створок, проведено сравнение расчетных значений с данными экспериментальных исследований, проведенных ЦНИИмаш. Установлен сложный характер обтекания тонкостенных конфигураций с многочисленными зонами отрыва потока и скачками уплотнения в поле течения. Результаты, полученные в различных пакетах программ, отличаются незначительно и с приемлемой точностью совпадают с имеющимися экспериментальными данными. Таким образом, подтверждена возможность успешного использования математического моделирования для прогнозирования аэродинамических характеристик тонкостенных элементов конструкции для определения зон их падения. Задача надежного определения и уменьшения размеров зон отчуждения для отделяемых элементов конструкции ракет-носителей является актуальной в связи с интенсивным освоением территорий, используемых в качестве районов падения. Успешное решение этой задачи в значительной мере зависит от возможности исследования аэродинамических характеристик отделяемых элементов конструкции при пространственном обтекании в полетном диапазоне скоростей. Ключевые слова: створка головного обтекателя, математическое моделирование, аэродинамические характеристики. aErOdyNamiCS SpECiFiCS OF ThiN-wallEd STruCTurES dyadkin a.a.1, krylov a.N.1, lutsenko a.yu.2, mikhaylova m.k.3, Nazarova d.k.1,2 1 S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru 2 Bauman Moscow State Technical University (Bauman MSTU) 5 2nd Bauman str., Moscow, 105005, Russian Federation, e-mail:mail@bmstu.ru 3 Engineering Company TESIS (TESIS) 18 Yunnatov str., Moscow, 127083, Russian Federation, e-mail: info@tesis.com.ru This paper presents results of numerical investigation of a model low of a typical cylinder- and conical-shaped nose fairing half in a range of special incidence angles of 0…360° at various free stream velocities using well proven software solutions AeroShape-3D and FlowVision. Structures of lows near the body skin are obtained, aerodynamic characteristics of the halves are calculated, calculated values were compared to data of the experimental studies conducted at TsNIImash. An extremely № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 15 Дядькин А.А., Крылов А.Н., Луценко А.Ю., Михайлова М.К., Назарова Д.К. complicated nature of low of thin-walled conigurations with numerous zones of low separation phenomenon and compression shock waves in the low ield has been determined. The results obtained in different software packages are slightly different and with acceptable accuracy coincide with experimental data available. Thus, a possibility of successful use of mathematical modeling to predict aerodynamic characteristics of thin-walled structural elements to determine their impact areas was conirmed. The task of reliable determination and reduction of sizes of restricted zones for separable structural elements of the launch vehicles is very urgent due to intensive development of territories used today as impact areas. A successful solution of this problem to a large extent depends on the possibility of studying the aerodynamic characteristics of the separated structural elements at a three-dimensional motion within the light speed range. Key words: nose fairing half, mathematical modeling, aerodynamic characteristics. ДяДькИН А.А. кРылОв А.Н. луцЕНкО А.Ю. мИхАйлОвА м.к. НАзАРОвА Д.к. ДЯДЬКИН Анатолий Александрович — кандидат технических наук, начальник отдела РКК «Энергия», e-mail: Anatoly.A.Dyadkin@rsce.ru DYADKIN Anatoly Alexandrovich — Candidate of Science (Engineering), Head of Department at RSC Energia, e-mail: Anatoly.A.Dyadkin@rsce.ru КРЫЛОВ Андрей Николаевич — кандидат физико-математических наук, начальник сектора РКК «Энергия», e-mail: andrey.n.krylov@rsce.ru KRYLOV Andrey Nikolaevich — Candidate of Science (Physics and Mathematics), Head of Subdepartment at RSC Energia, e-mail: andrey.n.krylov@rsce.ru ЛУЦЕНКО Александр Юрьевич — кандидат технических наук, доцент кафедры «Динамика и управление полетом ракет и космических аппаратов» МГТУ им. Баумана, e-mail: aulutsenko@mail.ru LUTSENKO Alexander Yur’evich. — Candidate of Science (Engineering), Associate professor at Bauman MSTU «Dynamics and light control of rockets and spacecrafts» department, e-mail: aulutsenko@mail.ru МИХАЙЛОВА Марина Константиновна — ведущий инженер ИК ТЕСИС, e-mail: marina@lowvision.ru MIKHAYLOVA Marina Konstantinovna — Lead engineer at TESIS, e-mail: marina@lowvision.ru НАЗАРОВА Динара Камилевна — аспирант МГТУ им. Баумана, инженер РКК «Энергия», e-mail: dinara.nazarova@rsce.ru NAZAROVA Dinara Kamilevna — Postgraduate at Bauman MSTU, Engineer at RSC Energia, e-mail: dinara.nazarova@rsce.ru введение С целью повышения энергетических характеристик средств выведения отдельные элементы конструкции ракет-носителей (РН) сбрасываются на участке траектории выведения при достижении определенных скоростных напоров. К таким элементам конструкции относятся разгонные блоки, отработавшие ступени ракет, обтекатели разгонных блоков и створки головных обтекателей (ГО). 16 Для определения районов падения (отчуждения) отделившихся элементов конструкции необходимо знание их аэродинамических характеристик в широком диапазоне изменения чисел Маха М∞ (0…10,0), пространственных углов атаки αп (0…360°) и углов аэродинамического крена ϕп (0…180°). Наибольшую сложность как в расчетном, так и в экспериментальном плане представляет исследование аэродинамических характеристик тонкостенных конструкций — створок разгонных блоков и ГО. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 ОСОбЕННОСТИ АэрОдИНАМИКИ ТОНКОСТЕННыХ КОНСТруКцИй По статистике пусков ракет разного класса траектории падения створок обусловливают максимальные размеры районов отчуждения, что связано с возможностью их самобалансировки на определенных углах атаки на отдельных участках траектории спуска и полетом со значительным аэродинамическим качеством. Поиск путей и способов уменьшения площадей падения таких конструкций — весьма актуальная задача, для решения которой необходимо доскональное знание их аэродинамических характеристик при круговом обдуве по углам крена и атаки. Многообразие форм отделяемых тонкостенных конструкций еще больше усложняет решение этой проблемы. Трудность определения аэродинамических характеристик створок экспериментальным путем связана со сложностью их крепления в рабочих частях аэродинамических труб и невозможностью использования внутримодельных тензовесов для измерения аэродинамических сил и моментов. Державки для закрепления моделей и обтекатели державок значительно изменяют форму исследуемой модели и существенно влияют на аэродинамические характеристики. Оценка влияния поддерживающих устройств на аэродинамические характеристики представляет самостоятельную достаточно сложную и трудоемкую задачу. Поэтому экспериментальные исследования для каждого варианта створки представляют собой уникальный случай, рассматриваемый, как правило, для ограниченного диапазона параметров набегающего потока М∞, αп, ϕп. С целью минимизации влияния поддерживающих устройств при росте угла атаки приходится изготавливать набор моделей одной и той же конфигурации с разными формами державок и местами их крепления к модели, что существенно увеличивает объем и стоимость исследований. И, тем не менее, аэродинамические характеристики определяются с большими погрешностями и неопределенностями. В силу сказанного, в печатной литературе информация по аэродинамике створок весьма ограничена [1,  2], практически отсутствуют данные по особенностям обтекания таких конфигураций. В промышленной практике до последнего времени для оценки предельных значений коэффициентов аэродинамического сопротивления (Сха)min, (Сха)max створок в необходимом диапазоне чисел Маха используются модифицированные соотношения Ньютона для сверхзвуковых скоростей [3]. С их помощью оцениваются предельные координаты точек падения створок, и формируется эллипс зоны рассеивания. Такой подход № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ в целом дает достаточно надежное прогнозирование размеров районов падения, но зачастую заметно завышает их площади и в отдельных немногочисленных случаях не исключает выход (падение) створок за границы регламентированного района. В последнее время с появлением высокопроизводительных многопроцессорных средств вычисления и апробированных коммерческих программных комплексов [4–6], в основе которых лежит численное решение уравнений Навье–Стокса, стало возможным детальное исследование особенностей аэродинамики тонкостенных конструкций различной конфигурации при произвольных сочетаниях М∞, αп, ϕп. В данной публикации представлены результаты численных исследований обтекания створки наиболее распространенной цилиндроконической формы, ее аэродинамические характеристики и сравнение расчетных значений с данными экспериментальных исследований, проведенных ЦНИИмаш. постановка задачи Рассмотрено квазистационарное обтекание модели, показанной на рис. 1. Данная модель представляет собой тонкую оболочку, состоящую из цилиндрической и конической частей с внутренним силовым набором, по своим геометрическим параметрам она подобна типовой конструкции створки ГО. Угол полураствора конической части 20°. Рис. 1. Внешний вид модели створки Численные исследования проведены в диапазоне чисел Маха М∞ = 0,4…4,65, Рейнольдса ReL ~(0,4…1,75)·106 и углов атаки αп =  0…360° при различных углах аэродинамического крена ϕп. Матрица расчетных случаев представлена в таблице. Расчеты проведены с использованием двух программных комплексов — FlowVision [5] и АеrоShape-3D [4], апробированных при исследованиях аэродинамики тел различной конфигурации в широком диапазоне чисел 17 Дядькин А.А., Крылов А.Н., Луценко А.Ю., Михайлова М.К., Назарова Д.К. Маха и углов атаки [7–10]. Расчетная область представляла собой параллелепипед, размеры которого изменялись в зависимости от М∞: в продольном направлении по оси Х длина варьировалась от 11 до 1,6 характерных размеров, в поперечном — по осям Y и Z — от 7 до 1 (в качестве характерного размера выбрана длина модели L  =  114,4 мм). На рис. 2 показаны фрагменты сечений расчетных областей в плоскости симметрии модели, видны участки с адаптацией сетки. В зависимости от режимов течения количество расчетных ядер изменялось в диапазоне 2…12. Время расчета одного варианта на процессоре типа Intel® Xeon® CPU E5645 GHz составляло 2…12 ч. Таблица матрица расчетных случаев № п/п М∞ αп,° ∆αп,° ϕп,° ReL·106 1 4,65 0 … 360 10 0, 30, 60, 90 4,50 2 3,95 0 … 360 10 0 6,40 3 2,00 0 … 360 10 0 3,70 4 1,58 0 … 360 30 0 3,15 5 1,20 0 … 360 10 0 3,00 6 1,10 0 … 360 30 0 2,85 7 1,00 0 … 360 30 0 2,83 8 0,80 0 … 360 30 0 2,50 9 0,60 0 … 360 30 0 2,10 10 0,40 0 … 360 30 0 1,52 а) б) Рис. 2. Фрагменты сечений расчетных областей в плоскости симметрии модели: а — для случая М∞ =  4,65; б — для случая М∞ = 0,6 18 В расчетах поддерживающие устройства модели не воспроизводились, так как предполагалось, что их влияние учтено при обработке и анализе экспериментальных данных. При расчете коэффициентов продольной Сх, нормальной Су и поперечной Сz сил и моментов тангажа mz, рыскания my и крена mx за характерную площадь принималась площадь поперечного сечения створки модели S  =  905 мм2, за характерный линейный размер выбрана длина модели створки L. Были введены относительные координаты = x/L и = y/2r , где r — радиус цилиндрической части створки. Коэффициенты моментов определены в связанной системе координат ОХУZ, показанной на рис. 1, относительно центра тяжести створки с относительными координатами T = –0,622 и = –0,268. Результаты исследований Результаты численных исследований представлены в следующем виде: • в виде графиков сравнения расчетных значений коэффициентов Сх, Су, mz и аэродинамического качества К (где К  =  Суа /Сха, Суа — коэффициент подъемной силы; Сха — коэффициент лобового сопротивления в скоростной системе координат) с экспериментальными данными при фиксированных числах Маха и переменных αп (рис. 3–5); • в виде полей распределения градиента плотности и векторных полей скоростей в плоскости симметрии створки (рис. 6); • в виде полей распределения градиента плотности и векторных полей скоростей в поперечных сечениях створки = –0,7; –0,44; –0,26 (слева направо) для трех значений αп (рис. 7, а–в); • в виде распределения коэффициента давления Ср (где Ср  =  (Р – Р∞)/q∞; Р — статическое давление на поверхности; Р∞, q∞ — статическое давление и скоростной напор в набегающем потоке) по внешней и внутренней поверхностям створки (рис. 8); • в виде эпюр распределения коэффициента давления по длине корпуса для наветренной и подветренной образующих створки в плоскости ее симметрии (рис. 9). Исследуемые аэродинамические характеристики створки цилиндро-конической формы при заданном положении центра масс имеют два балансировочных угла атаки αбал1  ≈  90° и αбал2  ≈  255°. Наличие балансировочных углов атаки и большие значения аэродинамического качества (рис.  3, в, г; 4, в, г; 5, в, г) могут на отдельных участках траектории полета обусловливать устойчивое движение створки КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 ОСОбЕННОСТИ АэрОдИНАМИКИ ТОНКОСТЕННыХ КОНСТруКцИй на αбал и вылет ее за район отчуждения в любом направлении. На балансировочном угле αбал1 створка статически устойчива как в плоскости тангажа (рис.  3, в; 4, в; 5, в), так и по крену (рис. 10, mx < 0), в силу чего она может достаточно продолжительное время лететь с аэродинамическим качеством. При угле αбал2 створка статически неустойчива по крену. а) а) б) б) в) в) г) Рис. 3. Зависимости аэродинамических характеристик створки от угла атаки αп при м∞ = 0,8: а — коэффициент продольной силы Сх; б — коэффициент нормальной силы Су; в — коэффициент момента тангажа mz; г — аэродинамическое качество К г) Примечание. ▲ — расчет с использованием ПК АеrоShape-3D; — — эксперимент в аэродинамической трубе У-4М ЦНИИмаш; ◆ — расчет с использованием ПК FlowVision. Рис. 4. Зависимости аэродинамических характеристик створки от угла атаки αп при м∞ = 1,1. См. подрисуночную подпись и примечание к рис. 3. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 19 Дядькин А.А., Крылов А.Н., Луценко А.Ю., Михайлова М.К., Назарова Д.К. а) а) б) б) в) в) г) г) Рис. 5. Зависимости аэродинамических характеристик створки от угла атаки αп при м∞ = 4,65. См. подрисуночную подпись и примечание к рис. 3. 20 Рис. 6. Типовые картины обтекания модели створки в плоскости симметрии при м∞ =  4,65: а — αп  =  0°; б — αп =  60°; в — αп =190°; г — αп = 320° КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 ОСОбЕННОСТИ АэрОдИНАМИКИ ТОНКОСТЕННыХ КОНСТруКцИй а) б) в) Рис. 7. Картины обтекания модели створки потоком с м∞ = 4,65 в поперечных сечениях: а — αп = 60°, б — αп = 190°, в — αп = 320° а) б) Рис. 8. Распределение коэффициента давления при м∞ = 4,65: а — по внутренней поверхности створки при αп = 200°; б — по внешней поверхности створки при αп = 60° Примечание. На изображениях шкалы цветового диапазона выбраны с учетом наглядности представления информации и отражают примерные значения параметров. Для оценки точных значений следует пользоваться графиками и таблицами параметров. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 21 Дядькин А.А., Крылов А.Н., Луценко А.Ю., Михайлова М.К., Назарова Д.К. а) Рис. 11. Зависимости коэффициента момента тангажа mz створки от угла атаки αп при различных положениях центра масс: ▲ — T = –0,622; T = –0,268; ▲ — T = –0,7; T = –0,268; ▲ — T = –0,622; T = –0,12 б) Рис. 9. Эпюры изменения коэффициента давления при М∞ = 4,65: а — αп = 190°; б — αп = 320° Примечание. – — по наветренной образующей; – – – — по подветренной образующей. При изменении центровки створки ее аэродинамическое качество может существенно увеличиться по абсолютной величине (см. рис. 5, г), что повышает вероятность расширения районов падения. Следует отметить, что исходный вариант центровки створки близок к оптимальному с точки зрения размеров района падения. Проведенный анализ показывает, что за счет регулирования положения центра масс (с помощью балансировочных грузов) можно значительно изменить аэродинамические характеристики створки и динамику ее движения. Анализ результатов Рис. 10. Зависимости коэффициента момента крена mx створки от угла крена ϕп при м∞ =  4,65: ◆ — для угла атаки αбал1; ◆ — для угла атаки αбал2 Для рассматриваемой створки с ее положением центра масс характерны небольшие значения аэродинамического качества как при αбал1, так и при αбал2. В случае изменения положения центра масс створки по оси X или Y (первый вариант — T = –0,7; T = –0,268, второй вариант — T = –0,622; T = –0,12) происходит перебалансировка створки, и балансировочные углы атаки принимают следующие значения (рис. 11): • для первого варианта (при T = –0,7 и T = –0,268) αбал1 ≈ 125°, αбал2 ≈ 330°; • для второго варианта (при T = –0,622 и T = –0,12) αбал1 ≈ 90°, αбал2 ≈ 260°. 22 Сравнение расчетных и экспериментальных значений коэффициентов Сх, Су, mz выявило следующее: • программные комплексы АеrоShape-3D и FlowVision дают практически одинаковые результаты во всем исследованном диапазоне чисел Маха М∞ и углов атаки αп и относительно хорошую сходимость (согласование) с экспериментальными данными в диапазоне дозвуковых, трансзвуковых и малых сверхзвуковых скоростей (М∞ ~ 0,4…1,75); • значительные расхождения расчетных и экспериментальных характеристик выявлены при больших сверхзвуковых скоростях (М∞ ≥  4,0) и обтекании створки со стороны вогнутой поверхности в двух диапазонах углов атаки αп ~180…240° и αп ~310…340° (см. рис. 5), что скорее всего связано с негативным влиянием поддерживающих устройств-державок; обнаруженные расхождения значительно превышают традиционные погрешности определения характеристик в аэродинамических трубах [9]; в расчетах поддерживающие устройства не воспроизводились; КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 ОСОбЕННОСТИ АэрОдИНАМИКИ ТОНКОСТЕННыХ КОНСТруКцИй • структуры течения, представленные на рис.  6,  в, г и 7,  б,  в, показывают, насколько сложное течение реализуется у поверхности створки при сверхзвуковом обтекании со стороны вогнутой поверхности (αп ~  180...360°): помимо головного скачка уплотнения, возникающего перед наветренной поверхностью, наблюдаются срыв потока с продольных кромок и интенсивное вытекание газа из вогнутого объема навстречу набегающему потоку с образованием двух вихревых жгутов, внутри вогнутой поверхности образуются локальные зоны отрыва и скачки уплотнения сложной формы. С подветренной стороны наблюдается образование многочисленных вихрей, сносимых вниз по потоку; • вихревые жгуты, формирующиеся у продольных кромок створки, индуцируют интенсивное течение навстречу набегающему невозмущенному потоку (см. рис.  7,  б,  в), местные скорости течения в поперечном сечении превышают сверхзвуковые значения; в результате торможения возвратного сверхзвукового течения во внутреннем объеме створки возникает «висячий» прямой скачок уплотнения определенной протяженности и сложной формы в силу неравномерности поля скоростей набегающего потока; • характерное, почти скачкообразное изменение коэффициентов Сх, Су, mz, полученное при использовании обоих методов расчета, в диапазонах углов атаки αп ~180…240° и αп ~310…340° при больших сверхзвуковых скоростях (М∞  ≥  4,0) связано с возникновением на этих углах скачков уплотнения тройной конфигурации (см. рис.  6,  в, г), в результате чего на внутренней конической поверхности створки давление существенно возрастает, достигая значений коэффициента давления Ср  ≈  4,0, что значительно превышает коэффициент давления на торцевой поверхности при поперечном обтекании и тех же значениях числа Маха набегающего потока; эта гипотеза подтверждается также перепадом давлений между наветренной и подветренной образующими створки (см. рис. 9); • при обтекании створки со стороны выпуклой поверхности (αп  <  180°) наблюдается головной скачок уплотнения и образование внутри вогнутой поверхности двух взаимодействующих несимметричных вихрей, индуцирующих втекание газа набегающего потока внутрь вогнутой поверхности (см. рис. 7, а); эти вихри сносятся вниз по потоку, образуя за створкой вихревую пелену. Проведенные исследования показали, что расчетные методы дают более обоснованные значения аэродинамических характеристик № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ створки в силу отсутствия плохо учитываемых влияний поддерживающих устройств в экспериментах. Расчетные исследования значительно более информативны и позволяют получить пространственные аэродинамические характеристики при произвольных сочетаниях М∞, αп, ϕп для более корректного прогнозирования траекторий движения створки и оценки мест и размеров зон отчуждения. Разброс точек приземления одновременно отделяемых створок ГО в значительной мере, помимо их аэродинамических характеристик, определяется отличиями условий отделения. Как правило, ГО РН разделяются на 2–3 створки, каждая из которых по-своему ориентирована относительно плоскости угла атаки, т.  е. отделяемые створки имеют разные углы крена ϕп. Массово-центровочные характеристики, а зачастую и форма створок также различаются. Усилия толкателей механизмов разделения и длительность их срабатывания имеют свои погрешности, что инициирует различные начальные скорости движения створок V0i и углы тангажа θ0i. Двигаясь с различными начальными кинематическими параметрами, конструкции разлетаются на большие расстояния, проходя через области атмосферы с отличающимися ветровыми воздействиями. Расчетные методы позволяют учесть при расчете траекторий движения створок разбросы начальных данных и реализовать статистический подход к определению размеров зоны отчуждения, минимизировать ее площадь с учетом допустимой вероятности выхода створок за границы регламентированного района. При этом необходимо учитывать различие параметров отделения створок ГО от пуска к пуску РН. Для реализации статистического подхода целесообразно решение сопряженных (совмещенных) задач по одновременному определению аэродинамических характеристик створок на каждом шаге интегрирования уравнений движения их центра масс и вращения относительно центра масс. Такая процедура может быть успешно реализована с использованием программного комплекса FlowVision, который позволяет осуществлять решение на подвижных сетках, аналогично расчету отделения крышки люка парашютного контейнера возвращаемого аппарата пилотируемого транспортного корабля [11]. При этом требуются вычислительные ресурсы суперкомпьютеров типа «Ломоносов». В связи с постоянным требованием уменьшения районов падения отделяемых элементов конструкции РН, особенно в заселенных районах страны, данная проблема становится 23 Дядькин А.А., Крылов А.Н., Луценко А.Ю., Михайлова М.К., Назарова Д.К. все более актуальной. Математическое моделирование при сравнительно небольших финансовых и временн́х затратах дает возможность исследовать и предложить следующие технические решения: • использование на створках небольших тормозных парашютов (аналогичных самолетным) для придания конструкциям вполне определенных хорошо прогнозируемых аэродинамических характеристик; • обеспечение фиксированного положения центра масс створок за счет небольших балансировочных грузов, исключающих самобалансировку на произвольных углах атаки, или обеспечивающих их беспорядочное вращение на траектории спуска и осреднение аэродинамического сопротивления Сха; • вскрытие и фиксация в определенном положении люков, которые всегда имеются на ГО для предстартового обслуживания, с целью искажения формы и обеспечения беспорядочного вращения в процессе движения, как и в предыдущем случае; • разрезание створок с помощью пирошнуров на статически неустойчивые фрагменты с приблизительно одинаковыми коэффициентами сопротивления и другие способы. заключение Проведенный цикл исследований показал, что использование современных коммерческих программных комплексов позволяет на принципиально новом уровне: • решить задачи определения аэродинамических характеристик, выбора места и оптимальных размеров районов падения отделяемых в полете элементов конструкции РН (включая тонкостенные оболочки); • предложить способы и устройства минимизации районов падения отделяемых элементов. Полученные результаты дополняют имеющиеся экспериментальные данные и позволяют более подробно изучить сложные процессы обтекания тонкой створки головного обтекателя ракеты в большом диапазоне изменяющихся параметров. Авторы признательны Козлову С.С. (ЦНИИмаш) и Алабовой Н.П. (РКК «Энергия») за помощь в подготовке и оформлении публикации. Список литературы 1. Петров К.П. Аэродинамика ракет. М.: Машиностроение, 1977. 136 с. 24 2. Петров К.П. Аэродинамика тел простейших форм. М.: Факториал, 1998. 432 с. 3. Никитин Н.Д. Разработка метода расчета и исследования аэродинамических характеристик створок головных обтекателей ракет-носителей / Диссертация на соискание ученой степени кандидата физикоматематических наук. НПО «Энергия». Москва. 1998. 161 с. 4. Gavriliouk V.N., Lipatnikov A.V., Kozlyaev A.N., Odintsov E.V, Sergienko A.A., Sobachkin A.A. Computation modeling of thecombustion problems with the use of «AeroShape-3D» numerical technique // ISTS 94-d-27, 1994. 5. Система моделирования движения жидкости и газа FlowVision, версия 2.5.4. Руководство пользователя. М.: ООО «ТЕСИС», 2005. 285 с. 6. ANSYS FLUENT 12.1 Theory guide, Solver Тheory. ANSYS Inc., 2010. 7. Beloshitsky A.V, Grigoriev Yu.I., Dyadkin A.A., Kuraev V.P., Timchenko V.A. Aerodynamic effect on spacecrafts during head firing jettison in dense atmosphere layers // Proc. 4th Europ Symp. Aerothermodynamics for Space Applications, 15–18 October 2001. Сарua. Italy. ESA SP487. March 2002. 8. Beloshitsky A.V., Gerasimov Yu.I., Dyadkin A.A., Manova I.A., Krylov A.N., Rybak S.P. The flight measurements of aerodynamics influencies to «Рrogress-M» spacecraft at the jettisoning of «Soyuz» launcher head fairings // Proc. 4th Europ Symp. Aerothermodynamics for Space Applications, 15–18 October 2001. Сарua. Italy. ESA SP487. March 2002. 9. Андреев В.Н., Боровков А.И., Войнов И.Б., Дроздов С.М., Дядькин А.А., Казаков М.И., Казаков М.Н., Михайлов М.В. Особенности аэрогазодинамики отделяемого головного блока системы аварийного спасения с работающими двигательными установками // Космическая техника и технологии. 2014. № 4(7). С. 10–20. 10. Алабова Н.П., Брюханов Н.А., Дядькин А.А., Крылов А.Н., Симакова Т.В. Роль компьютерного моделирования и физического эксперимента в исследованиях аэрогазодинамики ракетно-космических систем в процессе проектирования // Космическая техника и технологии. 2014. № 3(6). С. 14–21. 11. Аксенов А.А., Дядькин А.А., Москалев И.В., Петров Н.К., Симакова Т.В. Компьютерное моделирование течения и относительного движения возвращаемого аппарата и крышки люка парашютного контейнера в процессе их разделения на участке спуска // Космическая техника и технологии. 2015. № 2(9). С. 39–50. Статья поступила в редакцию 22.12.2015 г. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 ОСОбЕННОСТИ АэрОдИНАМИКИ ТОНКОСТЕННыХ КОНСТруКцИй reference 1. Petrov K.P. Aerodinamika raket [Aerodynamics of missiles]. Moscow, Mashinostroenie publ., 1977. 136 p. 2. Petrov K.P. Aerodinamika tel prosteishikh form [Aerodynamics of bodies of the simplest shapes]. Moscow, Faktorial publ., 1998. 432 p. 3. Nikitin N.D. Razrabotka metoda rascheta i issledovaniya aerodinamicheskikh kharakteristik stvorok golovnykh obtekatelei raket-nositelei [Development of the method to calculate and study aerodynamic characteristics of the launch vehicle payload fairing doors / Thesis for a candidate’s degree of physical and mathematical sciences]. Dissertatsiya na soiskanie uchenoi stepeni kandidata fiziko-matematicheskikh nauk. NPO «Energiya». Moscow, 1998. 161 p. 4. Gavriliouk V.N., Lipatnikov A.V., Kozlyaev A.N., Odintsov E.V. Sergienko A.A., Sobachkin A.A. Computation modeling of the combustion problems with the use of «AeroShape-3D» numerical technique. ISTS 94-d-27, 1994. 5. Sistema modelirovaniya dvizheniya zhidkosti i gaza FlowVision, versiya 2.5.4. Rukovodstvo pol’zovatelya [Fluid and gas motion simulation system FlowVision, version 2.5.4. User manual]. Moscow, OOO «TESIS» publ., 2005. 285 p. 6. ANSYS FLUENT 12.1 Theory guide, Solver Theory. ANSYS Inc., 2010. 7. Beloshitsky A.V, Grigoriev Yu.I., Dyadkin A.A., Kuraev V.P., Timchenko V.A. Aerodynamic effect on spacecrafts during head firing jettison in dense atmosphere layers. Proc. 4th Europ Symp. Aerothermodynamics for Space Applications, 15–18 October 2001. Sarua, Italy, ESA SP487, March 2002. 8. Beloshitsky A.V., Gerasimov Yu.I., Dyadkin A.A., Manova I.A., Krylov A.N., Rybak S.P. The light measurements of aerodynamics inluencies to «Rrogress-M» spacecraft at the jettisoning of «Soyuz» launcher head fairings. Proc. 4th Europ Symp. Aerothermodynamics for Space Applications, 15–18 October 2001. Sarua. Italy, ESA SP487, March 2002. 9. Andreev V.N., Borovkov A.I., Voinov I.B., Drozdov S.M., Dyad’kin A.A., Kazakov M.I., Kazakov M.N., Mikhailov M.V. Osobennosti aerogazodinamiki otdelyaemogo golovnogo bloka sistemy avariinogo spaseniya s rabotayushchimi dvigatel’nymi ustanovkami [Aerogasdynamics behavior of the escape system separable nose assembly with operating propulsion system]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, №4(7), pp. 10–20. 10. Alabova N.P., Bryukhanov N.A., Dyad’kin A.A., Krylov A.N., Simakova T.V. Rol’ komp’yuternogo modelirovaniya i izicheskogo eksperimenta v issledovaniyakh aerogazodinamiki raketno-kosmicheskikh sistem v protsesse proektirovaniya [Role of computer simulation and physical experiment in investigations of space rocket system aerogasdynamics throughout the designing]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, №3(6), pp. 14–21. 11. Aksenov A.A., Dyad’kin A.A., Moskalev I.V., Petrov N.K., Simakova T.V. Komp’yuternoe modelirovanie techeniya i otnositel’nogo dvizheniya vozvrashchaemogo apparata i kryshki lyuka parashyutnogo konteinera v protsesse ikh razdeleniya na uchastke spuska [Computer simulation of the flow and the relative motion of the reentry vehicle and the parachute compartment hatch cover in the course of their separation during descent]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, №2(9), pp. 39–50. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 25 Миронов В.В., Толкач М.А. УДК: 629.78.067 бАллИСтИчЕСкИЕ пРЕДЕльНыЕ уРАвНЕНИя Для ОптИмИзАцИИ СИСтЕмы зАЩИты кОСмИчЕСкИх АппАРАтОв От мИкРОмЕтЕОРОИДОв И кОСмИчЕСкОгО муСОРА © 2016 г. миронов в.в., толкач м.А. ГНЦ РФ–ФГУП «Исследовательский центр имени М.В. Келдыша» (Центр Келдыша) Ул. Онежская, 8, г. Москва, Российская Федерация, 125438, e-mail: kerc@elnet.msk.ru Задачи оценки риска повреждения космических аппаратов (КА) и выработки мероприятий по его снижению и созданию систем защиты от воздействия сверхскоростных частиц микрометеороидов (ММ) и частиц космического мусора (КМ) являются весьма актуальными. Риск повреждения КА зависит от свойств элементов конструкции и интенсивности потоков сверхскоростных частиц. Противостояние любого элемента конструкции КА воздействию удара сверхскоростной частицы, как известно, описывается баллистическими предельными уравнениями. В настоящей работе выполнен анализ возможности использования разработанных к настоящему времени баллистических предельных уравнений для проведения оптимизации одностеночной и многостеночной защит КА от ММ/КМ. Под оптимизацией подразумевается сравнение относительной эффективности различных материалов и конфигураций защиты от сверхскоростных частиц. Приведены общие требования к баллистическим предельным уравнениям, пригодным для проведения сравнительного анализа защиты от ММ/КМ. Предложены уравнения, наиболее полно учитывающие различные факторы при оценке защиты от сверхскоростных частиц ММ/КМ. Ключевые слова: микрометеороид, космический мусор, баллистические предельные уравнения, защита космического корабля от микрометеороидов. balliSTiC limiT EquaTiONS TO OpTimizE ThE SySTEm FOr SpaCECraFT prOTECTiON agaiNST miCrOmETEOrOidS aNd SpaCE dEbriS mironov v.v., Tolkach m.a. The State Scientiic Centre of Russian Federation – Federal State Unitary Enterprise Research Centre named after M.V. Keldysh (Keldysh Research Centre) 8 Onezhskaya str., Moscow, 125438, Russian Federation, e-mail: kerc@elnet.msk.ru The tasks of evaluating the risk of damage and coming up with measures to mitigate it and develop a system for protecting spacecraft (SC) against exposure to high-velocity particles of micrometeoroids and space debris (MM/SD) are of crucial importance. The SC damage risk depends on the properties of structural elements and the rate of flow of high-velocity particles. The ability of any structural element of a SC to withstand an impact of a high-speed particle is known to be described by ballistic limit equations. This paper provides a feasibility analysis of using ballistic limit equations that had been developed to date in order to optimize single-wall and multiple-wall SC protection against MM/SD particles. What is meant by the optimization is a comparison of relative efficiency of different materials configurations of protection against high-speed particles. The paper provides general requirements for ballistic limit equations that are suitable for conducting a comparative analysis of protection against MM/SD. It proposes equations that take into account to the greatest extent possible the various factors involved in the assessment of protection against high-velocity MM/SD particles. Key words: micrometeoroid, space debris, ballistic limits equations, micrometeoroid shield for spacecraft. 26 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 бАЛЛИСТИЧЕСКИЕ прЕдЕЛьНыЕ урАвНЕНИЯ дЛЯ ОпТИМИзАцИИ СИСТЕМы зАщИТы мИРОНОв в.в. тОлкАч м.А. МИРОНОВ Вадим Всеволодович — доктор технических наук, профессор, начальник отделения Центра Келдыша, е-mail: kerc@elnet.msk.ru MIRONOV Vadim Vsevolodovich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Head of Division at Keldysh Research Centre, е-mail: kerc@elnet.msk.ru ТОЛКАЧ Михаил Александрович — кандидат технических наук, начальник группы 2 отделения Центра Келдыша, е-mail: m.tolkach02@mail.ru TOLKACH Mikhail Aleksandrovich — Candidate of Science (Engineering), Head of Group at 2nd Division of Keldysh Research Centre, е-mail: m.tolkach02@mail.ru введение В околоземном космическом пространстве космические аппараты (КА) подвергаются ударам частиц микрометеороидов (ММ) и орбитального космического мусора (КМ). Поэтому решение задачи оценки риска повреждения и выработки мероприятий по его снижению и созданию систем защиты КА от воздействия сверхскоростных частиц ММ/КМ является весьма актуальным. Риск повреждения КА зависит от интенсивности потоков высокоскоростных частиц ММ/КМ и свойств элементов конструкции КА. Риски оцениваются в зависимости от принятого критерия повреждения. Широко используемый критерий повреждения — полное проникновение («перфорация») защитной стенки. Используются и другие критерии повреждения, такие как: • образование отверстия, превышающего заданный критический размер; • глубина проникновения, которая превышает заданную глубину; • образование кратера, по объему превышающего заданное значение и др. [1–4]. Известно (см., например, [3]), что вероятность того, что за время τ не случится ни одного «опасного» столкновения высокоскоростной частицы с уязвимой поверхностью (n = 0), определяется как вероятность непробоя (ВНП) и вычисляется по формуле: ВНП ≡ Pn = 0 = e– . Здесь, с учетом того, что для оперативных оценок удобно использовать ВНП одного № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ элемента уязвимой поверхности, величина определяется как: = NкрSэлτ, где Nкр — значение среднеинтегрального потока высокоскоростных частиц с критической массой mкр — предельным минимальным значением массы частицы ММ/КМ, при котором повреждается (в соответствии с принятым критерием) рассматриваемый элемент поверхности КА, м–2·год–1; Sэл — рассматриваемая площадь уязвимого элемента поверхности КА, м2; τ — время пребывания КА в ММ/КМ среде — время эксплуатации КА, год. Риск R повреждения КА частицами ММ/КМ в этом случае оценивается как: R = (1 – ВНП) ·100 (%). Как видим, при заданной поверхности Sэл и времени τ определяющим для ВНП является поток Nкр. Величина Nкр зависит от критической массы mкр или, что то же самое, от критического диаметра dкр частиц ММ/КМ, наносящих ущерб защите КА. Полагается, что плотность материала частиц ММ/КМ известна. Величина dкр, в свою очередь, определяется с помощью специально разрабатываемых баллистических предельных уравнений (БПУ). На рис. 1 представлена схема, используемая при определении требований к защите КА от ММ/КМ. Здесь и далее понятия метеороид (микрометеороид) и космический мусор (техногенные высокоскоростные пылевые частицы) используются как принято в ГОСТ 25645.128-85 27 Миронов В.В., Толкач М.А. [5] (для ММ) и ГОСТ 25645.167-2005 [6] (для КМ). Соответствующие модели окружающей среды в части определения потока Nкр для ММ/КМ также приведены в этих ГОСТ. Стандартов, регламентирующих использование БПУ при оценках ВНП, обнаружить не удалось. Кроме этого, в последние годы появилось множество работ, в основном зарубежных, с модификацией разработанных ранее БПУ. При модификации использовались результаты экспериментальных исследований и привлекались данные измерений, выполненных на возвращаемых элементах КА, космических станциях «Мир» и МКС, космическом телескопе Hubble, спутнике LDEF (Long Duration Exposure Facility) и др. [7–10]. В силу этого представляется целесообразным сформулировать требования и провести анализ БПУ с целью установления уравнений, пригодных для оптимизации (сравнительного анализа) защиты КА от ММ/КМ. Проектные уравнения позволяют рассчитать как толщину передней стенки со стороны удара, так и минимальную толщину задней стенки без повреждения. Стенку со стороны удара ММ/КМ принято называть бампером. Отметим, что БПУ для многостеночной защиты (несколько стенок на расстоянии друг от друга с дополнительными слоями на поверхностях и между ними) записываются в виде БПУ для двустенной защиты (часто называемой защитой Уиппла), которая схематически показана на рис. 2. Рис. 2. Двустенная защита (защита Уиппла) При определении ВНП с помощью БПУ эффективности строится функция повреждения — зависимость dкр от скорости удара v. Схематически функция повреждения показана на рис. 3. Рис. 1. Схема определения требований к защите КА от микрометеороидов и космического мусора (ММ/КМ) баллистические предельные уравнения эффективности и функция повреждения В настоящее время БПУ представляют собой соотношения для определения либо минимального диаметра (минимальной массы) налетающей частицы, при которой происходит повреждение стенки, либо минимальной толщины стенки без повреждения при заданных скорости и диаметре (массе) налетающей частицы. Первый тип уравнений обычно называют уравнениями эффективности, а второй — проектными уравнениями. Уравнения взаимно конвертируемы. Уравнения эффективности используются для расчета dкр (или mкр) в зависимости от скорости ударяющей частицы ММ/КМ. 28 Рис. 3. Изменение функции повреждения с ростом скорости ударяющей частицы ММ/КМ [11, 12]: 1 — низкоскоростной режим; 2 — переходной режим; 3 — высокоскоростной режим; — — двойная стенка; — — одиночная стенка КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 бАЛЛИСТИЧЕСКИЕ прЕдЕЛьНыЕ урАвНЕНИЯ дЛЯ ОпТИМИзАцИИ СИСТЕМы зАщИТы Выше функции повреждения лежат значения диаметров dч частиц ММ/КМ, наносящих повреждение, а ниже повреждение защиты (защищаемой стенки) отсутствует. Отметим, что низкоскоростной режим довольно часто называют баллистическим режимом. требования к баллистическим предельным уравнениям Из анализа результатов расчетов и экспериментальных данных, выполненных многими авторами (см., например, [3, 4]), следует, что достоверность сравнительного анализа защиты от ММ/КМ по ВНП будет достигнута, если используемые при этом БПУ будут удовлетворять следующим требованиям: • в БПУ должны быть включены все оптимизируемые переменные; • диапазон изменения оптимизируемых переменных в БПУ должен быть достаточно широким. Первое требование необходимо потому, что если переменная отсутствует в БПУ, то установить степень ее влияния на dкр и, соответственно, на ВНП, невозможно. Второе требование связано с необходимостью обеспечения предельных переходов. Например, для БПУ одиночной стенки должна существовать возможность вычисления dкр, когда толщина стенки приближается к нулю (dкр также стремится к нулю). Для двойной стенки (с бампером) БПУ должно конвертироваться в уравнение одиночной стенки при S→0 (см. рис. 2). В силу того, что многостеночная защита при ее описании БПУ, как правило, сводится к защите Уиппла (бампера и задней стенки), перечень оптимизируемых параметров, присутствующих в уравнении, которые должны быть приняты во внимание, будет следующий: • толщина бампера; • толщина задней стенки; • величина интервала-зазора (расстояние от бампера до задней стенки); • характеристики материала задней стенки (на сегодняшний день это плотность и/или напряжение текучести); • характеристики материала бампера (обычно это плотность); • свойства материала ударяющей частицы (сейчас это размер/диаметр и плотность); • скорость ударяющей частицы; • угол соударения в отсчете от нормали к поверхности стенки (бампера). № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ Приведенный выше перечень параметров, которые должны быть включены в БПУ, не является окончательным. Например, делаются попытки учесть влияние формы ударяющей частицы, но пока для этого недостаточно экспериментальных данных [13]. Далее проанализируем известные БПУ, исходя из приведенных выше требований к ним. Рассмотрим случаи одно- и многостеночной защиты от ММ/КМ. баллистические предельные уравнения для одиночной стенки При написании БПУ будем использовать обозначения согласно табл. 1. Таблица 1 условные обозначения в бпу Переменная Обозначение Размерность Критический диаметр частицы* dкр см Диаметр частицы* dч см Толщина стенки lст см Толщина бампера lб см Плотность материала частицы* ρч г/см3 Плотность материала стенки ρст г/см3 Плотность материала бампера ρб г/см3 Скорость частицы* v км·с–1 Нормальная составляющая скорости частицы* vn км·с–1 Скорость звука в материале стенки a км·с–1 Твердость материала стенки по Бринеллю HБ МПа Угол между вектором скорости частицы* и нормалью к поверхности θ ° Глубина кратера h см Масса частицы* m г Критическая масса частицы* mкр г Расстояние между бампером и задней стенкой S см Напряжение текучести материала задней стенки σст МПа (Н/мм2) Примечание. * — частица — это ударяющий метеороид или частица космического мусора. 29 Миронов В.В., Толкач М.А. Рассмотрим известные БПУ для одиночной стенки [1, 3, 14–19]. В работе [14] приведено соотношение для определения минимальной толщины стенки lmin, при которой не возникает сквозного пробоя (повреждения). После конвертации этого уравнения в БПУ эффективности оно совпадает с уравнением из работы [18] при критерии повреждения Kп = 1,8: a2/3HБ1/4 ρ1/2 l 1 ст ст dкр = 1/2 2/3 5,24Kп ρч (vcosθ) ρст = 0,106022 ρ ч 1/2 18/19 = (1.1) 18/19 a2/3HБ1/4 lст (vcosθ)2/3 . (1.2) Уравнение (1.2) содержит противоречие, связанное с физическим смыслом критерия повреждения Kп. Чем Kп меньше, тем больший урон наносит частица стенке, вплоть до ее перфорации, что следует из описания Kп выше. При заданной скорости частицы это возможно только в том случае, когда с уменьшением Kп размер (а значит и масса) частицы увеличивается. То есть зависимость dкр от Kп должна быть обратно пропорциональной. В этом случае параметр повреждения Kп должен стоять не в числителе (1.2), а в знаменателе, аналогично уравнению (1.1). В работе [15], со ссылкой на справочник [16], для оценок dкр используется уравнение, представленное нами в более удобном виде: ρст dкр = 0,244 ρ ч 2/3 a2/3lст . (vcosθ)2/3 (2) Уравнение получено в предположении, что повреждение наступает при толщине преграды lст = 1,8h, где h — глубина кратера от удара частицы. Авторами [17] предложено использовать соотношение, полученное экспериментальным 30 ρст ρч dкр = 0,87 1/3 lст . (vcosθ)2/3 (3.1) В справочнике [18] для стенки из нержавеющей стали приводится несколько отличное от (3.1) БПУ. После приведения его к принятой нами форме и обозначениям мы получили: dкр = 1,57 При перфорации Kп ≤ 1,8 [18]. Часто критерий повреждения задается также через условие образования кратера без осколков (Kп ≥ 3), дробления без выброса осколков (2,2 ≤ Kп < 3), дробления с выбросом осколков (1,8 ≤ Kп < 2,2) [1]. В общем случае величина Kп зависит от свойств материала стенки. Уравнение (1.1) из работы [18] получено для монолитного алюминиевого экрана. В работе [14] какие-либо указания на используемый материал в уравнении (1.1) отсутствуют. В работе [18] приводится также уравнение для стенки из титана: . путем для типичных конструкционных материалов (сталь, алюминиевые сплавы, титан и др.). С целью удобства сопоставления с другими БПУ соотношение из работы [17] мы преобразовали к виду: ρст ρч 1/2 lст (vcosθ)2/3 18/19 . (3.2) Для вычисления критического размера частицы в случае повреждения стенки из хрупких материалов (типа стекла), в [14] предлагается использовать соотношение для критического диаметра ММ/КМ, полученное в том же предположении, что и (2) — lст = lmin = 1,8h: dкр = 0,93 ρст ρч 1/2 lст . (vcosθ)2/3 (4) В работе [18] для одиночной стенки из композиционного материала (смесь Е-стекловолокна и эпоксидной смолы с плотностью ρст = 1,8 г/cм3) используется БПУ, отличающееся от (4) лишь числовым коэффициентом: вместо 0,93 в (4) в уравнении из [18] используется коэффициент 1,28. В работах [1, 3, 19] используется БПУ в параметрическом виде: 1/λ ρстk lст (5) dкр = . KпK1ρβч(vcosθ)ξ Для этого уравнения параметры (постоянные Kп, K1 и показатели степени λ, k, β, ξ), приводимые различными авторами, представлены в табл. 2. Относительно БПУ (5) с параметрами из табл. 2 следует сделать ряд замечаний. Во-первых, равенство показателя степени k нулю в уравнениях (5.6–5.11) (табл. 2) свидетельствует о том, что ρст в БПУ отсутствует. В силу этого, эти уравнения невозможно использовать для анализа влияния плотности (а, следовательно, и массы) материала стенки на ВНП. Во-вторых, в уравнении (5.12) (табл. 2) показатель степени β = 0, т. е. отсутствует зависимость от плотности (массы) высокоскоростной частицы. В силу этого использовать БПУ для анализа влияния плотности (и массы!) частицы на ВНП не представляется возможным. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 бАЛЛИСТИЧЕСКИЕ прЕдЕЛьНыЕ урАвНЕНИЯ дЛЯ ОпТИМИзАцИИ СИСТЕМы зАщИТы Таблица 2 значения параметров для бпу одиночной стенки № Наименование БПУ [1] Kп K1 λ k β ξ 5.1 Pailer-Grun 1,0 0,770 1,212 0,500 0,737 0,875 5.2 Naumann, Jex, Johnson 1,0 0,650 1,056 0,500 0,500 0,875 Gardner 1,0 0,608σ 1,059 0,343 0,686 0,976 5.4 McDonnell&Sullivan (M&S) 1,0 0,756[σAl /σ] 1,056 0,476 0,476 0,806 5.5 Gardner, McDonnell, Collier 1,0 0,85А−0,153 1,056 0,382 0,763 0,763 5.6 ESABASE (толстая пластина) 1,8÷3,0 0,200÷0,330 1,056 0 0,519 2/3 5.7 ESABASE (тонкая пластина) 1,0 0,260÷0,640 1,056 0 0,519 0,875 5.8 Multi-layer insulation (многослойная изоляция) 1,0 0,370 1,056 0 0,519 0,875 5.9 Frost 1,0 0,430 1,056 0 0,519 0,875 5.10 Naumann 1,0 0,326 1,056 0 0,499 2/3 5.11 Cour-Palais (толстая стеклянная мишень) 1,85÷7,0 0,530 1,060 0 0,500 2/3 5.12 McHugh&Richardson (толстая стеклянная мишень) 1,85÷7,0 0,640 1,200 –0,500 0 2/3 5.3 −0,093 0,134 Примечание. А = σ/6,895; σ — напряжения текучести материала стенки (МПа); σAl — значение для алюминия. Как видим, согласно сформулированным выше требованиям к баллистическим предельным уравнениям, уравнения (5.6–5.12) непригодны для проведения сравнительного анализа защиты от ММ/КМ. Оставшиеся пять уравнений (5.1–5.5) (табл. 2), согласно требованиям к БПУ, имеют относительно полный набор параметров (для частицы и материала стенки) и пригодны для проведения сравнительного анализа защиты от ММ/КМ. Прежде чем перейти к численным оценкам, отметим, что в отдельных случаях на поверхность одиночной стенки из пластичного материала со стороны удара наносится многослойная изоляция (МИ). В этом случае, если зазор между МИ и стенкой отсутствует, а критерием отказа является перфорация пластины под МИ, для оценки dкрМИ — критического диаметра частицы при наличии МИ на пластине — может использоваться рекомендуемое многими авторами БПУ [18]: dкрМИ = dкр + 2,2 mМИ 0,47 ч ρ (vcosθ)0,63 . (6) Здесь mМИ = lМИ  ρМИ — поверхностная плотность МИ, г/см2; lМИ, ρМИ — толщина и плотность материала изоляции, соответственно. Как видим, при вычислении dкрМИ для пластины с МИ к величине критического № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ диаметра частицы dкр без МИ (БПУ рассмотрены выше) добавляется величина, зависящая от поверхностной плотности многослойной изоляции. Ясно, что характеристика МИ, как материала, препятствующего проникновению частицы в стенку, не ограничивается только некоторой средней плотностью ρМИ. Очевидно, иные характеристики МИ должны учитываться множителем перед вторым слагаемым в уравнении (6). С использованием уравнений (1–3.2) и (5) были выполнены численные оценки критических диаметров dкр ударяющей частицы для двух пластичных материалов стенки, заметно отличающихся плотностью, а именно, для нержавеющей стали (ρст = 7,84 г∙см–3) и сплава алюминия АМг6 (ρст = 2,64 г∙см–3). Для обеспечения сравнительного анализа результатов толщина стенки во всех расчетах принималась равной 0,2 см. Другие необходимые исходные данные, используемые в расчетах, приведены в табл. 3. Результаты расчетов представлены на рис. 4. Уравнения (1.1) и (2) были выбраны для численного анализа в силу использования в них наиболее полного набора исходных данных для материала стенки: плотности, скорости звука и твердости по Бринеллю. БПУ с таким набором характеристик для подвергаемого высокоскоростному удару материала в литературе больше обнаружить не удалось. 31 Миронов В.В., Толкач М.А. Таблица 3 Исходные данные при расчетах одиночной стенки Обозначение Наименование параметра-характеристики Нержавеющая сталь АМг6 Размерность a Скорость звука в материале стенки 5,740 5,258 км·с–1 HБ Твердость по Бринеллю материала стенки 150 60 МПа ρст Плотность материала стенки 7,84 2,64 г·см–3 ρч Плотность материала частицы 2,5 2,5 г·см–3 θ Угол между вектором скорости частицы и нормалью к поверхности стенки 0 0 ° v Скорость частицы Var. Var. км·с–1 σ Напряжение текучести 758,5 275,8 МПа а) б) Рис. 4. Зависимость критического размера частицы dкр от ее скорости v: а — для нержавеющей стали; б — для сплава алюминия АМг6 Примечание. Номера кривых соответствуют номерам уравнений, по которым выполнялись расчеты, включая обозначения, принятые в табл. 2. 32 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 бАЛЛИСТИЧЕСКИЕ прЕдЕЛьНыЕ урАвНЕНИЯ дЛЯ ОпТИМИзАцИИ СИСТЕМы зАщИТы Уравнение (3.1) было выбрано нами для анализа, исходя из утверждения в работе [17], что оно пригодно для оценки пробоя многих пластичных материалов (сталь, алюминиевые сплавы, титан и др.). При этом, как следует из самого уравнения, использование конкретных характеристик материала ограничено — учитывается только плотность материала. Остальные уравнения представляют интерес в силу того, что они предложены или продолжают использоваться для расчета dкр в последние годы (после 2009 г.). Кривая 5.5 в левой части рис. 4 служит для наглядного сравнения dкр со значениями в правой его части. Выполненные расчеты позволяют сделать два следующих замечания относительно рассмотренных БПУ. Во-первых, более ранние БПУ (2) (1977 г.) и (3.1) (1983 г.) дают более низкие значения dкр (кривые 2 и 3.1 на рис. 4), и, следовательно, более пессимистичный прогноз с точки зрения ВНП. Различие особенно наглядно проявляется при сопоставлении кривых 3.1 (БПУ1983) и 3.2 (БПУ2009) для стали. Возможной причиной отмеченных расхождений является более полный набор экспериментальных данных при построении более поздних БПУ. Во-вторых, предлагаемые к использованию в настоящее время БПУ дают достаточно компактно располагаемые функции повреждения 5.1–5.5 как для стали (рис. 4, а), так и для сплава алюминия (рис. 4, б) (см. правую часть рисунка), что повышает степень доверия к таким уравнениям как к средству прогноза ВНП. С достаточной степенью согласования в среду БПУ (5.1–5.5) вписывается и уравнение (1.1). Как для стенки из стали, так и из сплава алюминия отличие по величине dкр для этих уравнений составляет ~25%. При этом, что немаловажно, значения dкр увеличиваются, и мы будем иметь более оптимистичный прогноз по ВНП. В силу сделанных замечаний мы полагаем, что результаты, получаемые с использованием БПУ (2) и (3.1), построенных на ограниченном массиве экспериментальных данных, менее достоверны, чем получаемые с использованием уравнений (1.1) и (5.1–5.5). Кроме этого, учитывая требования к БПУ (см. выше), очевидно, что для проведения сравнительных оценок dкр наиболее приемлемы уравнения с максимальным числом физических параметров. В нашем случае такими уравнениями являются (1.1), (5.3) и (5.5). № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ баллистические предельные уравнения для многостеночной защиты Гораздо труднее выбрать БПУ для сравнительных оценок dкр в случае защиты, состоящей из двух и более стенок. В самом общем случае полагается, что стенки находятся на известном расстоянии S друг от друга (см. рис. 2). Прежде чем перейти к рассмотрению БПУ, следует сделать ряд замечаний относительно передней стенки защиты — бампера. Бампер — это «жертвенная» достаточно тонкая стенка со стороны удара высокоскоростной частицы. Основная функция, возлагаемая на бампер — разбить налетающую частицу на множество фрагментов и максимально рассеять их в пространстве за бампером. Отметим, что облако за бампером содержит как фрагменты частицы, так и бампера. В различных источниках рекомендовано выбирать предварительную толщину бампера, пользуясь следующим соотношением (см., например, [18]): ρ lб = сб ρч d, (7) б где константа cб = 0,25, когда S/d < 30, и cб = 0,20, когда S/d ≥ 30; d — диаметр высокоскоростной частицы (иногда накладывается условие перфорации задней стенки, т. е. рассматривается dкр); ρб, ρч — плотности материала бампера и налетающей частицы, соответственно; S — расстояние от бампера до задней стенки (см. рис. 2). Как показали многочисленные эксперименты, обсуждение которых можно найти в работах [1, 3, 4, 11, 12, 20], облако фрагментов от разрушения частицы и бампера, воздействующее на заднюю стенку, содержит различное количество твердых, жидких и парообразных компонентов. Параметры облака зависят от толщины и материала бампера (плотности), а также от условий воздействия на бампер: размера и материала (плотности) частицы, скорости удара, наклона удара. При низких скоростях удара, vn ≤ vн (низкоскоростной режим — см. рис. 3), воздействие ударных давлений является незначительным, и частица сохраняет целостность после прохождения через бампер. В этом случае задняя стенка подвергается удару деформированной или слегка раздробленной частицы. При скоростях переходного режима (vн < vn < vв) частица фрагментируется и рассеивается за бампером. С ростом скорости фрагментация частицы и рассеяние осколков усиливаются, появляется и растет содержание жидких фрагментов. 33 Миронов В.В., Толкач М.А. При скоростях vn ≥ vв (высокоскоростной режим) происходит интенсивное плавление и испарение фрагментов от разрушения частицы и бампера. По мере увеличения скорости количество твердых фрагментов значительно сокращается. Скорости vн и vв смены режимов разрушения частицы и бампера определяются при согласовании результатов расчетов по БПУ с экспериментальными данными. Некоторые авторы вводят зависимость этих скоростей от угла удара. На сегодняшний день в используемых БПУ для различных пакетов защиты значение vн, как правило, является постоянным и лежит в диапазоне 2,5…4,5 км/с, а vв — в диапазоне 6,5…8,5 км/с. Наиболее часто используются следующие значения: vн = 3 км/с; vв = 7 км/с. Вернемся к БПУ. Схема последовательной модификации наиболее известных и используемых баллистических предельных уравнений (для двух и более стенок) в процессе их совершенствования показана на рис. 5. Наименования уравнений приняты согласно используемым в работах [1, 3, 4, 11, 12] и др. Кроме указанных на рис. 5, в литературе относительно часто можно встретить ссылки на БПУ следующих авторов [11]: LundebergStern-Bristow (1965 г.), Nysmith (1969 г.), Wilkinson (1969 г.), Burch (1967 г.). Более поздние модификации уравнений этих авторов нам обнаружить не удалось. Вначале проанализируем БПУ, приведенные в работах [1, 3, 4, 19]. В них наиболее полно представлены БПУ, используемые в настоящее время в различных космических агентствах, включая NASA. Все эти уравнения в основе имеют модифицированное уравнение Кур-Паласа (Christiansen–Cour-Palais) для защиты Уиппла. Все эти уравнения можно представить в следующем параметрическом виде: ω dкр = µ v (K0lст + K2lб ρб 2 )Sδ 1/λ K1ρстk ρбv1ρβч vγ(cosθ)ξ . (8) Здесь использованы обозначения согласно табл. 1. Отличие БПУ (8) от уравнения (5) для одиночной стенки заключается в добавлении членов, учитывающих зависимость от характеристик бампера: толщины lб, плотности его материала ρб и расстояния S от бампера до задней стенки. Добавлена также постоянная K0. Для уравнений, представленных в работах [1, 19] для двустенной защиты, константы и показатели степени переменных для уравнения (8) приведены в табл. 4. Три первых уравнения из табл. 4 не представляют интереса, так как толщина бампера и плотность его материала исключены из рассмотрения (К2 = 0 и v1 = 0). Относительно последнего уравнения в табл. 4 следует отметить, что его использование для проведения оптимизации защиты от ММ/КМ не представляется корректным в силу отсутствия зависимости dкр от расстояния между бампером и задней стенкой S (так как δ  =  0). Таким образом, учитывая требования к БПУ (см. выше), уравнения с параметрами из табл. 4 непригодны для сравнительного анализа защиты от ММ/КМ. Рис. 5. Прогрессивная схема модификации БПУ Примечание. ESA (European Space Agency) — Европейское космическое агентство; ETW (ESA Triple Wall) — тройная стенка ESA; MET (Modiied ESA Triple Wall) — модифицированная тройная стенка ESA. 34 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 бАЛЛИСТИЧЕСКИЕ прЕдЕЛьНыЕ урАвНЕНИЯ дЛЯ ОпТИМИзАцИИ СИСТЕМы зАщИТы Таблица 4 величины параметров в бпу для двойной стенки Переменные, константы и показатели степени переменных — — — ρч v ρст S cosθ ρб lб K1 K2 λ β γ k δ ξ v1 /v2 μ Cour-Palais 0,044A 0 1 0,5 1 0,167 0,5 1 0/– — Multi-layer insulation 0,034A 0 1 0,5 1 0,167 0,5 1 0/– — Kп(π/6)A 0 3 1 1 0 2 1 0/– — 0,255÷0,637 1 1,056 0,519 0,875 0 0 0,875 0/0 1 (π/6)A 0 3 1 1 0 0 1 0/– — Уравнение [1, 19] Maiden–McMillan ESA: v < 3 км/с v > 9,5 км/с Примечание. Во всех уравнениях таблицы в виде (8) K0 = 1 и ω = 1; А = (σ*/σст)0,5; напряжение текучести σ*= 482,8 MПa; σст — в MПa; Кп — критерий повреждения. Обратимся теперь к уравнениям, которые используются для расчета защиты, состоящей из нескольких стенок. БПУ и в этом случае записываются в виде, аналогичном уравнению (8). Константы К0, К1, К2 и показатели степеней переменных выбираются в процессе согласования с экспериментальными данными. Следует отметить, что для диапазонов скорости vn ≤ vн и vn ≥ vв БПУ, как правило, описывается отдельным набором констант и показателей степени переменных. Для переходного режима (vн < vn < vв) dкр вычисляется как линейная интерполяция по его значениям на границах, т. е. при скоростях vн и vв. Наиболее широко используемые в настоящее время БПУ, их название и значения параметров (согласно [1, 3, 4, 18–21]) приведены в табл. 5. Таблица 5 значения параметров в многостеночных бпу Переменные, константы и показатели степени переменных — — ρч v ρст S cosθ ρб lб — — K1 K2 β γ k δ ξ v1 /v2 μ λ K0 v<3 0,6A 1,667K1 0,5 2/3 0 0 5/3 0/0 1 1,056 1 v>7 0,129B 0 0,5 1 0 0,5 1 0,167/0 0 3/2 1 2. ESA + Triple [1, 3, 4] v<3 0,312A 1,667K1 0,5 2/3 0 0 5/3 0/0 1 1,056 1 v>7 0,107B 0 0,5 1 0 0,5 1 0,167/0 0 3/2 1 3. NASA1 + ISS [1, 3, 4] v<3 0,6A 1,667K1 0,5 2/3 0 0 5/3 0/0 1 1,056 1 v>7 [3,918B]–3/2 0 0,5 1 0 0,5 1 0,167/0 0 3/2 1 v<3 0,3A 1,233K1 0,5 2/3 0 0 5/3 0/1 1 1,056 1 v>6 22,545А 0 1 1 –1 2 1 0/0 0 3 1 v<3 0,4A 0,925K1 0,5 2/3 0 0 5/3 0/1 1 1,056 1 v>6 18,224А 0 1 1 –1 2 1 0/0 0 3 1 vn≤ 4,2 vn≥ 8,4 0,6 1 0,5 2/3 0 0 4/3 0/0 1 1,056 1/(А·K01) 2/3 K11 C 0 1/3 2/3 0 1/3 4/3 0,111/0 0 1 1,155 vn ≤ 3 0,6 1 0,5 2/3 0 0 5/3 0/0 1 1,056 1/А vn ≥ 7 С 0 1/3 2/3 0 1/3 2/3 0,111/0 0 1 E Уравнение 1. Modiied Cour-Palais [3, 4, 11, 20] 4. NASA2 + Shock [1] 5. NASA3 + Bumper [1] 6. New CourPalais [4, 11] 7. MET [3, 4] v, км/с Примечание. A = (σст/275,8)–0,5; B = (σст/482,8)–0,5; С = (σст/482,8)1/3; σст — предел текучести материала задней стенки, МПа. В уравнениях 6 и 7 при высоких скоростях (vn ≥ 8,4 и vn ≥ 7) ω = 2/3; во всех остальных уравнениях ω = 1. Постоянная E (см. K0 для уравнения 7) зависит от типа защиты: E = 2,9754 — для защиты типа Уиппла с многослойной изоляцией (МИ) впереди; E = 3,9180 — для защиты типа Уиппла без МИ; E = 5,2002 — для защиты типа Уиппла с наполнителем и МИ впереди. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 35 Миронов В.В., Толкач М.А. Все эти уравнения представляют разные варианты модифицированного уравнения КурПаласа. Как видим, первые три уравнения отличаются только константой К1. Два следующих уравнения также близки — показатели степени совпадают для всех переменных. Постоянные K01 и K11 для Нового уравнения Кур-Паласа (New Cour-Palais) полагаются равными: K01 = 1; K11 = 0,16 [3, 4]. Рекомендуется уточнять эти постоянные через согласование dкр при получении новых экспериментальных данных. Так, например, в работе [12] для сотовой защиты с углепластиком K01 = 1,1; K11 = 0,4. При наличии МИ за бампером K01 = 0,7; K11 = 0,16 [18]. Использование физических параметров в БПУ для многостеночной защиты показано в табл. 6. Отмеченные цветом области в табл. 6 указывают на то, что данная физическая переменная используется в БПУ. Неокрашенные области — использование переменной в уравнении отсутствует (соответствующий показатель степени равен нулю). Отсутствие ρст (k  =  0) в БПУ в качестве характеристики материала задней стенки объясняется использованием напряжения текучести материала σст как его основной характеристики (при вычислении постоянных К1 и К2). В отдельных случаях, например, в уравнениях Shock и Bumper, используются как ρст, так и σст. Отсутствие S (δ  =  0) в БПУ при vn  ≤  3 км/с связано с тем, что бампер является достаточно тонким, и частица ММ/КМ преодолевает его без фрагментации при этих скоростях. То есть обломки частицы и их рассеяние отсутствуют, а, следовательно, отсутствует и влияние S. Отсутствие lб (μ  =  0) в БПУ при высокоскоростном режиме объясняется тем, что бампер достаточно тонкий и выбран в соответствии с уравнением (7). В этом режиме, из-за наличия рассеяния фрагментов от разрушения бампера и частицы, становится существенным влияние S. Для низкоскоростного режима толщина бампера lб учитывается всегда. Отсутствие ρб (v1  =  0 и v2  =  0) в БПУ высокоскоростного режима свидетельствует о том, что уравнение получено для бампера из алюминия или его сплава. То есть рассматривается случай с заведомо известной плотностью материала бампера. Отсутствие плотности материала бампера при низких скоростях (низкоскоростной режим) связано с тем, что бампер является достаточно тонким, и частица ММ/КМ преодолевает его без фрагментации. Тем не менее, в отдельных случаях и при низких скоростях плотность материала бампера учитывается, например, в уравнениях NASA2 и NASA3 — см. табл. 5 и 6. Далее мы остановимся на БПУ NASA1 + ISS (см. табл. 5). Выбор этого БПУ был сделан в силу следующих причин: 1. В работе [3] это БПУ предложено использовать для защиты типа Уиппла, т. е. для бампера и стенки (двойной стенки). 2. БПУ этого типа прошли достаточно широкую апробацию через сравнение dкр с экспериментальными данными [2, 18, 21]. Например, в статье [2] это БПУ привлекалось для оценок при сопоставлении расчетов с экспериментальными данными для элементов сотовой защиты. В работе [20] уравнение использовалось для сравнительных оценок при увеличении скорости частицы до 150 км/с. 3. БПУ пригодно для использования в случае, когда толщина бампера lб удовлетворяет уравнению (7) [18]. 4. БПУ пригодно для бамперов из алюминия и металлических задних стенок [3]. Уравнение может быть использовано для прочных неметаллических задних стенок с пределом текучести до 690 МПа [3, 22]. Таблица 6 Использование переменных в современных бпу Уравнение v, км/с ρч v θ lст β γ ξ ω ρст k σст K1 K2 S δ lб μ ρб v1/v2 NASA2, NASA3 ESA NASA1 Modiied Cour-Palais New Cour-Palais MET Triple ISS Modiied Cour-Palais New Cour-Palais MET Shock Bumper 36 <3 >7 >6 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 бАЛЛИСТИЧЕСКИЕ прЕдЕЛьНыЕ урАвНЕНИЯ дЛЯ ОпТИМИзАцИИ СИСТЕМы зАщИТы Мы приводим это уравнение с подстановкой соответствующих констант и показателей степени, включая линейную интерполяцию уравнения в переходном режиме: • для vn ≤ 3 км/с: lст K01 dкр = σст 275,8 1/2 18/19 + lб 0,6ρч1/2 vn2/3 cosθ (8.1) ; • для vn  ≥ 7 км/с: dкр = 1,155 2/3 K11 σст 1/3 1/3 S 482,8 = ρ1/9 ρч1/3 vn2/3 б lст2/3 (8.2) σст 1/3 1/3 lст2/3 S 482,8 = 3,918 ; ρ1/9 ρ1/3 vn2/3 б ч Рис. 6. Предельный переход двустенной модели в одностенную: — — предельный случай стенки с бампером; — — — — 5.5 Примечание. Кривая 5.5 построена согласно уравнению (5.5) (табл. 2). • для 3 < vn < 7 км/с: dкр = 1,75 – vn 4 lб+ σст 275,8 1/2 18/19 lст + 1,248ρ1/2 cosθ ч (8.3) + vn 4 1,071lст2/3 – 0,75 σст 1/3 1/3 S 482,8 ρч1/3 ρб1/9 . Проведем численный анализ, используя уравнения (8.1–8.3). В качестве материалов бампера и задней стенки будем использовать АМг6 с исходными данными, представленными в табл. 3. Константы K01 = 1; K11 = 0,16. Отметим, что толщина бампера выбрана в соответствии с соотношением (7). Прежде всего, рассмотрим предельный случай: переход от защиты с бампером к защите из одной стенки. Для этого полагаем S относительно малым (S  =  0,01 см), и, чтобы сохранить толщину задней стенки, уменьшим плотность материала бампера до ρб  =  0,01 г/см3. Поскольку в начальном варианте плотности материала бампера и стенки одинаковы, а толщина бампера в двустенной защите равнялась 0,03 см, толщина задней стенки при переходе к одностенной защите увеличивается на 0,0003 см (lб·0,01  =  0,0003  см). В расчетах толщина задней стенки принималась равной 0,2  см. Результаты расчетов при нормальном ударе согласно уравнениям (8.1–8.3) для защиты с бампером в предельном случае и по уравнению (5.5) для одиночной стенки (табл. 2) представлены на рис. 6. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ Наблюдается более чем удовлетворительное согласование функций повреждения, что указывает на выполнение одного из требований, предъявляемых к БПУ, пригодных для сравнительного анализа: возможность расширения диапазона изменения оптимизируемых параметров до уровня предельных переходов. Отметим одну особенность, наблюдаемую при трансформации уравнений (8.1–8.3) для случая защиты из одной стенки. Эта особенность связана с наличием сosθ в уравнении (8.1). Если в случае уравнений для одиночной стенки зависимость от угла присутствует только при вычислении нормальной составляющей скорости, то в уравнении (8.1) показатели степени скорости частицы и сosθ не совпадают, т.  е. даже при одной и той же нормальной составляющей скорости зависимость функции повреждения от θ сохраняется. Влияние угла наклона θ в случае предельного перехода к конструкции из одной стенки показано на рис. 7, а. На рис. 7, б показано влияние угла θ вне зависимости от нормальной составляющей скорости: по оси абсцисс отложена абсолютная величина скорости ударяющей частицы. На рис. 7, в–е показаны изменения функции повреждения при варьировании других характеристик защиты с бампером, а именно: рис. 7, в — предела текучести материала задней стенки (σст); рис. 7,  г — толщины задней стенки (lст); рис. 7, д — расстояния от бампера до задней стенки (S); рис. 7, е — плотности материала ударяющей частицы (ρч). 37 Миронов В.В., Толкач М.А. а) б) в) г) д) е) Рис. 7. Влияние на функцию повреждения: а, б — угла наклона θ; в — предела текучести материала задней стенки σст; г — толщины задней стенки lст ; д — расстояния от бампера до задней стенки S; е — плотности материала ударяющей частицы ρч Примечание. Варьирование переменных производится от следующих исходных величин: θ = 0°; lст = 0,2 см; σст = 276 МПа; S = 2 см; lб = 0,055 см; ρб = 2,85 г/см3; ρч = 2,5 г/см3; —— — исходный вариант расчета. 38 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 бАЛЛИСТИЧЕСКИЕ прЕдЕЛьНыЕ урАвНЕНИЯ дЛЯ ОпТИМИзАцИИ СИСТЕМы зАщИТы Кривая 5.5 на рис. 7, как и выше, представляет собой расчет для одиночной стенки и может быть использована для оценки уровня отклонений значения dкр для стенки с бампером от случая одиночной стенки. Как видим, уравнения (8.1–8.3) являются достаточно чувствительными к изменению всех существенных характеристик защиты с бампером, что весьма важно при проведении сравнительных расчетов с целью оптимизации защиты от ММ/КМ. Кроме этого, расчеты показали, что для скоростей ударяющей частицы менее 20 км/с предельные критические размеры частиц практически достигаются в конце баллистического режима. Необходимо отметить, что рассмотренные выше БПУ получены (или проверены) в результате экспериментальных исследований высокоскоростного удара частицами с диаметром от долей миллиметра (массой 10–7 г) до ~2 см (~30 г) [1–4, 7–9, 11, 18, 21]. выводы В силу вышесказанного можно сделать следующие выводы: Использование БПУ, полученных для алюминия и его сплавов, при прогнозировании dкр для других материалов приводит к ~25% погрешности. Это указывает на то, что в БПУ значительная часть информации о физике процесса соударения частицы со стенкой содержится в числовых коэффициентах (не выражена через его физические параметры — плотность, предел текучести, твердость по Бринеллю, скорость звука и/или др.). На основании общих требований к БПУ, пригодных для проведения сравнительного анализа защиты от ММ/КМ, наиболее приемлемыми для проведения сравнительных оценок dкр для защиты, состоящей из одиночной стенки, являются уравнения (1.1), (5.3) и (5.4). Использование конкретного уравнения зависит от доступного набора исходных данных. Для случая, когда рассматриваемый пакет защиты от ММ/КМ может быть сведен к защите Уиппла, предложен более общий параметрический вид БПУ (8). Из множества рассмотренных БПУ уравнения (8.1–8.3) выделяются как наиболее пригодные для проведения сравнительного анализа защиты от частиц ММ/КМ с диаметром до ~2 см и массой до ~30 г. Из выполненных расчетов следует, что для стенки с бампером минимальные диаметр и масса пробивающей частицы имеют место к концу низкоскоростного режима. При этих скоростях и рекомендуется проводить экспериментальные исследования. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ Список литературы 1. Gäde A., Miller A. Project: ESABASE2/ Debris Release 6.0. Technical Description. Ref. R077-231rep_01_03_01_Debris_Technical Description.doc. 2013-07-05. Режим доступа: http://esabase2.net/wp-content/uploads/2013/ 07/ESABASE2-Debris-Technical-Description.pdf (дата обращения 29.11.2015 г.). 2. Добрица Д.Б. Теоретико-экспериментальная оценка стойкости сотовых панелей космического корабля при воздействии метеорно-техногенных частиц // Вестник Томского государственного университета. Математика и механика. 2014. № 2(28). С. 58–68. Режим доступа: http://sun.tsu.ru/mminfo/000063105/ mat/28/image/28-058.pdf (дата обращения 29.11.2015 г.). 3. Protection manual. IADC-04-03. Version 5.0. Inter-agency space debris coordination committee. Prepared by the IADC WG3 members. October, 2012. Режим доступа: http://www. iadc-online.org/Documents/IADC-04-03_ Protection_Manual_v5.pdf (дата обращения 29.11.2015 г.). 4. Protection manual. IADC-04-03. Version 7.0. Inter-agency space debris coordination committee. Prepared by the IADC WG3 members. 19 September 2014. Режим доступа: http://www.iadc-online.org/Documents/ IADC-04-03_Protection_Manual_v7.pdf (дата обращения 29.11.2015 г.). 5. ГОСТ 25645.128-85. Вещество метеорное. Модель пространственного распределения. М.: Издательство стандартов, 1985. 24 с. 6. ГОСТ 25645.167-2005. Космическая среда (естественная и искусственная). Модель пространственно-временного распределения плотности потоков техногенного вещества в космическом пространстве. М.: Стандартинформ, 2005. 36 с. 7. Silvestrov V.V., Plastinin A.V., Gorshkov N.N. Hypervelocity impact on laminate composite panels // International Journal of Impact Engineering. 1995. Vol. 17. Pp. 751–762. Режим доступа: http://www.ciar.org/ttk/mbt/papers/ lakowski.2006-09/jie-vol17pp751-762.pdf (дата обращения 29.11.2015 г.). 8. Stanley G.L. Donald E.B., Nichole L.K., Horz K.F. Morphology of meteoroid and debris impact craters formed in soft metal targets on the LDEF satellite // International Journal of Impact Engineering. 1995. Vol. 16. № 3. Pp. 405–418. Режим доступа: http://www.eas.uccs.edu/~tlilly/ SPCE_5065_13Su/R06/Love%20-%20 Morphology% 20of%20meteoroid%20and%20 debris%20impact%20craters%20formed%20 39 Миронов В.В., Толкач М.А. in%20soft%20metal%20targets%20on%20 the%20LDEF%20satellite.pdf (дата обращения 29.11.2015 г.). 9. Zolensky M.E., Zook H.A., Horz F., Atkinson D.R., Coombs C.R., Watts A.J., Dardano C.B., See T.H., Simon C.G., Kinard W.H. Interim report of the meteoroid and debris special investigation group (1993). Режим доступа: http://www. cs.odu.edu/~mln/ltrs-pdfs/cp3194-92-p277. pdf (дата обращения 30.04.2015 г.). 10. Bernhard R.P., Christiansen E.L., Hyde J., Crews J.L. Hypervelocity impact damage into Space Shuttle surfaces // International Journal of Impact Engineering. 1995. Vol. 17. Pp. 57–68. Режим доступа: http://www.ciar.org/ttk/mbt/ papers/lakowski.2006-09/ijie-vol-17pp57-64. pdf (дата обращения 29.11.2015 г.). 11. Kalinski M.E. Hypervelocity impact analysis of International Space Station Whipple and enhanced stuffed Whipple shields. Monterey, California, Naval. Naval Postgraduate School Monterey, CA 93943-5000. Illinois Institute of Technology. December 2004. Режим доступа: http://calhoun.nps.edu/bitstream/handle/ 10945/1233/04Dec_Kalinski.pdf?sequence=1 (дата обращения 14.04.2015 г.). 12. Shannon R. Hypervelocity impact induced disturbances on composite sandwich panel spacecraft structures /A thesis submitted in fulilment of the requirements for the degree of Doctor of Philosophy // School of Aerospace, Mechanical and Manufacturing Engineering Science, Engineering and Technology Portfolio. RMIT University. July 2007. Режим доступа: http://researchbank.rmit.edu.au/eserv/rmit: 6801/Ryan.pdf (дата обращения 29.11.2015 г.). 13. Schafer F.K., Herrwerth M., Hiermaier S.J., Schneider E.E. Shape effects in hypervelocity impact on semi-infinite metallic targets // International Journal of Impact Engineering. 2001. № 26. Pp. 699–711. Режим доступа: http://www. ciar.org/ttk/mbt/papers/ijie00/ijie_26_613.pdf (дата обращения 10.05.2015 г.). 14. Новиков Л.С. Воздействие твердых частиц естественного и искусственного происхождения на космические аппараты. Учебное пособие. М.: Университетская книга, 2009. 104 с. Режим доступа: http://www.nerush.org/ nerush/library/m-2013-2.pdf (дата обращения 10.03.2014 г.). 15. Добрица Д.Б. К вопросу расчета стойкости элементов конструкции космического аппарата при воздействии частиц космического мусора // Вестник НПО им. С.А.  Лавочкина. 2012. № 5(16). С. 53–58. 16. Инженерный справочник по космической технике / Под ред. Солодова А.В. М.: Воениздат, 1977. 430 с. 17. Бобков В.Н., Васильев В.В., Демченко Э.К., Лебедев Г.В., Овсянников В.А., Раушенбах Б.В., Сургучев О.В., Тимченко В.А., Феоктистов К.П., Фрумкин Ю.М., Черняев Б.В. Космические аппараты / Под общ. ред. Феоктистова К.П. М.: Воениздат, 1983. 319 с. Режим доступа: http://kmapp.narod.ru/st006. htm (дата обращения 19.01.2014 г.). 18. Christiansen E.L. MMOD Protection Lead NASA Johnson Space Center Houston, TX 77058. Handbook for Designing MMOD Protection / NASA Johnson Space Center, NASA/TM–2009–214785. June 2009. Режим доступа: http://ston.jsc.nasa.gov/ collections/ TRS/techrep/TM-2009-214785.pdf (дата обращения 28.11.2015 г.). 19. Meteoroid and debris models / ESA Requirements and Standards Division. ESTEC, P.O. Box 299, 2200. AG Noordwijk, The Netherlands. The ECSS document  ECSSE-ST-10-04C (15 November 2008). Режим доступа: https://www.spenvis.oma.be/help/ background/ metdeb/metdeb.html (дата обращения 28.11.2015 г.). 20. Iyer K.A., Mehoke D.S. Interplanetary dust particle shielding capability of spacecraft multilayer insulation // Journal of spacecraft and rockets. March–April 2015. Vol. 52. № 2. Pp. 584–594. Режим доступа: http:// www2.esm.vt.edu/~rbatra/pdfpapers/ spacecraft(584-594)2015.pdf (дата обращения 18.06.2015 г.). 21. Christiansen E.L. Meteoroid/debris shielding / NASA Johnson Space Center Houston, Texas. August 2003. TP-2003-210788. Режим доступа: http://ston.jsc.nasa.gov/collections/ TRS/_techrep/TP-2003-210788.pdf (дата обращения 28.11.2015 г.). 22. Christiansen E.L. Design and performance equations for advanced meteoroid and debris shields // International Journal of Impact Engineering. 1993. Vol. 14. Pp. 145–156. Режим доступа: http://www.sciencedirect.com/science/ journal/0734743X/14/1 (дата обращения 18.06.2015 г.). Статья поступила в редакцию 20.04 2016 г. reference 1. Gäde A., Miller A. Project: ESABASE2/Debris Release 6.0. Technical Description. Ref. R077231rep_01_03_01_Debris_Technical Description.doc. 2013-07-05. Available at: http://esabase2.net/wpcontent/uploads/2013/07/ESABASE2-Debris-Technical-Description.pdf (accessed 29.11.2015). 40 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 бАЛЛИСТИЧЕСКИЕ прЕдЕЛьНыЕ урАвНЕНИЯ дЛЯ ОпТИМИзАцИИ СИСТЕМы зАщИТы 2. Dobritsa D.B. Teoretiko-eksperimental’naya otsenka stoikosti sotovykh panelei kosmicheskogo korablya pri vozdeistvii meteorno-tekhnogennykh chastits [Theoretical and experimental evaluation of the spacecraft honeycomb panel resistance on exposure to meteoric-anthropogenic particles]. Vestnik Tomskogo gosudarstvennogo universiteta. Matematika i mekhanika, 2014, no. 2(28), pp. 58–68. Available at: http://sun.tsu.ru/mminfo/000063105/mat/28/image/28-058.pdf (accessed 29.11.2015). 3. Protection manual. IADC-04-03. Version 5.0. Inter-agency space debris coordination committee. Prepared by the IADC WG3 members. October, 2012. Available at: http://www.iadc-online.org/Documents/ IADC-04-03_Protection_Manual_v5.pdf (accessed 29.11.2015). 4. Protection manual. IADC-04-03. Version 7.0. Inter-agency space debris coordination committee. Prepared by the IADC WG3 members. 19 September 2014. Available at: http://www.iadc-online.org/ Documents/IADC-04-03_Protection_Manual_v7.pdf (accessed 29.11.2015). 5. GOST 25645.128-85. Veshchestvo meteornoe. Model’ prostranstvennogo raspredeleniya [GOST 25645.128-85. Meteoric matter. The space distribution model]. Moscow, Izdatel’stvo standartov publ., 1985. 24 p. 6. GOST 25645.167-2005. Kosmicheskaya sreda (estestvennaya i iskusstvennaya). Model’ prostranstvenno-vremennogo raspredeleniya plotnosti potokov tekhnogennogo veshchestva v kosmicheskom prostranstve [GOST 25645.167-2005. Space environment (natural and artiicial). The space-time density distribution model of anthropogenic matter lows in space]. Moscow, Standartinform publ., 2005. 36 p. 7. Silvestrov V.V., Plastinin A.V., Gorshkov N.N. Hypervelocity impact on laminate composite panels. International Journal of Impact Engineering, 1995, vol. 17, pp. 751–762. Available at: http://www.ciar.org/ttk/mbt/papers/lakowski.2006-09/jie-vol17pp751-762.pdf (accessed 29.11.2015). 8. Stanley G.L. Donald E.B., Nichole L.K, Horz K.F. Morphology of meteoroid and debris impact craters formed in soft metal targets on the LDEF satellite. International Journal of Impact Engineering, 1995, vol. 16, no. 3, pp. 405–418. Available at: http://www.eas.uccs.edu/~tlilly/ SPCE_5065_13Su/R06/Love%20-%20Morphology% 20of%20meteoroid%20and%20debris%20 impact%20craters%20formed%20in%20soft%20metal%20targets%20on%20the%20LDEF%20 satellite.pdf (accessed 29.11.2015). 9. Zolensky M.E., Zook H.A., Horz F., Atkinson D.R., Coombs C.R., Watts A.J., Dardano C.B., See T.H., Simon C.G., Kinard W.H. Interim report of the meteoroid and debris special investigation group (1993). Available at: http://www.cs.odu.edu/~mln/ltrs-pdfs/cp3194-92-p277.pdf (accessed 30.04.2015). 10. Bernhard R.P., Christiansen E.L., Hyde J., Crews J.L. Hypervelocity impact damage into Space Shuttle surfaces. International Journal of Impact Engineering, 1995, vol. 17, pp. 57–68. Available at: http://www.ciar.org/ttk/mbt/papers/lakowski.2006-09/jie-vol-17pp57-64.pdf (accessed 29.11.2015). 11. Kalinski M.E. Hypervelocity impact analysis of International Space Station Whipple and enhanced stufed Whipple shields. Monterey, California, Naval. Naval Postgraduate School Monterey, CA 939435000. Illinois Institute of Technology. December 2004. Available at: http://calhoun.nps.edu/bitstream/ handle/10945/1233/04Dec_Kalinski.pdf?sequence=1 (accessed 14.04.2015). 12. Shannon R. Hypervelocity impact induced disturbances on composite sandwich panel spacecraft structures. A thesis submitted in fulilment of the requirements for the degree of Doctor of Philosophy. School of Aerospace, Mechanical and Manufacturing Engineering Science, Engineering and Technology Portfolio. RMIT University. July 2007. Available at: http://researchbank.rmit.edu.au/eserv/rmit:6801/ Ryan.pdf (accessed 29.11.2015). 13. Schafer F.K., Herrwerth M., Hiermaier S.J., Schneider E.E. Shape efects in hypervelocity impact on semi-ininite metallic targets. International Journal of Impact Engineering, 2001, no. 26, pp. 699–711. Available at: http://www.ciar.org/ttk/mbt/papers/jie00/jie_26_613.pdf (accessed 10.05.2015). 14. Novikov L.S. Vozdeistvie tverdykh chastits estestvennogo i iskusstvennogo proiskhozhdeniya na kosmicheskie apparaty. Uchebnoe posobie [The spacecraft exposure to solid particles of natural and artiicial origin. Text-book]. Moscow, Universitetskaya kniga publ., 2009. 104 p. Available at: http://www.nerush.org/nerush/library/m-2013-2.pdf (accessed 10.03.2014). 15. Dobritsa D.B. K voprosu rascheta stoikosti elementov konstruktsii kosmicheskogo apparata pri vozdeistvii chastits kosmicheskogo musora [To the question of calculating the structural elements resistance of spacecraft on exposure to space debris]. Vestnik NPO im. S.A. Lavochkina, 2012, no. 5(16), pp. 53–58. 16. Inzhenernyi spravochnik po kosmicheskoi tekhnike [Engineer’s handbook of space technology]. Ed. Solodov A.V. Moscow, Voenizdat publ., 1977. 430 p. 17. Bobkov V.N., Vasil’ev V.V., Demchenko E.K., Lebedev G.V., Ovsyannikov V.A., Raushenbakh B.V., Surguchev O.V., Timchenko V.A., Feoktistov K.P., Frumkin Yu.M., Chernyaev B.V. Kosmicheskie apparaty [Spacecraft]. Ed. Feoktistov K.P. Moscow, Voenizdat publ., 1983. 319 p. Available at: http://kmapp.narod.ru/ st006.htm (accessed 19.01.2014). № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 41 Миронов В.В., Толкач М.А. 18. Christiansen E.L. MMOD Protection Lead NASA Johnson Space Center Houston, TX 77058. Handbook for Designing MMOD Protection. NASA Johnson Space Center, NASA/TM–2009–214785. June 2009. Available at: http://ston.jsc.nasa.gov/ collections/TRS/techrep/TM-2009-214785.pdf (accessed 28.11.2015). 19. Meteoroid and debris models. ESA requirements and standards division. ESTEC, P.O. Box 299, 2200. AG Noordwijk, the Netherlands. The ECSS document ECSS-E-ST-10-04C, 15 November 2008. Available at: https://www.spenvis.oma.be/help/background/metdeb/metdeb.html (accessed 28.11.2015). 20. Iyer K.A., Mehoke D.S. Interplanetary dust particle shielding capability of spacecraft multilayer insulation. Journal of spacecraft and rockets, March–April 2015, vol. 52, no. 2, pp. 584–594. Available at: http://www2.esm.vt.edu/~rbatra/pdfpapers/spacecraft(584-594)2015.pdf (accessed 18.06.2015). 21. Christiansen E.L. Meteoroid/debris shielding. NASA Johnson Space Center Houston, Texas. August 2003. TP-2003-210788. Available at: http://ston.jsc.nasa.gov/collections/TRS/_techrep/TP2003-210788.pdf (accessed 28.11.2015). 22. Christiansen E.L. Design and performance equations for advanced meteoroid and debris shields. International Journal of Impact Engineering, 1993, vol. 14, pp. 145–156. Available at: http://www. sciencedirect.com/science/journal/0734743X/14/1 (accessed 18.06.2015). 42 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 НАпрЯжЕННО-дЕфОрМИрОвАННОЕ СОСТОЯНИЕ И прОЧНОСТь УДК 629.7.036.54-63.6:539.411 НАпРяЖЕННО-ДЕфОРмИРОвАННОЕ СОСтОяНИЕ И пРОчНОСть СвАРНОй ОбОлОчкИ С тОННЕльНОй тРубОй © 2016 г. безмозгий И.м., Софинский А.Н., чернягин А.г. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru Тонкостенные сварные оболочки — основной вид конструкции герметичных отсеков и топливных баков изделий ракетно-космической техники. Утяжки в процессе формирования сварного шва приводят к искажению формы оболочки и, как следствие, к существенному изменению ее напряженно-деформированного состояния, которое, в свою очередь, влияет на прочность и ресурс. В ракетных блоках с несущими баками в нижнем баке, как правило, встроена тоннельная труба для прохода к двигателю расходной магистрали второго компонента. В статье на примере топливного бака рассмотрены особенности поведения оболочки с тоннельной трубой: искажение формы в результате сварочных утяжек, повышение уровня напряжений в сварном шве из-за искажения формы, снижение несущей способности и ресурса. Для выполнения расчетов построена конечно-элементная модель оболочки. Проведены расчетные исследования зависимости просадки фланца тоннельной трубы от поперечной усадки сварного шва, зависимости коэффициентов усиления напряжений от просадки фланца. Определено снижение несущей способности оболочки из высокопрочного материала. Расчетами с учетом геометрической и физической нелинейностей показано, что оболочка из высокопластичного материала не теряет прочности из-за искажения формы, но у нее снижается ресурс из-за повышенного уровня напряжений от циклически повторяющихся нагрузок. Указаны источники циклических нагрузок на всех этапах жизненного цикла изделия. Ключевые слова: топливный бак, тоннельная труба, сварная оболочка, сварочные деформации, напряженно-деформированное состояние, прочность, ресурс. mOdE OF dEFOrmaTiON aNd STrENgTh OF wEldEd ShEll wiTh TuNNEl pipE bezmozgiy i.m., Soinskiy a.N., Chernyagin a.g. S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4А Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru Thin-walled welded shells are the main type of structures for pressurized modules and propellant tanks in rocket and space engineering. Shrinking in process of shaping the welded seam leads to a distortion of the shape of the shell and, as a consequence to an essential change in the mode of deformation, which, in its turn, afects the strength and the service life. Stages with load-carrying tanks, as a rule, have a built-in tunnel pipe in the lower tank to provide a passage to the engine for the transfer line of the second propellant component. The paper, taking a propellant tank as an example, discusses the behavior of the shell with a tunnel pipe: shape distortion resulting from the weld shrinking, increased level of stress in the weld due to the shape distortion, reduction in the load-carrying capacity and service life. For the purposes of analysis, a finite-element model of the shell was built. Analytical studies were conducted of the dependence of the subsidence of the tunnel pipe lange on the transverse shrinkage of the weld, of the dependence of gain factors of stress on the subsidence of the lange. A decrease in the load-carrying capacity of the shell made of high-strength material was determined. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 43 Безмозгий И.М., Софинский А.Н., Чернягин А.Г. The analyses, which took into account geometric and physical nonlinearity, demonstrated that the shell made of highly plastic material does not lose strength due to shape distortion, but its service life becomes reduced because of increased level of stress caused by repeated loading cycles. The paper identifies the sources of cyclic loads through all phases of the product life cycle. Key words: propellant tank, tunnel pipe, welded shell, welding deformations, mode of deformation, strength, service life. бЕзмОзгИй И.м. СОфИНСкИй А.Н. чЕРНягИН А.г. БЕЗМОЗГИЙ Иосиф Менделевич — кандидат технических наук, начальник отдела РКК «Энергия», e-mail: iosif.bezmozgy@rsce.ru BEZMOZGIY Iosif Mendelevich — Candidate of Science (Engineering), Head of Department at RSC Energia, e-mail: iosif.bezmozgy@rsce.ru СОФИНСКИЙ Алексей Николаевич — кандидат технических наук, заместитель начальника отделения РКК «Энергия», e-mail: alexey.soinskiy@rsce.ru SOFINSKIY Alexey Nikolaevich — Candidate of Science (Engineering), Deputy Head of Division at RSC Energia, e-mail: alexey.soinskiy@rsce.ru ЧЕРНЯГИН Александр Григорьевич — кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник РКК «Энергия», e-mail: alexander.chernyagin@rsce.ru CHERNYAGIN Alexander Grigor’evich — Candidate of Science (Engineering), Lead research scientist at RSC Energia, e-mail: alexander.chernyagin@rsce.ru введение Тонкостенные сварные оболочки из алюминиевых сплавов нашли широкое применение в изделиях ракетно-космической техники, являясь основным видом конструкций корпусов герметичных отсеков: топливных баков ракет и разгонных блоков, обитаемых отсеков модулей космических станций и пилотируемых кораблей, грузовых и приборных отсеков космических кораблей и автоматических космических аппаратов. Неизбежные усадки сварных швов при их формировании [1] вызывают искажение геометрии оболочки в процессе ее изготовления, которое, в свою очередь, ведет к изменению напряженнодеформированного состояния (НДС) при эксплуатации под действием нагрузок по сравнению с НДС оболочки идеальной формы в соответствии с конструкторской документацией. Типичное искажение формы оболочки с вваренным свободным фланцем описано в статье [2]. Там же показаны способы задания 44 искаженной геометрии, методы расчета НДС с учетом фактической или прогнозируемой формы оболочки в зоне сварного шва. Приведены примеры из собственной практики конструирования, когда неучет сварочных деформаций приводил к неожиданным и драматичным последствиям. Несущая способность оболочек из высокопрочных сплавов может снижаться в два раза и более. Характерно, что этот эффект не проявляется у высокопластичных материалов с большим различием между значениями пределов пропорциональности σпц и прочности σb и высоким значением относительного удлинения при разрыве δ. Способность к глубокому пластическому деформированию материала позволяет оболочке в процессе нагружения исправить форму и разрушиться в соответствии с распределением НДС для оболочки правильной формы. Однако для пластичных материалов преждевременное разрушение можно получить по критерию усталости, поскольку накопление повреждений при циклическом нагружении КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 НАпрЯжЕННО-дЕфОрМИрОвАННОЕ СОСТОЯНИЕ И прОЧНОСТь происходит в соответствии с уровнем НДС, повышенным локальным изгибом в зоне искажения формы оболочки. Снижение ресурса при этом, как показано в статье [2], может быть на порядок и выше. Для ракетных блоков с несущими топливными баками типичным элементом конструкции является тоннельная труба в нижнем из двух топливных баков, предназначенная для прохода к двигателю расходного трубопровода из верхнего бака. Если труба жесткая (не содержит линейного сильфонного компенсатора), имеют место некоторые особенности поведения конструкции, обусловленные жесткой связью между днищами, не допускающей свободной просадки фланца при формировании замыкающего сварного шва, а также обеспечивающей впоследствии обоим днищам совместное восприятие нагрузок. Настоящая статья посвящена рассмотрению особенностей искажения геометрии днищ топливного бака с жесткой тоннельной трубой с последующим его влиянием на НДС, несущую способность и ресурс конструкции. конструкция Общий вид топливного бака с тоннельной трубой, рассматриваемого ниже в качестве примера, и конструкция оболочки бака в зоне сварных швов днищ с фланцем тоннельной трубы показаны на рис. 1. шва 4 мм, имеет тоннельную трубу диаметром 170 мм с гофрами для снижения ее осевой жесткости. С обоих концов к трубе приварены фланцы из листовой штамповки, которые, в свою очередь, ввариваются в днища бака по диаметру 360 мм аргонодуговой сваркой. Замыкающим будем считать шов верхнего днища. Внутри тоннельной трубы проходит расходный трубопровод второго компонента, имеющий осевую развязку через встроенный в него линейный сильфонный компенсатор со «стаканом», воспринимающим поперечную силу. Верхняя часть расходного трубопровода до компенсатора жестко крепится к фланцу верхнего бака, нижняя, после компенсатора — к нижнему фланцу тоннельной трубы. Искажение формы днища при усадке сварного шва Исходное состояние днища для определения формы оболочки в зоне верхнего фланца при поперечной усадке сварного шва Δ показано на рис. 2. Величина усадки задается как вырезанное из оболочки кольцо шириной Δ. Затем точки 1 и 2 стягиваются в одну, что воспроизводит процесс формирования сварного шва. Стягивание осуществляется усилиями, приложенными к краям обеих частей оболочки. Эти усилия в соответствии со схемой нагружения стыка (рис. 2) подлежат определению. Решение задачи осуществляется методом конечных элементов, для чего разработана осесимметричная конечноэлементная модель (КЭМ) конструкции оболочки. Все вычисления проводятся в программном комплексе ANSYS [3, 4] с использованием полной КЭМ оболочки бака. Соответствующие усилия, прикладываемые к двум краям оболочки, равны между собой и направлены в противоположные стороны. Рис. 1. Общий вид топливного бака Примечание. I — замыкающий сварной шов; II — сварной шов. Бак цилиндрической формы диаметром 2 660 мм со сферическими днищами радиусом 1 330 мм, толщиной оболочки в зоне сварного № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ Рис. 2. Поперечная сварочная усадка оболочки Примечание. РY — осевое усилие; РR — радиальное усилие; М — изгибающий момент; Δ — поперечная усадка. 45 Безмозгий И.М., Софинский А.Н., Чернягин А.Г. Условия совместности перемещений для стянутых с ликвидацией зазора Δ точек 1 и 2 записываются в виде: aR1 + aR2 = R2 – R1 aY1 + aY2 = Y2 – Y1 , (1) ϕ1 + ϕ2 = 0 где aR1, aY1, ϕ1 — составляющие перемещения и угол поворота сечения 1; aR2, aY2, ϕ2 — составляющие перемещения и угол поворота сечения 2; R1, R2 — начальные радиальные координаты точек 1 и 2; Y1, Y2 — начальные осевые координаты точек 1 и 2. Систему уравнений (1) для определения усилий стягивания можно представить в матричном виде [5]: €❘ K11 K12 K13  R (2) PY = K21 K22 K23 × δY , M K31 K32 K33 θ где {P} = Рис. 3. Просадка фланца с жесткой тоннельной трубой после выполнения замыкающего сварного шва — вектор усилий, приложенный к краям разрезанной оболочки; {δ} = — вектор перемещений; δR = R2 – R1; δY = Y2 – Y1; θ = 0; K11…K33 — неизвестные компоненты матрицы. Для определения компонентов матрицы (2), используя расчетную схему рис. 2, прикладываем последовательно единичные нагрузки в сечениях 1 и 2 разрезанной оболочки: {1, 0, 0}; {0, 1, 0}; {0, 0, 1}. В результате расчета получаем соответствующие векторы перемещений: {δR1, δY1, θ1}; {δR2, δY2, θ2}; {δR3, δY3, θ3}. Уравнение равновесия для единичных нагрузок записывается в виде 1 0 0 K11 K12 K13 ✁✂ 1 ✁R2 ✁R3 (3) 0 1 0 = K K K × δ ✁ ✁ . 21 0 0 1 22 23 K31 K32 K33 Вычисленная в качестве примера форма оболочки для решения, соответствующего поперечной усадке Δ = 3 мм, показана на рис. 3, из которого видно, что имеет место просадка фланца с образованием обратной кривизны в оболочке. Расчетная величина просадки, соответствующая поперечной усадке Δ = 3 мм, W = 17 мм. Y1 Y2 Примечание. W — просадка фланца; Δ — поперечная усадка. Характерно, что просадка W фланца с жесткой тоннельной трубой меньше, чем свободного фланца, что объясняется поддерживающим влиянием нижнего днища. В случае встраивания в трубу линейного сильфонного компенсатора эта особенность искажения формы сварки практически исчезает, и сварочные деформации формируются в соответствии с принципами, изложенными в статье [2]. Зависимость просадки W центральной части днища от величины поперечной усадки Δ, посчитанная по изложенной выше методике, приведена на рис. 4. Y3 θ1 ✄2 ✄3 Умножив обе части системы (3) на обращенную матрицу [δ], получим: ✤R1 ✤R2 ✤R3 –1 K11 K12 K13 δY1 ✤Y2 ✤Y3 = K21 K22 K23 = [K]. θ1 ✣ 2 ✣ 3 (4) K31 K32 K33 Подставляя матрицу [K] из системы (4) в систему (2), получаем усилия, необходимые для стягивания частей разрезанной оболочки. 46 Рис. 4. Зависимость просадки фланца от величины поперечной усадки Примечание. См. рис. 3. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 НАпрЯжЕННО-дЕфОрМИрОвАННОЕ СОСТОЯНИЕ И прОЧНОСТь Напряженно-деформированное состояние оболочки с искаженной от внутреннего давления формой Как показано в статье [2], НДС реальной сварной оболочки зависит от степени искажения ее формы. На рис. 5 показаны напряжения в оболочке верхнего днища бака, рассматриваемого в качестве примера, в зоне вварки фланца тоннельной трубы под действием внутреннего избыточного давления р  =  0,43 МПа. Напряжения подсчитаны с использованием КЭМ, разработанной с учетом реальной формы с поперечной усадкой в сварном шве Δ  =  2 мм, чему соответствует просадка фланца W  =  11,5 мм. На рис. 5 показаны мембранные и суммарные напряжения на наружной и внутренней поверхностях оболочки в районе горловины. На том же рисунке приведены мембранные напряжения в оболочке правильной формы согласно безмоментной теории [6]. Слабым, наиболее уязвимым местом конструкции является сварной шов. В этой связи проведены расчеты НДС в сечении сварного шва для различных значений просадки фланца W. Результаты в виде графиков показаны на рис. 6. а) б) а) в) Рис. 6. Напряжения в сварном шве: а — меридиональные напряжения; б — кольцевые напряжения; в — коэффициент усиления напряжений в сварном шве (1 — максимальные напряжения; 2 — мембранные напряжения) Примечание. См. рис. 5. б) Рис. 5. Напряженное состояние днища: а — меридиональные напряжения; б — кольцевые напряжения; — — мембранные напряжения в идеальной оболочке Примечание. — — напряжения на внешней поверхности; — — напряжения в срединной плоскости; — — напряжения на внутренней поверхности; — — сварной шов. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ Из рис. 6 видно, что искажение оболочки незначительно влияет на величину мембранных напряжений и значительно, в разы, увеличивает за счет изгиба суммарные напряжения в сварном шве. Отметим, что представленные на рис. 5 и 6 результаты получены в линейной постановке. Введем понятие коэффициента усиления напряжений (КУ), определив его как отношение величины напряжений в сварном шве оболочки искаженной формы к величине напряжений оболочки правильной формы. На рис. 6, в в виде графика показана зависимость коэффициента 47 Безмозгий И.М., Софинский А.Н., Чернягин А.Г. усиления меридиональных напряжений (КУ) в сварном шве от сварочной просадки W фланца тоннельной трубы. Из рисунка видно, что при увеличении просадки W существенно возрастает изгибающий момент в сварном шве, что приводит к увеличению напряжений в сварном шве при Δ = 1 мм более чем в два раза, при Δ = 2 мм — почти в четыре раза, а при Δ = 3 мм — в пять раз. влияние внецентренного расположения тоннельной трубы Для оценки влияния внецентренного расположения тоннельной трубы решена задача нагружения бака, рассматриваемого в качестве примера, внутренним давлением p  =  0,43 МПа. При этом принято, что труба сдвинута относительно оси бака на 300 мм, а сварочная усадка Δ  =  2 мм. Нарушение осевой симметрии вызвало необходимость разработки новой КЭМ оболочки, показанной на рис. 7,  а. Как и при решении осесимметричной задачи, использовалась КЭМ всей оболочки бака. В модель оболочки в зоне расположения сварного шва введена кольцевая зона шириной Δ. Стягивание этой зоны в линию (аналог стягивания зоны шва в точку для осесимметричной задачи) проводится за счет температурных деформаций в радиальном направлении. Для этого у элементов кольцевой зоны задается материал с коэффициентом температурного расширения αr = 1 в радиальном, относительно центра фланца, направлении, αϕ =  0 в кольцевом направлении и температура Т = –1 °С. Возможность использования материалов с подобными ортотропными свойствами представляет, в частности, программный комплекс ANSYS [3, 4]. При задании таких свойств материала и температуры относительное уменьшение ширины зоны сварного шва составляет δΔ/Δ  =  αТ  =  −1, и ширина зоны стремится к нулю, что и обеспечивает стягивание указанной зоны. Форма оболочки, полученная в результате описанной выше процедуры, показана на рис. 7,  б. При этом просадка фланца при усадке Δ  =  2 мм составляет W  ≈10,8 мм. Меридиональные напряжения приведены на рис. 7,  в, результаты весьма близки к результатам, полученным при решении осесимметричной задачи (см. рис. 5, а). Таким образом, несимметричное расположение тоннельной трубы, значительно усложняя параметрическое решение задачи, не вносит существенных корректив в результат. 48 а) б) в) Рис. 7. Бак с внецентренным расположением тоннельной трубы: а — конечно-элементная модель (1 — зона сварного шва); б — просадка фланца; в — меридиональные напряжения; L – расстояние по образующей оболочки от центра тоннельной трубы Примечание. См. рис. 5. Несущая способность оболочек из различных материалов Резкое увеличение напряжений в сварном шве не может не повлиять на прочность сварной оболочки. Однако влияние это существенно зависит от конструкционного материала, из которого оболочка изготовлена, и прежде всего — от его пластических свойств. Покажем это наглядно, рассмотрев два варианта выполнения топливного бака (см. рис. 1). Вариант 1: в качестве материала применен высокопрочный алюминиеволитиевый сплав В-1469 с характеристиками σb = 580 МПа, σ02 = 560 МПа, имеющий коэффициент сварного шва Ксв = 0,6 [7]. В варианте 2 бак изготовлен из высокопластичного алюминиевого сплава АМг6М с характеристиками σb  =  320 МПа, σ02  =  160  МПа, Ксв  =  0,9  [8]. Результаты расчета напряженного состояния оболочки для варианта 1 при различных значениях Δ в линейной постановке КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 НАпрЯжЕННО-дЕфОрМИрОвАННОЕ СОСТОЯНИЕ И прОЧНОСТь приведены на рис. 8. Видно, что напряжения в сварном шве достигают предельного значения 348 МПа при давлении 1,65 МПа для идеальной геометрии (Δ  =  0); 1,05 МПа при ∆ = 1 мм; 0,65 МПа при Δ  =  2  мм; 0,48 МПа при Δ  =  3  мм. Таким образом, при ∆  =  3  мм расчет в линейной постановке показывает более чем трехкратное увеличение напряжений а) в зоне сварного шва. Поскольку в процессе деформирования оболочка несколько меняет форму и, как правило, в лучшую сторону, уменьшая тем самым величину суммарных напряжений, полученные результаты могут быть уточнены на основе нелинейных расчетов. Результаты нелинейного расчета для оболочки варианта 1 показаны на рис. 9. б) Рис. 8. Напряжения σ в сварном шве при действии внутреннего давления р. Линейное решение. Оболочка из высокопрочного материала: а — меридиональные напряжения; б — кольцевые напряжения; — — предельные напряжения Примечание. См. рис. 5. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 49 Безмозгий И.М., Софинский А.Н., Чернягин А.Г. а) б) Рис. 9. Напряжения σ в сварном шве при действии внутреннего давления р. Нелинейное решение. Оболочка из высокопрочного материала: а — меридиональные напряжения; б — кольцевые напряжения; — — предельные напряжения Примечание. См. рис. 5. Из сопоставления графиков рис. 8 и 9 видно, что расчет НДС в нелинейной постановке дает в результате более высокое значение уровня давления, соответствующего достижению предельного состояния в сварном шве по сравнению с расчетами, выполненными в линейной постановке. При этом эффект достигается только за счет геометрической нелинейности оболочки. Физическая 50 нелинейность деформирования материала не успевает себя проявить из-за близости характеристик σпц и σb и низкого значения Ксв. Расчеты напряженного состояния для второго варианта конструкционного материала — высокопластичного сплава АМг6М — проведены с учетом геометрической и физической нелинейностей. Из результатов, представленных на рис. 10, видно, что оболочка в процессе КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 НАпрЯжЕННО-дЕфОрМИрОвАННОЕ СОСТОЯНИЕ И прОЧНОСТь деформирования за счет возникающих упругих и пластических деформаций приобретает правильную форму, и ее разрушение при достижении предельного давления будет происходить по законам безмоментной теории от равномерных по сечению мембранных напряжений. При этом при различных значениях Δ расчеты дают одну и ту же величину а) разрушающего давления, соответствующую несущей способности оболочки правильной формы. Из изложенного следует важный вывод: сварочные деформации существенно снижают прочность оболочки из высокопрочного материала и не оказывают влияния на прочность при статическом нагружении оболочки из материала высокопластичного. б) Рис. 10. Напряжения σ в сварном шве при действии внутреннего давления р. Нелинейное решение. Оболочка из высокопластичного материала: а — меридиональные напряжения; б — кольцевые напряжения; — — предельные напряжения Примечание. См. рис. 5. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 51 Безмозгий И.М., Софинский А.Н., Чернягин А.Г. Напряженно-деформированное состояние оболочки с искаженной формой от местных нагрузок Тоннельная труба является источником местного нагружения днища, вызывая локальные эффекты от внутреннего давления, инерционных и поверхностных нагрузок. а) На рис. 11 и 12 приведены напряженные состояния днища в зоне сварного шва оболочки с различной усадкой ∆ при действии осевой нагрузки 10 000 Н и момента 425 Нм, приложенных к фланцу со стороны тоннельной трубы. Уровень нагрузок для проведения расчетов принимался с учетом типовых перегрузок, воздействующих на изделия подобного класса. б) Рис. 11. Напряженное состояние днища с искажением при действии осевой нагрузки: а — меридиональные напряжения; б — кольцевые напряжения Примечание. См. рис. 5. 52 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 НАпрЯжЕННО-дЕфОрМИрОвАННОЕ СОСТОЯНИЕ И прОЧНОСТь а) б) Рис. 12. Напряженное состояние днища с искажением при действии момента: а — меридиональные напряжения; б — кольцевые напряжения Примечание. См. рис. 5. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 53 Безмозгий И.М., Софинский А.Н., Чернягин А.Г. Как видно из рис. 11, 12, максимальные напряжения в зоне фланца при искаженной геометрии также больше, чем в оболочке правильной формы. В рассматриваемом в качестве примера топливном баке сварной шов тоннельной трубы расположен столь удачно, что уровень напряжений от локальных нагрузок существенно падает в связи с удаленностью от места их приложения. Однако, во-первых, снижения их до нуля не происходит. Во-вторых, для высокоградиентных полей напряжений надежно рассчитать точные координаты зоны минимальных напряжений невозможно. В-третьих, в рассматриваемой области верхнего днища бака, как правило, располагаются другие вваренные фланцы, например, для установки датчика уровня, дренажно-предохранительного клапана, гермовыводов от датчиков давления и температур и др. Эти сварные швы вносят свой вклад в искажение геометрии оболочки, а следовательно, и в ее напряженно-деформированное состояние. циклические нагрузки и ресурс Выше показано, что высокопрочные материалы в топливном баке с тоннельной трубой реагируют на искажение формы в зоне сварного шва понижением прочности при статическом нагружении, как и при вваренном свободном фланце [2]. Поэтому утяжки оболочки сверх допустимого значения могут быть выявлены для таких конструкционных материалов при опрессовке бака, т. е. при заводских контрольных испытаниях. Высокопластичные материалы под действием статической нагрузки не снижают несущую способность. Однако, в конструкции с искаженной геометрией существенно увеличивается скорость накопления повреждений, понижая ее ресурс при восприятии повторных нагрузок, повышающих уровень действующих в сварном шве напряжений. Оценочно можно считать, что скорость перерастания начального дефекта в усталостную трещину пропорциональна четвертой степени отношения фактических напряжений к напряжениям в оболочке правильной формы. В этой связи для конструкции бака изделия даже одноразового применения необходимо рассчитать блок нагружения, учитывающий полный жизненный цикл изготовления и эксплуатации, определить НДС в сварном шве для каждого случая нагружения и провести оценку ресурса. Этапы 54 существования топливного бака, во время которых оболочка подвержена нагрузкам, следующие: • агрегатная сборка корпуса бака; • окончательная сборка бака; • сборка ракетного блока; • межцеховое транспортирование; • транспортирование ракеты-носителя на технический комплекс; • контрольные операции на техническом комплексе; • транспортирование ракеты космического назначения на стартовый комплекс; • заправка, наддув, участок выведения (работа предыдущих ступеней РН); • работа собственной двигательной установки, включая отсечку двигателя. В заводском цикле изготовления, а также в процессе проверок на техническом комплексе оболочка нагружается внутренним давлением при испытаниях на прочность (опрессовка) и герметичность. При транспортировании на оболочку действуют местные нагрузки от тоннельной трубы и расходной магистрали другого компонента, проходящей через тоннельную трубу, опирающуюся на нее и закрепленную к ее нижнему фланцу в баке, рассмотренном в качестве примера в настоящей статье. При наддуве на оболочку действует давление. При горячем наддуве и заправке криогенным компонентом НДС оболочки определяется температурными полями, изменяясь вместе с изменением температур. При работе предыдущих ступеней нагружение оболочки определяется квазистатическими нагрузками, гидростатическим давлением, вибрациями в продольном и поперечном направлениях с учетом жидкости. При работе двигательной установки своей ступени необходимо также учитывать изменения в давлении наддува, температурных полях, а также давление в расходной магистрали другого компонента с учетом гидроудара. Для всех перечисленных случаев необходимо определить спектры нагрузки с амплитудными значениями и числом циклов действия, для каждого вида нагружения рассчитать НДС в оболочке с учетом реальной геометрии и затем общий ресурс конструкции. Снижение ресурса конструкции реальной геометрии можно прогнозировать ориентировочно пропорционально четвертой степени коэффициента усиления амплитудного значения напряжений (КУ) циклически повторяющихся нагрузок. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 НАпрЯжЕННО-дЕфОрМИрОвАННОЕ СОСТОЯНИЕ И прОЧНОСТь выводы 1. Разработана схема оперативного учета влияния технологических сварочных деформаций оболочек при проведении прочностного анализа. 2. На основе расчетов показано, что сварочные деформации, искажая форму оболочки, радикально изменяют характер напряженнодеформированного состояния оболочки в зоне сварки. 3. При наличии тоннельной трубы соблюдаются основные принципы негативного влияния утяжек на характеристики сварной оболочки: искажение формы оболочки, существенное изменение НДС. 4. Просадка фланца в районе тоннельной трубы практически линейным образом зависит от величины поперечной усадки в шве. 5. Искажение оболочки незначительно влияет на величину мембранных напряжений и в разы увеличивает суммарные напряжения за счет изгиба. 6. Расчетным путем показаны различия в проявлении влияния искажения формы оболочки на НДС для различных типов материалов: потеря прочности для оболочек из высокопрочных материалов, снижение ресурса для конструкций из пластичных сплавов. 7. Сварочные деформации оболочек из высокопластического материала практически не оказывают влияния на их прочность при статическом нагружении. 8. При наличии искажений формы оболочки из высокопрочного сплава расчет ее статической прочности следует проводить с учетом геометрической нелинейности поведения оболочки. 9. Внецентренное расположение тоннельной трубы не вносит существенных корректив в результаты расчетов по отношению к центральному расположению трубы. Список литературы 1. Талыпов Г.Б. Сварочные деформации и напряжения. Л.: Машиностроение, 1973. 280 с. 2. Софинский А.Н. Влияние искажения формы конструкции на ее несущую способность // Космическая техника и технологии. 2015. № 2(13). С. 34–44. 3. Чигарев А.В., Кравчук А.С., Смалюк А.Ф. ANSYS для инженеров. М.: Машиностроение, 2004. 510 с. 4. Theory Reference for the Mechanical ADPL and Mechanical Applications. ANSYS Release 14.0 SAS IP, Inc. 2011. 5. Мальцев А.И. Основы линейной алгебры. СПб.: Лань, 2009. 480 с. 6. Тимошенко С.П., Войновский-Кригер С. Пластинки и оболочки. М.: Либроком, 2009. 640 с. 7. Махин И.Д., Николаев В.В., Петровичев П.С. Исследование свариваемости сплавов В-1469 и 01570 с использованием электронно-лучевой сварки применительно к конструкции перспективного пилотируемого корабля // Космическая техника и технологии. 2014. № 4(7). С. 68–75. 8. Александров В.Г., Базанов Б.И. Справочник по авиационным материалам и технологии их применения. М.: Транспорт, 1979. 263 с. Статья поступила в редакцию 30.03.2016 г. reference 1. Talypov G.B. Svarochnye deformatsii i napryazheniya [Welding strains and stresses]. Leningrad, Mashinostroenie publ., 1973. 280 p. 2. Sofinskii A.N. Vliyanie iskazheniya formy konstruktsii na ee nesushchuyu sposobnost’ [Impact of structural shape distortion on its load-bearing capability]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 2(13), pp. 34–44. 3. Chigarev A.V., Kravchuk A.S., Smalyuk A.F. ANSYS dlya inzhenerov [ANSYS for engineers]. Moscow, Mashinostroenie publ., 2004. 510 p. 4. Theory Reference for the Mechanical ADPL and Mechanical Applications. ANSYS Release 14.0 SAS IP, Inc. 2011. 5. Mal’tsev A.I. Osnovy lineinoi algebry [Fundamentals of linear algebra]. Saint-Petersburg, Lan’ publ., 2009. 480 p. 6. Timoshenko S.P., Voinovskii-Kriger S. Plastinki i obolochki [Plates and shells]. Moscow, Librokom publ., 2009. 640 p. 7. Makhin I.D., Nikolaev V.V., Petrovichev P.S. Issledovanie svarivaemosti splavov V-1469 i 01570 s ispol’zovaniem elektronno-luchevoi svarki primenitel’no k konstruktsii perspektivnogo pilotiruemogo korablya [Study of weldability of alloys B-1469 and 01570C using electron-beam welding as applied to the advanced manned spacecraft structure]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 4(7), pp. 68–75. 8. Aleksandrov V.G., Bazanov B.I. Spravochnik po aviatsionnym materialam i tekhnologii ikh primeneniya [Handbook of aviation materials and their utilization technology]. Moscow, Transport publ., 1979. 263 p. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 55 Водолажский А.В., Калистратова О.В. УДК 004.932.4:629.78.023.224 пОСтРОЕНИЕ РАзвЕРткИ вНЕшНЕгО вИДА СпуСкАЕмОгО АппАРАтА кОСмИчЕСкОгО кОРАбля «СОЮз» НА ОСНОвЕ цИфРОвых фОтОгРАфИй Для пОСлЕпОлЕтНОгО АНАлИзА СОСтОяНИя тЕплОзАЩИтНОгО пОкРытИя ©2016 г. водолажский А.в., калистратова О.в. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru В статье описывается новый подход к анализу состояния теплозащитного покрытия спускаемого аппарата пилотируемого корабля «Союз». Разработана математическая модель, позволяющая на основании набора цифровых фотографий наружной поверхности спускаемого аппарата строить ее развертку. В основу модели заложен принцип перспективных преобразований трехмерного объекта при построении его проекции на видовую плоскость. Приведены условия и допущения при математической обработке фотографий. Описана методика фотографирования и построения развертки. Приведены примеры последующей обработки развертки для получения дополнительной информации по состоянию теплозащитного покрытия и полученные результаты. Показано, что использование указанной методики существенно улучшает точность построения схемы состояния теплозащитного покрытия и в значительной степени облегчает сравнительный анализ состояния теплозащитного покрытия разных аппаратов. Ключевые слова: спускаемый аппарат, анализ состояния теплозащитного покрытия, цифровая обработка изображений, построение развертки. CONSTruCTiNg aN uNFOldiNg OF ThE ExTErNal SurFaCE OF a SOyuz dESCENT vEhiClE FrOm digiTal piCTurES FOr pOST-FlighT aNalySiS OF ThE ThErmal prOTECTivE COaTiNg vodolazhskiy a.v., kalistratova O.v. S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4А Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru The paper describes a new approach to the analysis of the condition of the thermal protective coating on the descent vehicle of Soyuz manned spacecraft. A math model was developed, which makes it possible to construct an unfolding of the outer surface of a descent vehicle using as a basis a set of its digital photographs. The model is based on the principle of perspective transformations of a 3D object when constructing its projection onto a visual plane. The paper provides conditions and assumptions for the math processing of the photographs. It describes the procedure for taking pictures and constructing the unfolding. It provides examples of subsequent processing of the unfolding to obtain additional information on the state of the thermal protective coating and obtained results. It was demonstrated that the use of the said procedure signiicantly improves the accuracy of constructing the map of the thermal protective coating condition, and, to a considerable degree, makes it easier to perform a comparative analysis of the thermal protective coating condition on different vehicles. Key words: descent vehicle, analysis of thermal protective coating condition, digital processing of pictures, construction of unfolding. 56 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 пОСТрОЕНИЕ рАзвЕрТКИ вНЕшНЕГО вИдА СпуСКАЕМОГО АппАрАТА вОДОлАЖСкИй А.в. кАлИСтРАтОвА О.в. ВОДОЛАжСКИЙ Александр Владиславович — ведущий инженер-технолог РКК «Энергия», e-mail: aleksandr.vodolazhskiy@rsce.ru VODOLAZHSKIY Alexander Vladislavovich — Lead engineer-technologist at RSC Energia, e-mail: aleksandr.vodolazhskiy@rsce.ru КАЛИСТРАТОВА Ольга Владимировна — ведущий инженер РКК «Энергия», e-mail: olga.kalistratova@rsce.ru KALISTRATOVA Olga Vladimirovna — Lead engineer at RSC Energia, e-mail: olga.kalistratova@rsce.ru введение При проведении пилотируемых полетов [1] необходима оценка состояния теплозащитного покрытия (ТЗП) спускаемого аппарата (СА) пилотируемого корабля «Союз» после летных испытаний. Ранее такую оценку проводили при визуальном осмотре, в ходе которого составляли ориентировочную схему распределения температур по поверхности СА, основываясь на состоянии материалов ТЗП и сравнивая их с эталонами этих материалов, подвергнутыми воздействию различных температур (рис. 1). В дальнейшем полученные схемы-развертки используют для сравнения состояния поверхности ТЗП СА между собой. Рис. 1. Схема распределения температур и состояния теплозащитного покрытия (ТЗП) на боковой поверхности СА № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 57 Водолажский А.В., Калистратова О.В. Такой подход к анализу поверхности имеет ряд недостатков: • большая погрешность определения положения границ зон с различным состоянием ТЗП из-за затруднения или большой трудоемкости их координатной привязки; • приблизительность количественной оценки состояния ТЗП (площади температурных зон, размеров дефектов, их ориентация относительно плоскостей СА), что значительно затрудняет возможность выявления взаимосвязи состояния поверхности СА с условиями его спуска. Цель настоящей работы — построение развертки наружной поверхности и получение количественной информации по состоянию ТЗП СА на основании набора цифровых фотографий наружной поверхности СА. Анализ литературных данных по этой теме показал, что аналогичные работы в открытых публикациях и патентах отсутствуют. Скорее всего, это связано со специфичностью задачи, так как исследования состояния теплозащитных покрытий после летных испытаний проводят только на возвращаемых космических аппаратах, производителем которых в настоящее время является РКК «Энергия». математическое обоснование В основу построения развертки наружной поверхности спускаемого аппарата был заложен принцип перспективных преобразований трехмерных объектов [2]. Он базируется на следующем матричном преобразовании координат трехмерного объекта при построении его проекции на видовую плоскость: ✶ ☎ ☎ 0 ☎ ✶ ☎ 0 x y rz + 1 rz + 1 0 0 0 r ☎ ☎ ☎ 1 Таким образом, точка с координатами [x y z] при проецировании отображается на видовой плоскости в координатах: P [x y z] → x y rz + 1 rz + 1 , 1 , zС — координата центра проекции. zc Принимая за видовую плоскость полученное изображение, можно построить условную схему проецирования (рис. 2). где r = – 58 Рис. 2. Условная схема проецирования Для расчета матрицы преобразования, а точнее, величины zс , необходимо определить относительные координаты СА и изображения: hc — высота центра проекции относительно нижней плоскости СА; hp — превышение нижнего края изображения над нижней плоскостью СА; zp — расстояние от центра проекции до видовой плоскости; za — расстояние от центра проекции до оси СА. Для расчета этих величин и получения матрицы преобразования были приняты следующие условия съемки: • ось объектива фотоаппарата должна быть горизонтальна; • вертикальная ось СА должна быть перпендикулярна оси фотоаппарата; • центр СА должен располагаться в плоскости СА–фотоаппарат. При математической обработке фотографий использовались следующие допущения: • СА представляет собой тело вращения, состоящее из двух усеченных конусов и сферического сегмента (не учитывается наличие выступающих частей, например, тангажного блока); • полученные изображения подчиняются законам центральной проекции (не учитываются геометрические аберрации оптической системы фотоаппарата); • условия съемки полностью соответствуют вышеизложенным (не учитываются отклонения СА от требуемого положения). В качестве ключевых точек, координаты которых на СА и на изображении легко получить, были выбраны точки пересечения основных и промежуточных плоскостей ориентации с нижним и верхним срезами СА. Имея данные по геометрическим размерам СА и координатам ключевых точек на СА и изображении, можно построить систему уравнений, позволяющую рассчитать искомые координаты hc, hp, zp, za и, далее, матрицу преобразования. На основании выбранной математической модели было разработано программное обеспечение, позволяющее из восьми цифровых изображений СА, снятых с шагом 45°, сформировать вначале восемь секторов шириной 45° (±22,5° от центральной плоскости) (рис. 3, а), а из них — полную развертку боковой поверхности СА (рис. 3, б). КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 пОСТрОЕНИЕ рАзвЕрТКИ вНЕшНЕГО вИдА СпуСКАЕМОГО АппАрАТА а) б) Рис. 3. Этапы построения развертки: а — сектор развертки; б — полная развертка боковой поверхности СА методика фотографирования и предварительной обработки изображений При фотографировании СА для получения качественных изображений была разработана методика проведения фотосъемки. В качестве подготовительных операций производят выравнивание фотоаппарата в горизонтальной плоскости, выставление разметочных вешек для определения положения СА относительно фотоаппарата, предварительную разметку на СА основных (90°) и промежуточных (45°) плоскостей ориентации с помощью ярлыков, наклеиваемых на нижний срез СА. При фотографировании СА ориентируют в соответствии с разметкой относительно выставленных вешек для фиксации его центра относительно оси объектива фотоаппарата. Полученные фотографии обрабатывают следующим образом: • вырезают изображение СА; • размечают ключевые точки на аппарате (вертикальная ось, положение промежуточных плоскостей); • поворачивают изображение для частичной компенсации отклонений от требуемых условий съемки. получение и анализ развертки боковой поверхности СА Полученные изображения СА последовательно загружают в разработанную программу обработки изображений. В ней указывают ключевые точки и, после расчетов относительных координат, программа накладывает на анализируемое изображение сетку 3D модели (рис. 4) для визуальной оценки корректности расчетов матрицы преобразования. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ Рис. 4. Изображение СА с наложенной сеткой Далее программа из изображения СА вырезает среднюю часть (±22,5° от центральной оси проекции СА), преобразует каждую горизонталь поверхности СА в ее горизонтальную развертку и соединяет полученные строки в развертку 1/8 поверхности СА (рис. 3, а). Из полученных восьми плоских разверток программа формирует условную развертку всей поверхности СА (рис. 3, б). Условная развертка СА базируется на развертке первой конической поверхности. Метод преобразования был выбран, исходя из необходимости сохранения площадей разворачиваемых элементов, при этом допускалось искажение их геометрических форм. Форма развертки (условное деление на сектора по плоскостям) была выбрана для сохранения совместимости с уже имеющимися схемами-развертками. 59 Водолажский А.В., Калистратова О.В. Методика последующей обработки полученной развертки заключается в следующем: • на полученном изображении развертки выделяют технические элементы (люки, иллюминаторы, сопла двигателей и пр.), не относящиеся к теплозащите, и тросы подвески; • оставшуюся часть развертки переводят из цветного изображения в градации серого и раскрашивают в псевдоцвета в соответствии с выбранной шкалой (рис. 5, а); • на полученное изображение для удобства работы наносят контуры накладных элементов (крышка люка парашютной системы, крышки двигателей крена и пр.). Зоны разного цвета, полученные в ходе обработки, отражают различное состояние ТЗП на поверхности СА. Полученную развертку разделяют на два сегмента — сегмент с покрытием ФТ (рис. 5, б) и сегмент с покрытием ТСП-Ф. Каждый сегмент анализируют отдельно. Анализ изображений дает распределение по площадям каждой яркостной зоны и, соответственно, различного состояния ТЗП (рис. 6). а) б) Рис. 5. Обработанное изображение развертки: а — полная развертка; б — сегмент с покрытием ФТ Самой сложной задачей оказалась привязка цветовых зон на развертке к распределению температур на поверхности СА. Для этого был проведен эксперимент по воздействию определенной температуры на образцы ТЗП (ФТ и ТСП-Ф). Полученные образцы были сфотографированы. На основе фотографий была построена зависимость яркости поверхности образца от температуры воздействия (рис. 7). Анализ зависимости показал, что она нелинейна и немонотонна, имеет локальные экстремумы, т. е. поверхность материала, подвергавшегося воздействию различных температур, может иметь одинаковую яркость. Основным фактором такой зависимости является образование на поверхности 60 материала под воздействием высоких температур хорошо отражающего слоя углерода. Кроме того, поверхность образцов после различного температурного воздействия имеет разную текстуру, которая также влияет на яркость поверхности. Таким образом, напрямую, только на основе фотографии, поставить в соответствие определенную яркость температурной зоне нельзя, необходимо опираться на визуальную оценку состояния материалов ТЗП на СА, связывая его с определенными цветовыми зонами на развертке. Кроме этого, значительные помехи в автоматической интерпретации цветовой картины развертки вносит наличие на поверхности копоти, налетов от разложения вспомогательных материалов и остатков КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 пОСТрОЕНИЕ рАзвЕрТКИ вНЕшНЕГО вИдА СпуСКАЕМОГО АппАрАТА грунта. В качестве примера на рис. 5 фиолетовым цветом выделен участок поверхности СА с остатками грунта. В настоящее время ведутся работы по учету текстуры поверхности материала при обработке цветной развертки, что, как ожидается, даст дополнительную информацию о состоянии ТЗП и, следовательно, температурах на поверхности СА. Первый вариант программы позволял получать развертки с разрешением 3 мм/пиксель. Рис. 8. Наложение развертки на модель СА заключение Рис. 6. Распределение яркостных зон по площадям для сегмента с покрытием ФТ Рис. 7. Зависимость яркости поверхности от температуры воздействия для разных покрытий: — — ФТ; — — ТСП-Ф В 2015 г. была проведена доработка программы, в результате чего улучшено разрешение развертки до 1 мм/пиксель и реализована возможность получения фрагментов развертки, приспособленных для их наложения на модель СА в ProEngineer (рис. 8). Это позволяет оценивать распределение аэродинамических потоков по поверхности СА, измерять углы обтекания и другие характеристики условий спуска. С 2009 г. фотосъемка СА, обработка фотографий и построение развертки на их основе являются штатными операциями и введены в техническую документацию по работе с изделием. В ходе проведенной работы были разработаны методика расчетов и программа обработки цифровых изображений, позволяющие автоматизировать построение развертки боковой поверхности СА, что существенно (с трех до одного дня) сократило трудоемкость и значительно (от 100 до 5 мм) увеличило точность построения границ различных температурных зон на поверхности СА. Кроме того, цифровая обработка развертки позволяет получать большее количество данных по состоянию боковой поверхности СА и, при необходимости, проводить сравнение состояния поверхностей различных СА с гораздо большей точностью. Разработанная методика расчетов позволит после незначительной доработки проводить подобные работы и с возвращаемым аппаратом пилотируемого транспортного корабля нового поколения. Список литературы 1. Деречин А.Г., Синявский В.В., Сорокин И.В. Развитие пилотируемой космонавтики / В кн.: С.П. Королев — энциклопедия жизни и творчества. Королёв: РКК «Энергия», 2014. С. 152–188. 2. Роджерс Д., Адамс Дж. Математические основы машинной графики. М.: Мир, 2001. 606 с. Статья поступила в редакцию 09.06.2016 г. reference 1. Derechin A.G., Sinyavskiy V.V., Sorokin I.V. Razvitie pilotiruemoy kosmonavtiki. In: S.P.  Korolev — entsiklopedia zhizni i tvorchestva. [Progress of manned space exploration. In: S.P. Korolev — Encyclopedia of life and creation]. Korolev, RSC Energia publ., 2014. P.152–188. 2. Rogers D., Adams J. Matematicheskie osnovy mashinnoy graiki [Mathematical elements for computer graphics]. Moscow, Mir publ., 2001. 606 p. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 61 Кувшинова Е.Ю., Акимов В.Н., Архангельский Н.И., Нестеров В.М. УДК 629.784.036.7:621.039.578 СРАвНИтЕльНый АНАлИз тЕхНИкО-экОНОмИчЕСкОй эффЕктИвНОСтИ пРИмЕНЕНИя мНОгОРАзОвых мЕЖОРбИтАльНых букСИРОв С яДЕРНОй элЕктРОРАкЕтНОй ДвИгАтЕльНОй уСтАНОвкОй И ОДНОРАзОвых хИмИчЕСкИх РАзгОННых блОкОв в тРАНСпОРтНых ОпЕРАцИях пО ДОСтАвкЕ пОлЕзНых гРузОв НА ОкОлОлуННуЮ ОРбИту © 2016 г. кувшинова Е.Ю., Акимов в.Н., Архангельский Н.И., Нестеров в.м. ГНЦ РФ–ФГУП «Исследовательский центр имени М.В. Келдыша» (Центр Келдыша) Ул. Онежская, 8, г. Москва, Российская Федерация, 125438, e-mail: kerc@elnet.msk.ru Предлагается подход к определению эффективности транспортной системы на базе многоразового межорбитального буксира с ядерной электроракетной двигательной установкой большой мощности, который заключается в использовании нового критерия, определяющего условия максимальной эффективности применения многоразового межорбитального буксира. Предлагаемый критерий представляет собой разницу в затратах на программу полетов, выполняемую транспортной системой на базе многоразового межорбитального буксира и альтернативной ей транспортной системой на базе химических разгонных блоков с жидкостными ракетными двигателями при одинаковой суммарной массе полезного груза, доставленного на целевую орбиту. Эффективность применения нового критерия проиллюстрирована на примере решения задачи по доставке полезных грузов на низкую окололунную орбиту и выбора проектных параметров энергодвигательной установки многоразового межорбитального буксира. Ключевые слова: многоразовый межорбитальный буксир, ядерная энергоустановка, электроракетная двигательная установка, ядерная электроракетная двигательная установка. a COmparaTivE aNalySiS OF TEChNiCal aNd ECONOmiC EFFiCiENCy OF uSiNg rEuSablE OrbiTal TraNSFEr vEhiClES wiTh NuClEar ElECTriCal prOpulSiON SySTEm aNd ExpENdablE ChEmiCal-prOpulSiON uppEr STagES iN TraNSpOrTaTiON OpEraTiONS TO dElivEr paylOadS iNTO luNar OrbiT kuvshinova E.yu., akimov v.N., arkhangelskiy N.i., Nesterov v.m. The State Scientiic Centre of Russian Federation – Federal State Unitary Enterprise Research Centre named after M.V. Keldysh (Keldysh Research Centre) 8 Onezhskaya str., Moscow, 125438, Russian Federation, e-mail: kerc@elnet.msk.ru An approach is proposed for determining the efficiency of a transportation system based on a reusable orbital transfer vehicle with high-power nuclear propulsion system, which consists in using a new criterion deining the conditions for maximum eiciency of using the reusable orbital transfer vehicle. The proposed criterion is the difference between the costs of the program of missions carried out by a transportation system based on the reusable orbital transfer vehicle 62 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 СРАвНИТЕЛьНый АНАЛИз ТЕХНИКО-эКОНОМИЧЕСКОй эффЕКТИвНОСТИ and by an alternative transportation system based on chemical-propulsion upper stages with liquid-propellant engines at the same total mass of payloads delivered into the target orbit. The effectiveness of applying the new criterion is illustrated using as an example the problem of payload delivery in lunar orbit and selection of design parameters for the power and propulsion system of the reusable orbital transfer vehicle. Key words: reusable orbiter transfer vehicle, nuclear power system, electric propulsion system, nuclear electric propulsion system. кувшИНОвА Е.Ю. АкИмОв в.Н. АРхАНгЕльСкИй Н.И. НЕСтЕРОв в.м. КУВШИНОВА Екатерина Юрьевна — кандидат технических наук, старший научный сотрудник Центра Келдыша, e-mail: kerc@elnet.msk.ru KUVSHINOVA Ekaterina Yur’evna — Candidate of Science (Engineering), Senior research scientist at Keldysh Research Centre, e-mail: kerc@elnet.msk.ru АКИМОВ Владимир Николаевич — начальник отдела Центра Келдыша, e-mail: kerc@elnet.msk.ru AKIMOV Vladimir Nikolaevich — Head of Department at Keldysh Research Centre, e-mail: kerc@elnet.msk.ru АРХАНГЕЛЬСКИЙ Николай Иванович — кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник Центра Келдыша, e-mail: kerc@elnet.msk.ru ARKHANGELSKIY Nikolay Ivanovich — Candidate of Science (Engineering), Lead research scientist at Keldysh Research Centre, e-mail: kerc@elnet.msk.ru НЕСТЕРОВ Владимир Михайлович — кандидат технических наук, старший научный сотрудник, заместитель начальника отдела Центра Келдыша, e-mail: kerc@elnet.msk.ru NESTEROV Vladimir Mikhaylovich — Candidate of Science (Engineering), Senior research scientist, Deputy Head of Department at Keldysh Research Centre, e-mail: kerc@elnet.msk.ru Одним из приоритетных направлений космической деятельности России на период до 2030 г. и дальнейшую перспективу является освоение Луны с созданием на ней постоянно действующей обитаемой лунной базы [1, 2]. Для строительства лунной базы необходимо обеспечить большие грузопотоки на окололунную орбиту, что потребует создания и введения в эксплуатацию принципиально новых эффективных средств межорбитальной транспортировки — многоразовых межорбитальных буксиров (ММБ) на базе ядерной электроракетной двигательной установки (ЯЭРДУ). В состав ЯЭРДУ в качестве источника электроэнергии входит ядерная энергоустановка (ЯЭУ) большой мощности, № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ а в качестве двигательной установки — электроракетная двигательная установка (ЭРДУ) с удельным импульсом тяги, более чем на порядок превышающим удельные импульсы тяги современных жидкостных ракетных двигателей (жРД). Транспортная система кроме ММБ включает в свой состав одноразовые ракетыносители (РН) и вспомогательные разгонные блоки (РБ) для довыведения составляющих ММБ с низкой околоземной орбиты (НОО) на стартовую радиационно безопасную орбиту (РБО) высотой не менее 800 км. В качестве возможной альтернативной транспортной системы рассматривается одноразовая транспортная система, создаваемая на базе РН и РБ. 63 Кувшинова Е.Ю., Акимов В.Н., Архангельский Н.И., Нестеров В.М. Многоразовость использования ММБ определяет его модульное построение. ММБ включает в свой состав многоразовый основной и одноразовый сменный модули. Основной модуль (ОМ) состоит из энергодвигательной установки, приборно-агрегатного отсека и системы несущих ферм. Сменный модуль (СМ) состоит из приборно-агрегатного отсека, системы хранения и подачи рабочего тела ЭРДУ, а также включает в свой состав полезный груз (ПГ) и запас рабочего тела, необходимого для перелета ММБ с околоземной на окололунную орбиту и обратно. Схема функционирования транспортной системы на основе ММБ с ЯЭРДУ в транспортных операциях «околоземная орбита  – окололунная орбита  –  околоземная орбита» представлена на рис. 1. Основной модуль вместе со вспомогательным РБ перед первым рейсом ММБ доставляется РН на НОО. Затем ОМ довыводится вспомогательным РБ до стартовой РБО, где проводится отделение РБ от ОМ, с последующим затоплением РБ в мировом океане. Сменные модули доставляются на РБО с помощью РН и вспомогательного РБ перед каждым рейсом ММБ. После доставки ОМ и СМ на РБО производится их стыковка, тестирование всех систем, запуск ЯЭУ, и осуществляется перелет ММБ с РБО на окололунную орбиту. Здесь СМ, содержащий ПГ, отделяется от ОМ, который возвращается обратно на РБО за очередным СМ с ПГ. Цикл транспортных операций ММБ «околоземная орбита  –  окололунная орбита  –  околоземная орбита» повторяется несколько раз в течение срока активного существования (САС) ММБ, который определяется ресурсом ЯЭРДУ. По исчерпании ресурса ЯЭРДУ ММБ переводится на орбиту захоронения. По данным ряда исследований (например, [3]) прогнозируемый ресурс ионных ЭРД с ионно-оптической системой из углеродных материалов — не менее 100 000 ч. выбор критерия эффективности Начальный этап проектирования любой новой транспортной системы, в т. ч. и на основе ММБ с ЯЭРДУ, предполагает проведение системных исследований по выбору оптимальных проектных параметров энергодвигательной установки, обеспечивающих наиболее эффективное выполнение поставленной транспортной задачи. При исследовании транспортных систем используют ряд показателей (критериев) энергомассовой и стоимостной эффективности [4–6]. К числу таких критериев относятся: • максимальная масса ПГ, доставленного на окололунную орбиту за САС ММБ (max mСАС ); ПГ • заданная масса ПГ, доставленного на окололунную орбиту за рейс ММБ; Рис. 1. Схема функционирования многоразовой транспортной системы на основе ММБ с ЯЭРДУ Примечание. ОМ — основной модуль; СМ — сменный модуль с полезным грузом. 64 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 СрАвНИТЕЛьНый АНАЛИз ТЕХНИКО-эКОНОМИЧЕСКОй эффЕКТИвНОСТИ • заданный грузопоток в год; • минимальная удельная стоимость (min  Суд) доставки ПГ на окололунную орбиту (отношение суммарных затрат на выполнение транспортных операций за САС ММБ к суммарной доставленной на окололунную орбиту массе ПГ). Применительно к решению транспортной задачи по доставке ПГ на окололунную орбиту особенность предлагаемого подхода к определению эффективности транспортной системы на основе ММБ заключается в определении ожидаемого максимального экономического эффекта от использования ММБ по сравнению с транспортной системой на основе одноразовых РБ с жРД и условий его реализации (определение оптимальных проектных параметров ЯЭРДУ). Поэтому для оценки ожидаемого максимального экономического эффекта от использования ММБ по сравнению с одноразовыми РБ был предложен критерий сравнительной экономической эффективности ΔCΣ, определяемый разницей в стоимостях программ, выполняемых транспортными системами: ММБ с ЯЭРДУ (СММБ ) Σ и РБ на основе жРД (СРБ ), при одинаковой Σ суммарной массе ПГ, доставленного на окололунную орбиту. Общий вид критерия сравнительной экономической эффективности ΔCΣ применительно к решению задачи доставки ПГ на окололунную орбиту следующий: ΔCΣ = СРБ – СММБ , Σ Σ = (СРН + СРБ) где СРБ Σ ; СРН — затраты РБ САС |mПГ = mПГ на выведение на НОО; СРБ — затраты на транспортировку ПГ с НОО на окололунную орбиту высотой 100 км с помощью РБ на базе жРД; СММБ = (СОМ + СОМ + СОМ )+ изг РН РБ Σ + ССМ + СРТ удmРТ + + n(ССМ РБ РН СМ ) + Собсл уд Тр n; + СПАО mСМ изг уд ПАО СОМ = СЯЭУ N + С ЭРДУ η N + изг уд СПУ ЯЭУ изг изг уд ЯЭУ ОМ ОМ m ПАО + ССНФ + СПАО m , изг уд СНФ изг уд где СОМ , ССМ — затраты на выведение ОМ РН РН и СМ на НОО; СОМ , ССМ — затраты на доРБ РБ выведение ОМ и СМ с НОО на РБО; СОМ — стоимость изготовления основноизг ОМ го модуля с ЯЭРДУ; СЯЭУ , СЭРДУ , СПАО , изг уд изг уд изг уд СНФ С изг уд — удельные стоимости изготовления ЯЭУ, ЭРДУ с системой преобразования и управления, приборно-агрегатного отсека ОМ, № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ системы несущих ферм; NЯЭУ — электрическая мощность ЯЭУ; ηСПУ— коэффициент, учитывающий долю мощности, которая подается на ЭРДУ от мощности выдаваемой ЯЭУ; mОМ — масса приборно-агрегатного отсека ПАО ОМ; mСНФ — масса системы несущих ферм; СРТ  уд — удельная стоимость рабочего тела с системой хранения и подачи рабочего тела СМ ЭРДУ; mРТ — масса рабочего тела; СПАО — изг уд удельная стоимость приборно-агрегатного отсека СМ с системой стыковки; mСМ — ПАО масса приборно-агрегатного отсека СМ с системой стыковки; Собсл  уд — удельная стоимость работы управляющего комплекса в процессе управления ММБ; Tр — продолжительность транспортной операции ММБ «околоземная орбита – окололунная орбита – околоземная орбита»; n — количество транспортных операций (рейсов) за САС ММБ. Затраты на опытно-конструкторскую разработку ЯЭРДУ в данной работе не учитывались, поскольку ЯЭРДУ может применяться в составе КА различного целевого назначения, в т. ч. и в составе ММБ. Процесс оптимизации параметров ЯЭРДУ в составе ММБ заключался в определении сочетания искомых параметров {IЭРДУ, NЭРДУ}, обеспечивающих экстремум принятому критерию эффективности (max mСАС , max ΔСΣ, ПГ min Суд) при использовании полученной оценки величины характеристической скорости, необходимой на перелет, принятых исходных данных, соблюдении наложенных ограничений (на массу модулей ММБ, определяемую грузоподъемностью РН, на срок активного существования ММБ, определяемый ресурсом ЯЭРДУ) и допущений (постоянство тяги и удельного импульса тяги ЭРДУ в процессе транспортной операции, равенство величины набора характеристической скорости перелета по маршруту «околоземная орбита  – окололунная орбита» и по маршруту «окололунная орбита – околоземная орбита»). Необходимо отметить, что при решении оптимизационных задач с использованием предлагаемого критерия сравнительной экономической эффективности транспортных систем на основе ММБ можно определить не только максимальную величину ожидаемого экономического эффекта от его применения, но и оптимальные проектные параметры ММБ с ЯЭРДУ (массу ПГ, доставленного на окололунную орбиту в одном рейсе, суммарный грузопоток на окололунную орбиту за САС ММБ, продолжительность рейса, удельный импульс тяги ЭРДУ, электрическую мощность ЯЭУ). 65 Кувшинова Е.Ю., Акимов В.Н., Архангельский Н.И., Нестеров В.М. Определение оптимальных (рациональных) параметров яэРДу ммб в транспортных операциях по доставке пг на окололунную орбиту Проведено сравнение транспортной системы доставки ПГ на окололунную орбиту с помощью ММБ с альтернативной (традиционной) системой на базе химических РБ. Для альтернативной транспортной системы при использовании тяжелых ракет-носителей грузоподъемностью на НОО 37,5…50 т в комплексе с одноразовыми РБ на базе жРД при транспортировке ПГ на окололунную орбиту рассматривалась двухпусковая схема. Первым пуском РН на НОО (Нкр  =  200 км, i  =  51,7°) выводится ПГ с РБ на топливе АТ+НДМГ (РБ2), вторым пуском носителя — кислородно-водородный разгонный блок (РБ1). После стыковки связки ПГ+РБ2 и РБ1 на НОО включениями маршевой ДУ блока РБ1 комплекс выводится на промежуточную эллиптическую орбиту, где блок РБ1 отделяется, а блок РБ2 довыводит ПГ на отлетную к Луне траекторию. Для варианта выполнения грузовых лунных миссий на базе средств выведения сверхтяжелого класса грузоподъемностью 80 т доставка ПГ на окололунную орбиту выполняется по однопусковой схеме. Принятые в расчетах оценки массовых и стоимостных показателей РН и РБ представлены в табл. 1. Таблица 1 При оценке стоимости пуска РН в качестве базовой величины использовались данные по стоимости пуска РН «Ангара-А5» в условиях серийного производства [7] с экстраполяцией этих данных на РН большей грузоподъемности (типа РН «Ангара-А5В» и «Ангара-А7В» грузоподъемностью 37,5 и 50,0 т, соответственно, и РН сверхтяжелого класса первого этапа грузоподъемностью 80 т на НОО). Стоимость вспомогательного РБ (типа «Фрегат») для выведения модулей ММБ с НОО на РБО оценивалась на уровне ~500 млн руб. Принятые в расчетах оценки массы ОМ для уровня удельной массы ЯЭУ среднесрочной перспективы и стоимости изготовления ОМ в зависимости от электрической мощности ЯЭУ приведены на рис. 2 и 3, соответственно. Рис. 2. Масса ОМ в зависимости от мощности ЯЭУ для уровня удельной массы ЯЭУ среднесрочной перспективы Оценки массовых и стоимостных показателей РН и Рб На низкой опорной орбите РН mПГ ,т 37,5 50,0 80,0 СРН, млрд руб. 4,5 5,0 10,0 Схема выведения Двухпусковая: 1-ый пуск — РБ1; 2-ой пуск — РБ2+ПГ Однопусковая: РБ+ПГ На окололунной орбите для альтернативной системы на основе РБ РБ mПГ ,т 19,5 26,5 23,0 СРБ, млрд руб. 1,9* 2,1* 2,3** РБ Суд , тыс. руб./кг ~560 ~450 ~530 Примечание. m РН ПГ — масса ПГ, выводимая РН на НОО; РБ СРН — затраты на выведение на НОО; mПГ — масса ПГ, доставляемого на окололунную орбиту кислородноводородным РБ; СРБ — затраты на транспортировку РБ — удельная ПГ с НОО на окололунную орбиту РБ; Суд стоимость доставки ПГ на окололунную орбиту с помощью РБ; * — затраты на РБ1+РБ2; ** — затраты на РБ. 66 Рис. 3. Стоимость изготовления ОМ в зависимости от мощности ЯЭУ Применение предлагаемого критерия эффективности (max ΔCΣ ) в сравнении с другими используемыми критериями эффективности (минимальная удельная стоимость доставки ПГ (min  Cуд) и максимальная суммарная масса ПГ, доставленного на окололунную орбиту за САС ММБ (max  mСАС ПГ )) проиллюстрировано примером решения задачи по доставке КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 СрАвНИТЕЛьНый АНАЛИз ТЕХНИКО-эКОНОМИЧЕСКОй эффЕКТИвНОСТИ ПГ на окололунную орбиту транспортными системами на основе ММБ с ЯЭРДУ (NЯЭУ  =  3,5 МВт) и на основе кислородноводородного РБ, использующими РН грузоподъемностью 50 т на НОО. Результаты расчетных исследований представлены на рис. 4 в виде зависимостей суммарных стоимостей программ на доставку ПГ на окололунную орбиту рассматриваемыми транспортными системами от доставляемой ими на окололунную орбиту суммарной массы ПГ (mСАС ). Там же показана их ПГ абсолютная разница ΔCΣ . На зависимостях СММБ (mСАС ) и ΔCΣ(mСАС ) ПГ Σ ПГ рис. 4 выделены точки, соответствующие следующим энергомассовым и стоимостным критериям эффективности: • минимуму удельной стоимости доставки ПГ (min Cуд); • максимуму суммарной массы ПГ, доставленного на окололунную орбиту за САС ММБ (max mСАС ); ПГ • максимуму абсолютной разницы в затратах на программу полетов (max ΔCΣ). транспортной операции, при этом уменьшарейс ется величина массы ПГ за рейс mПГ . Порейс скольку масса ПГ за САС ММБ mСАС = n, m ПГ ПГ эта величина достигает максимума при определенном количестве рейсов. Как видно из рис. 4, зависимость суммарной стоимости транспортных операций с помощью ММБ СММБ от суммарного грузопотока mСАС имеет Σ ПГ существенно нелинейный характер, в отли, что чие от аналогичной зависимости для СРБ Σ и определяет наличие максимума величины ΔCΣ = СРБ – СММБ . Σ Σ Параметры ЯЭРДУ и характеристики ММБ, соответствующие критериям min  Cуд; max  ΔCΣ и max  mСАС , при NЯЭУ  =  3,5 МВт ПГ и грузоподъемности РН на НОО, равной 50 т, приведены в табл. 2. Таблица 2 параметры яэРДу и характеристики ммб, соответствующие критериям min Суд, max ΔCΣ и max mСАС ПГ Характеристика IЭРДУ, м/c Рис. 4. Зависимости суммарных стоимостей программ доставки ПГ на окололунную орбиту ММБ и кислородноводородным РБ от массы ПГ, доставленного на окололунную орбиту за САС ММБ, а также их абсолютная разница ΔCΣ: — — СРБ ; — — СММБ ; — — ΔCΣ; ● — min Суд, ▲ — max ΔCΣ; Σ Σ ■ — max mСАС ПГ Примечание. NЯЭУ = 3,5 МВт; РН грузоподъемностью 50 т на НОО; характеристики ММБ среднесрочной перспективы. Каждой точке зависимости СММБ (mСАС ) Σ ПГ соответствуют однозначно определенные значения параметров ЯЭРДУ и характеристик ММБ: удельного импульса тяги ЭРДУ; продолжительности рейса ММБ; массы ПГ, доставленного на окололунную орбиту в едирейс ничном рейсе и др. Масса ПГ за рейс mПГ и число рейсов n за САС ММБ зависят от удельного импульса тяги ЭРДУ IЭРДУ. В частности, при уменьшении IЭРДУ растет тяга ЭРДУ, уменьшается продолжительность одной № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ min Суд max ΔCΣ max mСАС ПГ 124 545 (146%) 85 025 (100%) 53 740 (63%) Tр, сут 280 (165%) 170 (100%) 114 (67%) Число рейсов за САС 13 (62%) 21 (100%) 32 (152%) Грузопоток, т/год 44,0 (70%) 63,0 (100%) 73,3 (116%) рейс mПГ ,т 33,9 (113%) 30,0 (100%) 22,9 (76%) mСАС ПГ , т 440,4 (70%) 629,7 (100%) 732,8 (116%) ΔCΣ, млрд руб. 88,3 (79%) 112,1 (100%) 60,2 (54%) СΣРБ / СΣММБ 1,8 (109%) 1,65 (100%) 1,22 (74%) Суд, тыс. руб./кг 249,0 (92%) 271,4 (100%) 367,3 (135%) Сравнительная эффективность транспортных операций с помощью ММБ и одноразовых РБ при одинаковом суммарном грузопотоке определяется числом рейсов ММБ за САС и соответствующим значением доставрейс ляемой массы ПГ за рейс mПГ , которые зависят от удельного импульса тяги ЭРДУ и мощности ЯЭУ, а также от грузоподъемности используемых РН. Оптимизация параметров ЯЭРДУ {IЭРДУ, NЭРДУ} по различным критериям определяет различные показатели эффективности транспортных операций. При этом отношение суммарных затрат СРБ /СММБ , характеризующее Σ Σ сравнительную экономическую эффективность транспортных систем, по критерию max  mСАС составляет примерно 1,2. В то же ПГ время, при оптимизации по критерию max ΔCΣ показатель сравнительной экономической 67 Кувшинова Е.Ю., Акимов В.Н., Архангельский Н.И., Нестеров В.М. эффективности СРБ /СММБ увеличивается до Σ Σ ~1,65 при снижении суммарного грузопотока всего на ~15% по сравнению с максимально возможным уровнем. Оптимизация по критерию min Суд нецелесообразна, поскольку при этом значительно снижается транспорт(примерно на 30% ная эффективность mСАС ПГ по сравнению с вариантом использования критерия max ΔCΣ и примерно на 40% по сравнению с вариантом использования кри). терия max mСАС ПГ Также отличаются и условия обеспечения экстремума (оптимальные параметры ЯЭРДУ и характеристики ММБ) для сравниваемых критериев эффективности. При использовании энергомассового критерия эффективности (max mСАС по ПГ ) сравнению с рекомендуемым критерием (max  ΔCΣ) возрастают на ~15% грузопоток и выводимая на окололунную орбиту за САС масса ПГ; на ~25% — затраты на программу полетов; в 1,5 раза — число рейсов за САС (продолжительность рейса снижается на ~30%). При этом снижаются масса ПГ, выводимого на окололунную орбиту за рейс ММБ, на ~25%, и величина удельного импульса тяги ЭРДУ — на ~35%. В свою очередь, при использовании стоимостного критерия эффективности (min Cуд) по сравнению с рекомендуемым критерием (max  ΔCΣ) снижаются на ~30% грузопоток и выводимая на окололунную орбиту за САС масса ПГ; на ~20% — затраты на программу полетов; в 1,6 раза — число рейсов за САС (продолжительность рейса увеличивается на ~65%). При этом возрастает на ~25% масса ПГ, выводимого на окололунную орбиту за рейс, и в 1,5 раза — величина удельного импульса тяги ЭРДУ. Иллюстрация применения предложенного критерия сравнительной экономической эффективности в задаче транспортировки ПГ на окололунную орбиту приведена для вариации грузоподъемности РН на НОО от 37,5 до 80 т. Нижняя граница рассматриваемого диапазона определена ожидаемым уровнем грузоподъемности тяжелой модификации РН «Ангара-А5В» с кислородно-водородной третьей ступенью, а верхняя — уровнем грузоподъемности, определенным для РН сверхтяжелого класса первого этапа. Необходимо отметить, что уровень грузопотока на окололунную орбиту определяется, главным образом, грузоподъемностью РН, которые выводят на НОО модули ММБ. Исследование влияния грузоподъемности РН в рассматриваемом диапазоне на параметры ЯЭРДУ было проведено при следующих условиях: 68 • рабочее тело ЭРД — ксенон; • мощность ЯЭУ варьировалась в диапазоне 1…6 МВт; • основной и сменный модули ММБ выводятся на НОО однотипными одноразовыми РН. Затраты характеристической скорости, необходимой на перелет между околоземной и окололунной орбитами, рассчитывались согласно методике, приведенной в работе [8]. Выбор параметров ЯЭРДУ и характеристик ММБ проводился по критерию максимальной экономии затрат (ΔCΣ) на транспортировку ПГ на окололунную орбиту при использовании ММБ с ЯЭРДУ по сравнению с транспортным средством на базе одноразовых РБ при одинаковой суммарной массе ПГ, доставленного на окололунную орбиту. Для характеристик удельной массы ЯЭРДУ среднесрочной перспективы зависимости величины критерия эффективности ΔCΣ и суммарной массы ПГ, доставленного на окололунную орбиту, от мощности ЯЭУ и грузоподъемности РН приведены на рис. 5  и  6; от удельного импульса тяги ЭРДУ и грузоподъемности РН — на рис. 7 и 8. Рис. 5. Зависимости величины критерия эффективности ΔCΣ от мощности ЯЭУ и грузоподъемности РН Примечание. ▲ — оптимальные значения NЯЭУ по критеРН — ■ — 80 т; ● — 50 т; ◆ —37,5 т. рию max ΔCΣ; mПГ Рис. 6. Зависимости величины суммарной массы ПГ, доставленного на окололунную орбиту за САС ММБ, от мощности ЯЭУ и грузоподъемности РН Примечание. См. рис. 5. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 СрАвНИТЕЛьНый АНАЛИз ТЕХНИКО-эКОНОМИЧЕСКОй эффЕКТИвНОСТИ Рис. 7. Зависимости величины критерия эффективности ΔCΣ от удельного импульса тяги ЭРДУ и грузоподъемности РН Примечание. См. рис. 5. ▲ — оптимальные значения IЭРДУ по критерию max ΔCΣ. сти ЯЭУ и удельного импульса тяги ЭРДУ понимаются такие значения, при которых отступление от их оптимальных величин в область меньших значений приводит к снижению значения критерия эффективности ΔCΣ не более чем на 5%. Переход на рациональные (меньшие) значения мощности ЯЭУ и удельного импульса тяги ЭРДУ приведет к снижению не только массовых, стоимостных и габаритных показателей ЯЭУ (и, соответственно, ОМ с ЯЭРДУ), но и упростит проблему создания ЯЭРДУ в целом. Снижение массовых и габаритных показателей ЯЭРДУ снижает также требования и к грузоподъемности РН, выводящих модули ММБ на НОО. В частности, для вариантов использования РН грузоподъемностями 37,5; 50 и 80 т рациональные уровни мощности ЯЭУ составят 1,9; 2,4 и 3,7 МВт, соответственно. заключение Рис. 8. Зависимости величины суммарной массы ПГ, доставленного на окололунную орбиту за САС ММБ, от удельного импульса тяги ЭРДУ и грузоподъемности РН Примечание. См. рис. 7. Из расчетных данных, представленных на рис. 5  и  7, следует, что зависимости ΔCΣ РН РН (NЯЭУ; mПГ ) и ΔCΣ (IЭРДУ; mПГ ) имеют пологий характер в окрестности оптимальных значений мощности ЯЭУ и удельного импульса тяги ЭРДУ. Оптимальные значения ΔCΣ (в соответствии с рис. 5) достигаются при мощностях ЯЭУ, равных 2,8; 3,5 и 5,5 МВт при грузоподъемностях РН для выведения модулей ММБ 37,5; 50 и 80 т, соответственно. РН Из зависимостей ΔCΣ (IЭРДУ, mПГ ), представленных на рис. 7, следует, что для вариантов использования РН с грузоподъемностями 37,5; 50 и 80 т оптимальные значения удельных импульсов тяги ЭРДУ (соответствующих экстремуму критерия эффективности ΔCΣ) находятся в диапазоне 75 600…90 000 м/с. Поскольку функции ΔCΣ (NЯЭУ) и ΔCΣ (IЭРДУ) (см. рис. 5  и  7) имеют весьма пологий характер в окрестности оптимума как по NЯЭУ, так и по IЭРДУ, то при выборе мощности ЯЭУ и удельного импульса тяги ЭРДУ для ММБ целесообразно перейти от оптимальных значений этих параметров к рациональным. Под рациональными значениями мощно№ 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ В статье для начального этапа проектирования перспективной транспортной системы на основе многоразового межорбитального буксира с ядерной электроракетной двигательной установкой, предназначенной для транспортировки ПГ на окололунную орбиту, предложен критерий сравнительной экономической эффективности, позволяющий выбирать оптимальные параметры ядерной электроракетной двигательной установки, обеспечивающие достижение максимального экономического эффекта по сравнению с использованием транспортной системы на основе одноразовых кислородно-водородных РБ. Применение транспортной системы на основе ММБ с оптимальными (рациональными) проектными параметрами ЯЭРДУ как с РН сверхтяжелого класса первого этапа с грузоподъемностью 80 т, так и для модифицированного варианта РН «Ангара-А5В» с грузоподъемностью 37,5 т на НОО позволит в 1,7 раза снизить затраты на реализацию программы полетов по сравнению с одноразовой транспортной системой, в состав которой входят те же самые РН и одноразовые кислородно-водородные РБ. Показано, что при переходе от оптимальных параметров энергодвигательной установки многоразового межорбитального буксира, обеспечивающих максимум критерию сравнительной экономической эффективности ΔCΣ, к рациональным параметрам, при которых величина этого критерия эффективности снижается не более чем на 5%, можно снизить уровень требований к мощности ЯЭУ на ~30%. 69 Кувшинова Е.Ю., Акимов В.Н., Архангельский Н.И., Нестеров В.М. Список литературы 1. Основы государственной политики Российской Федерации в области космической деятельности на период до 2030 года и дальнейшую перспективу. Утверждены Президентом Российской Федерации от 19.04.2013 г. № Пр-906. 2. Государственная программа Российской Федерации «Космическая деятельность России на 2013–2020 гг.» Утверждена распоряжением Правительства Российской Федерации от 28.12.2012 г. № 2594-р. 3. Randolph T.M., Polk J.E. An overview of the Nuclear Electric Xenon Ion System (NEXIS) Activity, AIAA 2004-3450, 40th Joint Propulsion Conference & Exhibit, 2004. 4. Косенко  А.Б., Синявский  В.В. Оптимизация параметров многоразового межорбитального буксира с ядерной электроракетной двигательной установкой // Известия РАН. Энергетика. 2009. № 3. С. 140–152. 5. Легостаев В.П., Лопота В.А., Синявский  В.В. Перспективы и эффективность применения космических ядерно-энергетических установок и ядерных электроракетных двигательных установок // Космическая техника и технологии. 2013. № 1. С. 4–15. 6. Косенко А.Б., Синявский В.В. Оценка удельной стоимости доставки полезного груза с поверхности Земли на орбиту назначения транспортной системой с многоразовым электроракетным буксиром // Известия РАН. Энергетика. 2011. № 3. С. 53–64. 7. Коротеев  А.С., Мосолов  С.В., Нестеров  В.М., Елисеев  И.О. О Российской системе средств выведения космических аппаратов // Полет. 2014. № 2. С. 3–13. 8. Кувшинова Е.Ю. Методика определения оптимальной траектории перелета с малой тягой между околоземной и окололунной орбитами. Электронный журнал «Труды МАИ». 03.09.2013. Вып.  68. Режим доступа: w w w. m a i . r u / s c i e n c e / t r u d y / p u b l i s h e d . php?ID=41742 (дата обращения 27.04.2016 г.). Статья поступила в редакцию 10.03.2016 г. reference 1. Osnovy gosudarstvennoi politiki Rossiiskoi Federatsii v oblasti kosmicheskoi deyatel’nosti na period do 2030 goda i dal’neishuyu perspektivu. Utverzhdeny Prezidentom Rossiiskoi Federatsii ot 19.04.2013 g. № Pr-906 [Fundamentals of the Russian Federation State Policy in the ield of space activities for a period up to 2030 and long term. Approved by the Russian Federation President of 19.04.2013. Order No. 906]. 2. Gosudarstvennaya programma Rossiiskoi Federatsii «Kosmicheskaya deyatel’nost’ Rossii na 2013–2020 gg.» Utverzhdena rasporyazheniem Pravitel’stva Rossiiskoi Federatsii ot 28.12.2012 g. № 2594-r. [The Russian Federation State Program «Space Activities of Russia for 2013–2020». Approved by the Russian Federation Government Directive of 28.12.2012. Directive No. 2594]. 3. Randolph T.M., Polk J.E. An overview of the Nuclear Electric Xenon Ion System (NEXIS) activity. AIAA 2004-3450, 40th Joint Propulsion Conference & Exhibit, 2004. 4. Kosenko A.B., Sinyavskiy V.V. Optimizatsiya parametrov mnogorazovogo mezhorbital’nogo buksira s yadernoi elektroraketnoi dvigatel’noi ustanovkoi [Optimizing parameters of a reusable interorbital tug with nuclear electrorocket propulsion system]. Izvestiya RAN. Energetika, 2009, no. 3, pp. 140–152. 5. Legostaev V.P., Lopota V.A., Sinyavskii V.V. Perspektivy i efektivnost’ primeneniya kosmicheskikh yaderno-energeticheskikh ustanovok i yadernykh elektroraketnykh dvigatel’nykh ustanovok [Prospects for and eiciency in application of space nuclear power plants and nuclear electrorocket propulsion systems]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2013, no. 1, pp. 4–15. 6. Kosenko A.B., Sinyavskii V.V. Otsenka udel’noi stoimosti dostavki poleznogo gruza s poverkhnosti Zemli na orbitu naznacheniya transportnoi sistemoi s mnogorazovym elektroraketnym buksirom [Evaluation of the unit cost of the payload delivery from the Earth’s surface to target orbit by the transportation system with a reusable electrorocket tug]. Izvestiya RAN. Energetika, 2011, no. 3, pp. 53–64. 7. Koroteev A.S., Mosolov S.V., Nesterov V.M., Eliseev I.O. O Rossiiskoi sisteme sredstv vyvedeniya kosmicheskikh apparatov [On the Russian system for spacecraft launch vehicles]. Polet, 2014, no. 2, pp. 3–13. 8. Kuvshinova E.Yu. Metodika opredeleniya optimal’noi traektorii pereleta s maloi tyagoi mezhdu okolozemnoi i okololunnoi orbitami [Procedures to determine the low-thrust optimal transfer trajectory between the near Earth and lunar orbits]. Elektronnyi zhurnal «Trudy MAI», 03.09.2013, issue 68. Available at: www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=41742 (accessed 27.04.2016). 70 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 СИСТЕМы ОбЕСпЕЧЕНИЯ ТЕпЛОвОГО рЕжИМА рАзГОННыХ бЛОКОв ТИпА дМ УДК 621.45.072.3-71 СИСтЕмы ОбЕСпЕчЕНИя тЕплОвОгО РЕЖИмА РАзгОННых блОкОв тИпА Дм РАкЕт кОСмИчЕСкОгО НАзНАчЕНИя © 2016 г. басов А.А., Окорокова к.С., Ставрицкий А.к. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru В настоящей статье рассмотрены системы обеспечения теплового режима разгонных блоков (РБ) типа ДМ, их назначение, состав и эволюция по мере изменения конструкции РБ. Разгонные блоки, используемые в качестве последней ступени ракет космического назначения, предназначены для довыведения космического аппарата до опорной орбиты, перевода его с опорной на целевую орбиту искусственного спутника Земли (эллиптическую или геостационарную) и на отлетные траектории к планетам. При этом обеспечивается выполнение требований заказчика по ориентации и точности выведения. В настоящее время из действующих РБ только РБ ДМ и его модификации используют экологически чистые компоненты топлива (жидкий кислород и керосин). Одной из научно-технических проблем, решаемых при создании РБ ракет космического назначения, является создание надежной и эффективной системы обеспечения теплового режима, обеспечивающей необходимые температурные условия для нормального функционирования бортовых систем РБ. Ключевые слова: космический аппарат, орбита, разгонный блок, ракета космического назначения, система обеспечения теплового режима. ThErmal CONTrOl SySTEmS OF dm-TypE uppEr STagES OF iNTEgraTEd lauNCh vEhiClES basov a.a., Okorokova k.S., Stavritskiy a.k. S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4А Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru The paper discusses thermal control systems for DM-type upper stages (US), their purpose, coniguration and evolution relecting the changes in the US design. The upper stages used as the last stage of integrated launch vehicles are intended for the inal ascent of the spacecraft to the parking orbit, and its transfer from the parking orbit to the target orbit of an artificial Earth satellite (elliptical or geostationary) or injection into trajectories of departure to other planets. Furthermore, they assure compliance with the customer requirements for attitude and insertion accuracy. At present, among the upper stages that are currently in service, only DM-type upper stage and its derived versions use environmentally friendly propellant components (liquid oxygen and kerosene). One of the scientiic and technical problems that need to be solved when developing US for integrated launch vehicles is the development of a reliable and eicient thermal control system, which provides the thermal conditions required for normal operation of the US onboard system. Key words: spacecraft, orbit, upper stage, integrated launch vehicle, thermal control system. бАСОв А.А. № 3(14)/2016 ОкОРОкОвА к.С. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ СтАвРИцкИй А.к. 71 Басов А.А., Окорокова К.С., Ставрицкий А.К. БАСОВ Андрей Александрович — начальник отделения РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru BASOV Andrey Alexandrovich — Head of Division at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru ОКОРОКОВА Ксения Сергеевна — инженер-математик РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru OKOROKOVA Kseniya Sergeevna — Mathematical engineer at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru СТАВРИЦКИЙ Александр Константинович — ведущий инженер РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru STAVRITSKIY Alexander Konstantinovich — Lead engineer at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru введение Разгонный блок (РБ) ДМ создан РКК «Энергия» [1, 2] на базе многоцелевого унифицированного ракетного блока Д, который разрабатывался по лунной программе Н1-ЛЗ и впервые успешно отработал в полете в составе комплекса Л1 (с ракетой «Протон») 10 марта 1967 г. Для выведения на геостационарную орбиту космических аппаратов (КА), не имеющих аппаратуры управления РБ, блок Д был оснащен самостоятельной автоматической системой управления, размещенной в герметичном контейнере торовой формы, испарительной системой обеспечения теплового режима (СОТР) 17В08, работающей только в режиме охлаждения, и получил обозначение ДМ. В дальнейшем последовали модификации РБ: с 1969 г. — ДМ; с 1994 г. — ДМ-SL; с 2008 г. — ДМ-SLБ. В связи с конструктивными отличиями модификаций РБ ДМ, касающимися в основном размещения приборной зоны (герметичный приборный отсек, приборная ферма), для каждой модификации РБ создана собственная СОТР. При этом во всех СОТР соблюдена преемственность в части средств обеспечения теплового режима элементов базового модуля РБ, включающего топливные баки, двигатель, две двигательные установки системы обеспечения запуска (ДУ СОЗ), эффективность которых подтверждена летными испытаниями РБ ДМ. К работе СОТР всех модификаций РБ ДМ за всю более чем 30-летнюю эксплуатацию замечаний не было. Разгонный блок ДМ характеризуется высокой надежностью, подтвержденной более чем 30-летней его эксплуатацией, и способностью многократного включения маршевого двигателя, что позволяет выполнять необходимые орбитальные маневры [1, 2]. проблемы обеспечения температурного режима Разработка СОТР РБ ракет космического назначения (РКН) требует решения следующих основных вопросов: 72 • обеспечение в полете и при подготовке РБ на Земле температурных условий, необходимых для нормальной работы приборноагрегатного оборудования РБ; • сведение к минимуму нерегулируемого теплового обмена РБ с окружающей средой и организация необходимых тепловых связей между приборами, агрегатами и элементами конструкции РБ, что решается с помощью средств пассивного терморегулирования, включающего экранно-вакуумную теплоизоляцию (ЭВТИ), специальные термоизолирующие покрытия, термомосты и т. д.; • отвод избыточного тепла от приборов, агрегатов и элементов конструкции, перераспределение тепла, выделяемого приборами, между объектами термостатирования СОТР, что достигается организацией контуров циркуляции: воздушных (при наличии герметичного отсека) или жидкостных, обеспечивающих тепловую связь между термостатируемыми элементами РБ; • сброс избыточного тепла в окружающее космическое пространство. Решение этих задач во многом определяет конструкция РБ, требования к температурному режиму приборно-агрегатного оборудования, внешние и внутренние тепловые нагрузки, длительность этапов подготовки и полета разгонного блока. Система обеспечения теплового режима разгонного блока Дм При создании РБ ДМ использовался модульный принцип. Основу РБ составляет базовый модуль, включающий топливные баки, двигатель, две ДУ СОЗ, автономный торовый приборный отсек (ПО) и силовые каркасы (рис. 1). Сферический бак окислителя (переохлажденный кислород с температурой до –193 °С), торовый бак горючего, внутри которого расположен двигатель, и ПО закрыты экранновакуумной изоляцией. Криогенная система ракетного блока (бустерный турбонасос и подводящая магистраль окислителя изготовлены из пластмассы) практически исключает теплопритоки к кислородному баку от КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 СИСТЕМы ОбЕСпЕЧЕНИЯ ТЕпЛОвОГО рЕжИМА рАзГОННыХ бЛОКОв ТИпА дМ двигателя и обеспечивает уменьшенный расход жидкого кислорода на захолаживание магистралей перед запуском. Задача перераспределения тепла для РБ типа ДМ (11С861; 11С861-01), вся аппаратура которого (в т.  ч. приборы системы управления РБ, наиболее требовательные к температурным условиям) в основном располагается в торовом ПО, была решена за счет организации необходимой вентиляции внутри отсека. с помощью воздушной СОТР стартового комплекса, обеспечивается за счет аккумуляции избыточного тепла теплоинерционной массой приборно-агрегатного оборудования и корпуса ПО. Такое решение было принято на основании серии математических расчетов и к настоящему времени подтверждено результатами штатной эксплуатации системы. В связи с отказом от жидкостного контура в составе СОТР в качестве альтернативы для утилизации избыточного тепла в полете рассмотрена испарительная система. Несмотря на то, что на момент создания изделия уже имелся опыт создания аналогичных систем для лунных орбитального корабля и посадочного модуля, потребовались значительные усилия проектантов, конструкторов и испытателей в ходе проектирования, изготовления и отработки как теплообменника-испарителя, составляющего основу испарительной системы, так и средств автоматики. Проведен большой объем экспериментальных исследований по отработке конструкции, выбору хладагента и режимов его испарения. Это позволило впервые реализовать для утилизации избыточного тепла в полете в составе СОТР РБ испарительную систему 17В08, которая успешно функционирует в составе РБ типа ДМ. Система терморегулирования герметичного ПО включала в себя блок вентиляторов для обеспечения циркуляции воздуха, лабиринтный теплообменник и испарительную систему, оснащенную безмоментным насадком для удаления паров хладагента в окружающую среду. В качестве хладагента использовался 20%-ный спиртово-водный раствор. Структурная схема СОТР РБ типа ДМ приведена на рис. 2. Рис.  1. Разгонный блок ДМ: 1 — приборный отсек; 2 — бак окислителя; 3 — бак горючего; 4 — маршевый двигатель; 5 — межбаковый отсек Отдельной задачей, требующей решения, было обеспечение теплового режима ПО при подготовке РБ на стартовом комплексе. Непродолжительное (не более трех часов) время работы программы предстартовой подготовки, достаточно широкий допустимый диапазон температур в ПО (0…40 °С) позволили отказаться от специальных средств утилизации избыточного тепла в составе СОТР на этапе предстартовой готовности, в т. ч. и от использования жидкостного контура термостатирования. Необходимый тепловой режим приборного контейнера (отсека), с учетом его предварительного захолаживания № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ Рис. 2. Структурная схема системы обеспечения теплового режима РБ типа ДМ: 1 — пироклапан; 2 — заправочные клапаны; 3 — датчик давления; 4 — безмоментное сопло; 5 — паропровод; 6 — корпус приборного отсека; 7 — диафрагма; 8 — направление потока воздуха; 9 — блок вентиляторов; 10 — теплообменник-испаритель; 11 — клапан блокировочный 2; 12 — клапан блокировочный 1; 13 — емкость расходная 73 Басов А.А., Окорокова К.С., Ставрицкий А.К. Система 17В08 базового РБ 11С861 обеспечивает в полете температуру среды в ПО в диапазоне 0…40 °С и циркуляцию воздуха со скоростью 0,05…2,50 м/с. Циркуляция воздуха обеспечивается блоком вентиляторов. Система работает только в режиме охлаждения. Охлаждение воздуха происходит в испарительном теплообменнике за счет теплоты испарения хладагента, пары которого удаляются в окружающую среду через безмоментный насадок. Система работает в автоматическом режиме. Все агрегаты и приборы управления СОТР, за исключением безмоментного насадка и паропровода, конструктивно объединены в единый блок СОТР. Технические характеристики системы обеспечения теплового режима разгонного блока типа ДМ: номинальная хладопроизводительность при температуре воздуха на входе в теплообменник-испаритель (25±1,5) °С — 450 Вт; масса незаправленной СОТР по чертежу — 42,1 кг; среднее электропотребление за время полета РБ при штатной работе СОТР при нормальном напряжении питания 27 В не превышает 25 Вт; объем хладагента в расходной емкости СОТР в зависимости от программы полета РБ — 5, 10 или 15 л. Состав автономных средств обеспечения теплового режима: • средства электрообогрева ДУ СОЗ в полете; • средства электрообогрева химических источников тока при подготовке РБ на стартовом комплексе и в полете. Автономные СОТР являются составной частью двигательной установки системы обеспечения запуска и химических источников тока. Система 17В08 базового РБ 11С861-01 аналогична СОТР РБ 11С861, доработка заключается в уменьшении числа слоев ЭВТИ-2В с 30 до 20 на приборном и межбаковом отсеках, и с 20 до 10 — на нижнем днище бака «Г» и донной защите. Дальнейшие доработки РБ ДМ, получивших обозначения ДМ1, ДМ2, ДМ3, ДМ4, заключались в изменении состава автономных средств обеспечения теплового режима, а именно: термочехла, используемого при транспортировке РКН из монтажно-испытательного комплекса на стартовый комплекс и в первый день подготовки РКН к пуску на стартовом комплексе; в ДМ3, ДМ4 — средств электрообогрева ДУ СОЗ при подготовке на стартовой площадке. 74 Система обеспечения теплового режима разгонного блока Дм-SL Для обеспечения вывода на орбиту КА по программе «Морской старт» был разработан РБ ДМ-SL [2]. Так же, как и на РБ ДМ, основная часть приборного оборудования, в т. ч. приборы системы управления РБ, располагалась в торовом ПО (рис. 3). Однако в связи с использованием другой системы управления РБ, требующей обеспечения более узкого диапазона температур газовой среды в ПО и введения в состав РБ усилителей мощности и вторичных источников питания антеннофидерных устройств, устанавливаемых вне ПО и требующих установки на термоплаты, пришлось отказаться от использования СОТР 17В08. В состав СОТР был введен герметичный гидравлический контур, в котором использованы агрегаты, прошедшие автономную и летную отработки в составе СОТР кораблей «Прогресс» и «Союз», что не потребовало проведения специальных тепловых испытаний. Характеристики СОТР были подтверждены расчетом с использованием тепловых математических моделей. Рис. 3. Разгонный блок ДМ-SL: 1 — бак окислителя; 2 — приборный отсек; 3 — верхний переходник; 4 — радиационный теплообменник; 5 — средний переходник; 6 — бак горючего; 7 — маршевый двигатель КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 СИСТЕМы ОбЕСпЕЧЕНИЯ ТЕпЛОвОГО рЕжИМА рАзГОННыХ бЛОКОв ТИпА дМ СОТР ДМ-SL обеспечивает в торовом ПО температуру воздуха 5…30 °С, циркуляцию воздуха в ПО со скоростью 0,05…2,50 м/с и температуру посадочной поверхности термоплат для усилителей мощности и вторичных источников питания антенно-фидерных устройств, установленных вне приборного отсека, 0…40 °С. Система работает только в режиме охлаждения. Задача обеспечения теплового режима приборного оборудования внутри приборного отсека решена за счет организации необходимой вентиляции. Основу системы составляет замкнутый гидравлический контур, по которому электронасосным агрегатом прокачивается теплоноситель со стабилизированной температурой. Структурная схема гидравлического контура СОТР ДМ-SL приведена на рис. 4. Рис. 4. Структурная схема гидравлического контура системы обеспечения теплового режима ДМ-SL: 1 — регулятор расхода жидкости; 2 — датчик перепада давления теплоносителя на электронасосном агрегате; 3 — электронасосный агрегат; 4 — датчик давления теплоносителя; 5 — датчик давления в газовой полости компенсатора; 6 — клапан дренажный; 7 — компенсатор; 8 — фильтр; 9 — термоплаты, расположенные вне герметичного приборного отсека; 10 — газо-жидкостный теплообменник; 11 — блок заправочный; 12 — датчик температуры жидкости; 13 — радиационный теплообменник (навесные панели) Охлаждение циркулирующего газа внутри ПО обеспечивается теплоносителем в газо-жидкостном теплообменнике (ГжТ). Температура теплоносителя на входе в ГжТ поддерживается на уровне (10,0±1,5) °С. Охлаждение теплоносителя и сброс избыточного тепла излучением в окружающее пространство производится в радиационном теплообменнике, выполненном в виде двух полуцилиндрических обечаек, установленных по внешнему обводу нижней части верхнего переходника РБ. Циркуляцию воздуха в ПО и через ГжТ обеспечивает блок вентиляторов. В качестве № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ теплоносителя используется «жидкость кремнийорганическая ПМС-1,5р». Система работает в автоматическом режиме. На этапе предстартовой подготовки необходимый тепловой режим ПО с учетом его предварительного захолаживания с помощью воздушной СОТР стартового комплекса обеспечивается за счет аккумуляции избыточного тепла теплоинерционной массой приборноагрегатного оборудования и корпуса приборного контейнера. Для выбора режимов термостатирования проведена серия математических расчетов, разработана конструкция диффузора, подающего термостатирующий воздух в объем РБ и обеспечивающего его равномерное распределение по площади поперечного сечения РБ. Эффективность диффузора подтверждена испытаниями, по результатам которых откорректирована инструкция по термостатированию РБ ДМ-SL. Технические характеристики СОТР ДМ-SL: номинальная хладопроизводительность при температуре воздуха на входе в радиационный теплообменник 15 °С — 525 Вт; масса незаправленной СОТР по чертежу — 70 кг; среднее электропотребление при нормальном напряжении питания 27 В за время полета РБ при штатной работе СОТР — не более 45 Вт; масса заправленного теплоносителя — 9 кг; площадь радиационного теплообменника — 4,05 м². В состав автономных средств обеспечения теплового режима входят средства электрообогрева ДУ СОЗ в полете. Начиная с РБ ДМ-SL № 18, в системе была усовершенствована конструкция термоплаты, исключена одна из термоплат в связи с исключением одного усилителя мощности, установлен компенсатор меньшего объема, уменьшено с 20 до 10 число слоев ЭВТИ приборного отсека, до 2,94 м² уменьшена площадь радиационного теплообменника. С целью снижения массы СОТР РБ была доработана конструкция электронасосного агрегата и блока вентиляторов без изменения их функциональных параметров, что одновременно позволило довести хладопроизводительность до 600 Вт. Доработка позволила снизить массу заправленной СОТР до 64 кг, масса теплоносителя составила 7,6 кг. Система обеспечения теплового режима разгонного блока Дм-SLб Для обеспечения вывода на орбиту КА по программе «Наземный старт» разработан РБ ДМ-SLБ. Основным его отличием от РБ ДМ-SL является отсутствие торового ПО, вместо которого на РБ установлена приборная 75 Басов А.А., Окорокова К.С., Ставрицкий А.К. ферма стержневой конструкции. На РБ ДМ-SLБ установлена система управления в контейнерном исполнении. Термостатирование приборных контейнеров осуществляется подачей в их гидравлические магистрали теплоносителя с заданным расходом и температурой. Тепловой режим остальных приборов, установленных на приборной ферме, обеспечивается установкой их на термоплаты. Основа СОТР ДМ-SLБ аналогична СОТР ДМ-SL. В СОТР ДМ-SLБ отсутствуют навесные панели радиационного теплообменника. В полете охлаждение теплоносителя СОТР ДМ-SLБ происходит в радиационном теплообменнике, в качестве которого используется корпус верхнего переходника РБ ниже среднего шпангоута, к наружной поверхности которого приклепаны два параллельных трубопровода. Система работает в автоматическом режиме. Структурная схема СОТР ДМ-SLБ приведена на рис. 5. комплексе. Связь бортовых магистралей жСОТР и наземных магистралей осуществляется через разъемное соединение, которое разъединяет магистрали перед командой «КП». При подготовке на стартовом комплексе СОТР ДМ-SLБ работает совместно с наземной жСОТР, при этом теплоноситель замкнутого контура РБ охлаждается в жидкостно-жидкостном теплообменнике термостатирования теплоносителем наземной жСОТР. Использование жСОТР потребовало проведения дополнительной отработки процессов слива теплоносителя жСОТР и продувки бортовых магистралей жСОТР, а также отработки процесса отделения и отвода отделяемой части разъемного соединения. Технические характеристики СОТР ДМ-SLБ: номинальная хладопроизводительность при температуре воздуха на входе в радиационный теплообменник 15 °С — 550 Вт; масса незаправленной СОТР по чертежу — 38 кг; среднее электропотребление за время полета РБ при нормальном напряжении питания 27 В при штатной работе СОТР — не более 25 Вт; масса теплоносителя — 7 кг; площадь радиационного теплообменника — 5,2 м². Направления дальнейшего совершенствования систем обеспечения теплового режима разгонных блоков Рис. 5. Структурная схема системы обеспечения теплового режима ДМ-SLБ: 1 — регулятор расхода жидкости; 2 — электронасосный агрегат; 3 — датчик перепада давления теплоносителя на электронасосном агрегате; 4 — датчик давления теплоносителя; 5 — датчик давления в газовой полости компенсатора; 6 — клапан дренажный; 7 — компенсатор; 8— фильтр; 9 — блок заправочный; 10 — датчик температуры жидкости; 11 — радиационный теплообменник (на корпусе верхнего переходника); 12 — разъемное соединение; 13 — жидкостно-жидкостный теплообменник термостатирования Для подтверждения проектных характеристик гидравлического контура проведены гидравлические испытания на первом летном РБ. В состав СОТР ДМ-SLБ включены бортовые магистрали жидкостной СОТР (жСОТР), которая работает в режиме охлаждения и предназначена для обеспечения требуемого теплового режима приборного оборудования при подготовке РКН на стартовом 76 Дальнейшее совершенствование СОТР РБ обусловлено необходимостью снижения собственной массы блока и упрощения процедур его наземной подготовки. Успешная эксплуатация в течение более 10 лет разработанных РКК «Энергия» негерметичных спутников связи «Ямал-100» и «Ямал-200» [4] с пассивными СОТР создала предпосылки для внедрения аналогичных подходов к созданию СОТР долговременных обитаемых модулей (например, модуль «Рассвет» — МИМ1 и узловой модуль МКС). Естественным образом встал вопрос перехода при создании СОТР короткоживущего РБ на пассивные СОТР. До 2014 г. препятствием к такому переходу служил консерватизм разработчиков некоторой бортовой аппаратуры, требующей прокачки жидкого однофазного теплоносителя через встроенный в приборный контейнер теплообменник. Пересмотр концепции теплового обеспечения приборного состава РБ в пользу кондуктивного теплоотвода через согласованный КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 СИСТЕМы ОбЕСпЕЧЕНИЯ ТЕпЛОвОГО рЕжИМА рАзГОННыХ бЛОКОв ТИпА дМ интерфейс позволит отказаться от гидравлического контура СОТР, выполняющего функцию централизованной «тепловой шины» и содержащего в своем составе большое число элементов пониженной надежности (насосы, компенсаторы, сварные швы централизованного трубопровода, запорная арматура). Кроме того, отказ от гидроконтура СОТР в пользу пассивных децентрализованных средств (тепловые трубы, электронагреватели и т. п.) позволяет исключить из технологического цикла подготовки блока такие трудоемкие и длительные операции, как проверка на герметичность, заправка, регламентные работы по подтверждению работоспособности гидроконтура. Дополнительно в части СОТР снимаются ограничения на температуру окружающей среды при транспортировании и других наземных технологических операциях, увеличиваются до 15–30 лет сроки хранения СОТР в составе изделия, увеличиваются интервалы времени между регламентными работами и сокращается их объем. Концепция децентрализованной СОТР пассивного типа для РБ разработана и подготовлена к реализации на РБ «Двина-МЛ». Приборное оборудование РБ «Двина-МЛ», в т. ч. системы управления, не требует жидкостного термостатирования. Обеспечение теплового режима приборов обеспечивается кондуктивным теплоотводом на установочную поверхность. Приборное оборудование блока «Двина-МЛ» размещается на установочной поверхности приборной панели, выполненной в виде сегментированного кольца. Внутри панели размещены тепловые трубы и, при необходимости, электронагреватели. Панель с тепловыми трубами является приемником, средством перераспределения и частичного сброса избыточного тепла. Оставшийся избыток тепла отводится тепловыми трубами на радиационный теплообменник и сбрасывается в окружающее пространство. Каждый сегмент приборной панели осуществляет сброс избыточного тепла через автономный радиатор [3]. Схема разгонного блока «Двина-МЛ» приведена на рис. 6. Размещение тепловых труб внутри панелей показано на рис. 7. Сравнение СОТР пассивного типа и СОТР с гидроконтуром для РБ «Двина-МЛ» приведено в таблице. Из таблицы видны существенные технические и эксплуатационные преимущества СОТР пассивного типа. Эти преимущества № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ становятся более ощутимы при учете приборов управления СОТР. Применение в составе СОТР разгонного блока «Двина-МЛ» современных пленочных материалов ЭВТИ и терморегулирующих прокладок также ведет к улучшению массовых характеристик системы. Рис. 6. Схема разгонного блока «Двина-МЛ»: 1 — бак окислителя; 2 — радиационные теплообменники; 3 — бак горючего; 4 — маршевый двигатель; 5 — приборная панель; 6 — тепловые трубы 77 Басов А.А., Окорокова К.С., Ставрицкий А.К. Рис. 7. Размещение тепловых труб внутри панелей: 1 — наружная обкладка панели (Д16АТ); 2 — рабочее тело тепловой трубы; 3 — слой клея ВК–36–РТ140; 4 — сотовый вкладыш (АМг-2Н); 5 — слой клея НИИКАМ-ВК-41Т; 6 — тепловая труба с обрезанными полками; 7 — тепловая труба; 8 — внутренняя обкладка панели (Д16АТ); 9 — пена; 10 — зона установки электронагревателей Таблица Сравнение системы обеспечения теплового режима (СОтР) пассивного типа и СОтР с гидроконтуром для разгонного блока «Двина-мл» Параметр сравнения СОТР с гидроконтуром СОТР пассивного типа Суммарная масса, кг (без учета массы экранно-вакуумной теплоизоляции) 60…70 30 Хладопроизводительность системы, Вт 450…550  550…650  Собственное электропотребление, Вт 30…40 На опорной орбите не требуется Вероятность безотказной работы 0,9990 0,9999 Срок службы, лет 7–8 30 Периодичность регламентных работ при хранении в составе разгонного блока 2 года Не требуется Завод 5–7 дней Не более 4 ч ТК 5–7 дней Не более 4 ч Завод Стенд испытаний на герметичность Нет ТК Стенд испытаний на герметичность, стенд заправки Нет Номенклатура агрегатов и арматуры (наименований/общее количество) 18/21 3–4/20 Номенклатура приборов управления (в т. ч. датчики) (наименований/масса/общее количество) 5/7 кг/5 Нет Длительность наземных испытаний на заводе изготовителе и полигоне запуска (ТК) Необходимость капитального специального оборудования для проведения проверок выводы 1. Использование гидравлических контуров в составе СОТР РБ связано с требованиями разработчиков приборного оборудования необходимости жидкостного термостатирования приборов (в первую очередь — приборов системы управления РБ). 2. Переход на приборы, тепловой режим которых обеспечивается кондуктивным теплоотводом на установочную поверхность, позволит отказаться от гидравлических и газовых контуров в составе СОТР. Установка приборов на приборные панели с тепловыми трубами 78 и переход на пассивные СОТР, как это сделано на негерметичных спутниках связи «Ямал-100» и «Ямал-200», даст существенные технические и эксплуатационные преимущества. Список литературы 1. Вачнадзе В.Д., Овечко-Филиппов Э.В., Смоленцев А.А., Соколов Б.А. Разработка, этапы модернизации и итоги пятидесятилетней эксплуатации первого отечественного жидкостного ракетного двигателя замкнутой схемы // Космическая техника и технологии. 2015. № 2(9). С. 82–90. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 СИСТЕМы ОбЕСпЕЧЕНИЯ ТЕпЛОвОГО рЕжИМА рАзГОННыХ бЛОКОв ТИпА дМ 2. Филин В.М. Ракета космического назначения Зенит-3SL для программы «Морской старт» // Космическая техника и технологии. 2014. № 2(5). С. 40–48. 3. Басов А.А., Прохоров Ю.М., Сургучев О.В. Радиаторы на тепловых трубах в системах терморегулирования пилотируемых космических аппаратов // Известия РАН. Энергетика. 2011. № 3. С. 37–41. 4. Ганзбург М.Ф., Кропотин С.А., Мурашко В.М., Попов А.Н., Севастьянов Н.Н., Смоленцев А.А., Соколов А.В., Соколов Б.А., Сухов Ю.И. Итоги десятилетней эксплуатации электроракетных двигательных установок в составе двух телекоммуникационных аппаратов «Ямал200» на геостационарной орбите // Космическая техника и технологии. 2015. № 4(11). С. 25–39. Статья поступила в редакцию 02.06.2016 г. reference 1. Vachnadze V.D., Ovechko-Filippov E.V., Smolentsev A.A., Sokolov B.A. Razrabotka, etapy modernizatsii i itogi pyatidesyatiletnei ekspluatatsii pervogo otechestvennogo zhidkostnogo raketnogo dvigatelya zamknutoi skhemy [Development, upgrade phases and results of fifty years of operation of our country’s first closed-loop liquid rocket engine]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 2(9), pp. 82–90. 2. Filin V.M. Raketa kosmicheskogo naznacheniya Zenit-3SL dlya programmy «Morskoi start» [Zenit-3SL integrated launch vehicle for Sea Launch Program]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 2(5), pp. 40–48. 3. Basov A.A., Prokhorov Yu.M., Surguchev O.V. Radiatory na teplovykh trubakh v sistemakh termoregulirovaniya pilotiruemykh kosmicheskikh apparatov [Radiators on heat pipes in thermal control systems of manned spacecraft]. Izvestiya RAN. Energetika, 2011, no. 3, pp. 37–41. 4. Ganzburg M.F., Kropotin S.A., Murashko V.M., Popov A.N., Sevast’yanov N.N., Smolentsev A.A., Sokolov A.V., Sokolov B.A., Sukhov Yu.I. Itogi desyatiletnei ekspluatatsii elektroraketnykh dvigatel’nykh ustanovok v sostave dvukh telekommunikatsionnykh apparatov «Yamal-200» na geostatsionarnoi orbite [Results of ten years of operation of electric thrusters within two telecommunication spacecrafts YAMAL-200 in geostationary orbit]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 4(11), pp. 25–39. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 79 Киренков В.В., Микитенко В.Г., Досько С.И. УДК 517.938:629.78.018 мОДАльНАя ДИАгНОСтИкА пЕРЕхОДНых НЕуСтАНОвИвшИхСя пРОцЕССОв пРИ ОцЕНкЕ РЕзультАтОв ИСпытАНИй ИзДЕлИй РАкЕтНО-кОСмИчЕСкОй тЕхНИкИ © 2016 г. киренков в.в.1, микитенко в.г.1, Досько С.И.2 Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru 1 Московский государственный технологический университет «СТАНКИН» (МГТУ «СТАНКИН») Вадковский пер., 1, г. Москва, Российская Федерация, 127055 2 Одной из основных задач технической диагностики при оценке результатов испытаний объектов различного назначения является определение (идентификация) их ключевых параметров и характеристик, сопоставление полученных оценок с расчетными и выявление аномальных (аварийных) расхождений. Об актуальности таких задач говорит тот факт, что им посвящена современная теория решения обратных некорректно поставленных задач, методы которой используются в различных отраслях техники, в т. ч. и ракетно-космической. При практическом применении этих методов часто возникает вопрос — какие преимущества и трудности сопутствуют решению такого рода обратных задач на переходных неустановившихся режимах? Эти режимы имеют очевидное достоинство — более богатый спектр воздействий, возбуждающих собственные колебания объекта контроля, и соответственно, б́льшая информативность по сравнению с процессами установившимися (вынужденными). В статье показано, как при всех методических трудностях использование современных методов исследования динамики сложных технических систем позволяет решать упомянутые выше обратные задачи. Основа этих методов — модальная диагностика и сингулярное разложение матриц переходных процессов. Приведены примеры такой диагностики переходных процессов для двух изделий ракетно-космической техники — разгонного блока и спускаемого аппарата. Ключевые слова: модальная диагностика, переходные режимы, сингулярное разложение, обратные некорректные задачи. mOdal diagNOSTiCS OF TraNSiENT prOCESSES duriNg EvaluaTiON OF rESulTS OF TESTS ON rOCkET aNd SpaCE hardwarE kirenkov v.v.1, mikitenko v.g.1, dosko S.i.2 1 S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4А Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru 2 Moscow State Technological University STANKIN (MSTU STANKIN) 1 Vadkovsky pereulok, Moscow, 127055, Russian Federation One of the main tasks of technical diagnostics when evaluating the results of tests on hardware for various applications is to determine (identify) their key parameters and characteristics, comparing obtained estimates against design values and identifying anomalous (dangerous) discrepancies. The importance of such tasks is highlighted by the fact that they are addressed by the modern theory of solving inverse ill-posed problems, the methods of which are used in various branches of engineering, including rocket and space technology. 80 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 МОДАЛьНАЯ дИАГНОСТИКА пЕрЕХОдНыХ НЕуСТАНОвИвшИХСЯ прОцЕССОв Practical application of these methods often occasions the question of what are the advantages and difficulties inherent in solving inverse problems of this kind on unsteady-state modes? Such processes have an obvious advantage — a richer spectrum of loads exciting natural oscillations of the object under study, and, accordingly, greater amount of information as compared with steadystate (forced) processes. The paper demonstrates how, all methodological diiculties notwithstanding, the use of the stateof-the-art methods of studying the dynamics of complex engineering systems allows to solve problems of this kind as well. These methods are based on modal diagnostics and singular decomposition of matrices of transient processes. The paper provides examples of such diagnostics of transient processes for two products of rocket and space technology — an upper stage and a descent vehicle. Key words: modal diagnostics, transient modes, singular decomposition, inverse ill-posed problems. кИРЕНкОв в.в. мИкИтЕНкО в.г. ДОСькО С.И. КИРЕНКОВ Вениамин Васильевич — кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru KIRENKOV Veniamin Vasil’evich — Candidate of Science (Engineering), Lead research scientist at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru МИКИТЕНКО Валериан Григорьевич — заместитель начальника отдела РКК «Энергия», e-mail: valerian.mikitenko@rsce.ru MIKITENKO Valerian Grigor’evich — Deputy Head of Department at RSC Energia, e-mail: valerian.mikitenko@rsce.ru ДОСЬКО Сергей Иванович — кандидат технических наук, доцент МГТУ «СТАНКИН», e-mail: Dosko@mail.ru DOSKO Sergey Ivanovich — Candidate of Science (Engineering), Associate professor at MSTU STANKIN, e-mail: Dosko@mail.ru введение При решении задач диагностики большую ценность с информационной точки зрения представляют данные по переходным участкам работы систем в реальных условиях функционирования. Именно на переходных участках в условиях пассивного эксперимента по сравнению с установившимися квазистационарными режимами представляется возможным ставить и решать задачи диагностирования параметров. Необходимость наличия при этом более полной математической модели объекта контроля и более совершенного математического обеспечения решения является одной из причин того, что диагностика таких процессов в штатных режимах часто ограничивается или простым № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ допусковым контролем, или традиционными спектральными оценками на базе классического преобразования Фурье. Тем не менее, несмотря на методические трудности, такого рода задачи в последнее время находятся в центре внимания ряда авторов, исследующих возможности их решения как типовых обратных задач [1,  2] с учетом специфики переходных участков [3,  4]. Решения таких задач актуальны для объектов различного назначения, в т. ч. и при оценке испытаний изделий ракетно-космической техники (РКТ), таких как разгонные блоки (РБ) и спускаемые аппараты (СА). Можно выделить ряд типовых штатных участков для таких изделий, где при всем многообразии и неопределенности 81 Киренков В.В., Микитенко В.Г., Досько С.И. динамических нагрузок воздействия на них носят ударный характер, т. е. близки по своим свойствам к типовой δ-функции произвольной интенсивности. Вследствие этого возбуждаются не вынужденные, зависящие от формы и величины приложенного воздействия, движения, а свободные (собственные) колебания конструкции или системы. Такого типа свободные колебания могут возбуждаться не только в механических системах, но и в более сложных замкнутых системах автоматического регулирования при резких (скачкообразных) изменениях программных параметров, предусмотренных штатной циклограммой. Движения, инициируемые такими изменениями, также можно (конечно, условно) считать свободными колебаниями. Справедливость гипотезы о том, что переходной процесс (в линейной постановке) можно трактовать как свободные колебания, существенно упрощает структуру математической модели таких процессов и делает возможным оценку их параметров даже для систем с ненаблюдаемым входом. Методология решения задач диагностики как обратных задач подразумевает следующие последовательные этапы: • построение рабочей математической модели контролируемого процесса или системы с учетом имеющихся измерений, выбор множества базисных функций; • назначение диагностируемых параметров и характеристик, подлежащих оценке; • разработка алгоритмов идентификации этих характеристик как обратных задач; • апробирование выбранных алгоритмов на фактических опытных данных. В настоящей статье рассматриваются способы реализации такой методологии применительно к участкам свободных колебаний, и приводятся два примера оценки параметров переходных процессов с использованием реальной телеметрической информации (ТМИ), полученной при натурных испытаниях изделий РКТ — один для замкнутой системы автоматического регулирования, второй — для нерегулируемого свободного процесса. 1. математическая модель и оцениваемые (диагностируемые) показатели Выбор рациональной математической модели — одна из основных предпосылок успешного решения любой обратной задачи. Математическая модель большинства реальных систем в низкочастотной 82 области на переходных участках может быть представлена механическим аналогом в виде или сосредоточенных масс, или маятников, соединенных пружинами и снабженных демпферами [4]. Эта модель имеет относительно вектора обобщенных координат q следующую известную форму уравнений: (1) где M, C и H — матрицы коэффициентов инерции (масс), жесткости и демпфирования, t — время. Дальнейшее решение таких задач строится на переходе от обобщенных координат q к совокупности нормальных колебаний yk — так называемых мод, определяемых числом степеней свободы системы s. Справедливость предположения о линейной зависимости сил демпфирования от скоростей изменения k позволяет, используя методы линейной алгебры, преобразовать (1) в систему p «развязанных» дифференциальных уравнений 2-го порядка [5, 6]: mk d2yk dt2 d2yk dt2 где σk = hk + hk + 2σk dyk dt dyk dt + ck yk = 0; (2) + ω0k2 yk = 0; k = 1, 2, ..., p, — приведенный коэффициент 2mk ck 2 — квадрат собствендемпфирования; ω0k = mk ной частоты консервативной системы с одной степенью свободы; mk , hk , ck — элементы матриц M, H, C. При малом демпфировании (σk < ω0k, что имеет место в рассматриваемых ниже практических примерах) решение определяется двумя экспонентами с комплексно-сопряженными показателями z1,2 = –σk ± jω1k, где j = –1 , ω1k = (ω0k2 – σk2) — условная собственная частота системы с диссипацией σk. С учетом формулы Эйлера эти две комплексные моды могут быть преобразованы в одну действительную затухающую по экспоненте гармонику: yk = Ake cos(ω1kt – θk), (3) где амплитуда Ak и фазовый сдвиг θk определяются начальными условиями по yk и k. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 МОДАЛьНАЯ дИАГНОСТИКА пЕрЕХОдНыХ НЕуСТАНОвИвшИХСЯ прОцЕССОв Таким образом, для таких систем принимается, что число комплексных мод р z1,2 = –σk ±  jω1k равно удвоенному числу степеней свободы s (p = 2s). К таким математическим моделям [4] может быть сведено описание поведения не только механических, но и целого ряда других систем (например, систем автоматического регулирования), пример чего приведен в разд. 4. Из соотношения (3) следует, что при анализе таких процессов, в отличие от классических спектральных методов, основанных на преобразовании Фурье, целесообразно принять в качестве аппроксимирующих новый, более совершенный класс базисных функций — модальных, описывающих процесс в терминах собственных частот ω1k и декрементов затухания σk. При линейной постановке эти параметры обладают свойством инвариантности относительно начальных условий, возбуждающих свободные колебания. В то же время они функционально связаны с основными приведенными характеристиками k-й степени свободы — массой m, жесткостью с и коэффициентом демпфирования σ (2). Эти свойства и делают целесообразным следующий выбор основных оцениваемых показателей диагностируемого процесса по его собственным колебаниям: • число действующих мод р (или степеней свободы s); • собственная частота ω1k и декремент затухания σk каждой моды. Выбор таких оцениваемых показателей имеет также и то преимущество, что соответствующая им форма представления (3) удовлетворяет одному из основных общих требований академика А.Н.  Тихонова [1] при решении обратных задач — принадлежности функциональных множеств, в которых ищется решение, к компактным множествам. 2. методы модального анализа Записанному в форме действительных данных соотношению (3) при всей его физической наглядности присущ ряд методических трудностей. Одна из них состоит в том, что при его использовании трудно представить выбранные оцениваемые показатели в виде линейных зависимостей от данных измерений, что необходимо для процедуры последующей «алгебраизации» задачи. Именно поэтому при описании вращательных движений и анализе колебательных процессов рекомендуется решать такого рода № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ задачи в формате не действительных, а комплексных данных [3,  7]. Следуя этой рекомендации, модель каждого контролируемого по ТМИ параметра УП[n], имеющего p комплексных мод, целесообразно представить в следующей форме [3]: ^ [n] = УП p k=1 hkzkn – 1. (4) В этом соотношении 1  ≤  n  ≤  N — количество отсчетов опытной функции УП[n] с временн́м интервалом ΔT. Комплексные параметры hk и zk, из которых первый не зависит от времени, а второй — зависит, выражаются через параметры мод следующим образом: hk = Akexp(jθk); zk = exp[(σk ± jω1k)ΔT]. (5) С учетом соотношения (4) может быть составлена система линейных условных уравнений, структура которых имеет название матрицы Вандермонта: z10 = 1 z20 = 1 z11 z21 ... ... ... ... z1N – 1 z2N – 1 ... zp0 = 1 УП[1] h1 ... z1p УП[2] ... ... . h2 = , ... ... ... ... ... hp УП[N] ... zNp – 1 (6) где Z[N×p]; h[p×1]; УП[N×1] — матрица и векторы соответствующих размерностей, при этом элементы Z[N×p] и h[p×1] представлены в комплексной форме (5). Вектор УП[N×1] представляет фактические, а не модельные (4) данные. Нетрудно видеть, что если вместо комплексных параметров zk и hk прибегнуть к представлению ожидаемого решения в форме действительных данных (3), то сформировать линейные соотношения типа (4,  6) не представится возможным. После того, как выбрана математическая модель изучаемого процесса, решение обратной задачи диагностики может быть сформулировано как экспоненциальная аппроксимация (или по выражению в работе [3], «подгонка») опытной функции УП[n] аналитическими выражениями типа (4,  5). Стандартный путь решения такой задачи — формирование квадратичного функционала невязок ρ между опытными и модельными значениями УП и его последующая минимизация методом наименьших квадратов (МНК): N ρ= n=1 p {УП[n] – hkzkn–1 }2. (7) k=1 83 Киренков В.В., Микитенко В.Г., Досько С.И. При известном значении p и матрицы Z[N×p], содержащей переменные по времени элементы zk, соотношения (6,  7) определяют систему так называемых нормальных уравнений МНК: (Z TZ)h = Z TУП (8) или с учетом комплексного задания элементов матрицы Z [3]: (ZHZ)h = ZHУП, (9) где ZН(P×N) — эрмитово-сопряженная матрица, определяемая параметрами zk; Н — символ эрмитовой сопряженности (в отличие от операции транспонирования). В отличие от принятой классической постановки задачи в форме метода наименьших квадратов (8, 9), где считаются заданными элементы матрицы плана Z и ее размерность N×P, в рассматриваемом случае известна только принятая структура ее элементов (5). Ввиду этого решение уравнения (9) требует как определения элементов матрицы ZН, содержащих выбранные оцениваемые показатели σk и ω1k, так и реального числа мод p. Необходимость решения такой проблемы привела к раз- работке процедуры, получившей название обобщенного метода Прони (по имени французского математика). В основу этого метода положен переход от экспоненциального метода аппроксимации (4,  5) со всеми его трудностями к линейному [3]. Принятая модель экспоненциальных, зависящих от времени параметров zk (1  ≤ k  ≤  p) в виде затухающих по экспоненте гармоник (3), и возможность представления в этом же классе функций и их производных k позволяют выразить решение для zk в виде корней некоторого алгебраического полинома Φ(z), имеющего в дискретном виде форму интеграла свертки: Φ(z) = a[0]zp + a[1]zp–1 + + ... a[p] = p p–m a[m]z m=0 (10) = 0. Коэффициенты a[m] при старшем члене a[0]  =  1 и известном p могут быть определены путем процедуры факторизации исходного множества УП[n] по матричному уравнению предсказания вперед УП/kerf[n – m], где f[n – m] = p a[m]УП[n – m] [3]: m=0 УП[p] УП[p – 1] УП[p + 1] УП[p] ... ... ... ... УП[2p – 1] УП[2p – 2] ... ... ... ... ... Матричное уравнение (11) при минимально необходимом числе отсчетов N  =  2p позволяет, таким образом, определить требуемый набор коэффициентов линейной аппроксимации a[m]. В переопределенном случае, когда N ≥ 2p, для решения этого уравнения требуется применение стандартной процедуры МНК, что дает следующие выражения для значений коэффициентов полинома a = (а[1], а[2], …, а[p])T: a = (АTA)–1ATУП, (12) где А(2N  – 1 – Р×Р) — переходная, теперь переопределенная матрица, форма которой в линейной алгебре называется Тёплицева матрица : УП[p] УП[p – 1] УП[p + 1] УП[p] A= ... ... ... ... УП[2N – 1] УП[2N – 2] 84 ... УП[1] ... УП[2] .(13) ... ... ... ... ... УП[2N – p] УП[p + 1] УП[1] a[1] УП[p + 2] УП[2] × a[2] = – . ... ... ... ... ... a[p] УП[2p] УП[p] (11) Характерной особенностью таких матриц является идентичность ее элементов по любой диагонали. Подлежащий определению вектор коэффициентов a = (а[1], а[2], …,  а[p])T в переопределенном случае носит название подвижного окна [3]. В качестве примера рассмотрим, как будет выглядеть уравнение этой процедуры для системы с двумя степенями свободы (p  =  4) после перехода к методу наименьших квадратов (12). Этот пример (14) выбран потому, что, как известно [8, 12], максимальная степень полинома, допускающего аналитическое решение, равна 4. При p > 4 (число степеней свободы больше двух) приходится прибегать к численным методам решения, с чем, в частности, пришлось столкнуться и при решении рассмотренного ниже второго примера. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 МОДАЛьНАЯ дИАГНОСТИКА пЕрЕХОдНыХ НЕуСТАНОвИвшИХСЯ прОцЕССОв N–1 4 4 N–1 УП[i– 1]УП[i ] 4 N–1 УП[i]УП[i – 1] 4 4 N–1 УП[i – 3]УП[i] N–1 УП[i]УП[i – 2] 4 УП[i]УП[i – 3] N–1 N–1 N–1 4 4 4 УП2[i – 1] УП[i– 3]УП[i – 1] 4 × УП[i– 2]УП[i – 3] 4 N–1 4 N–1 УП[i– 1]УП[i – 3] N–1 УП2 [i – 2] УП[i– 2]УП[i – 1] 4 УП[i– 1]УП[i – 2] N–1 N–1 УП[i – 2]УП[i] 4 N–1 N–1 УП2[i] 4 N–1 УП[i– 3]УП[i – 2] 4 УП2[i – 3] (14) N–1 a[1] a[2] × a[3] a[4] УП[i]УП[i + 1] 4 N–1 =– УП[i– 1]УП[i + 1 ] 4 . N–1 УП[i – 2]УП[i + 1] 4 N–1 4 УП[i – 3]УП[i + 1] Теперь, когда определены коэффициенты линейной аппроксимации a[1], …, a[p], может быть осуществлено решение алгебраического уравнения свертки (10) — определение корней этого уравнения zk. Эта процедура исходит из возможности представления этого уравнения в виде произведения элементарных множителей, каждый из которых соответствует характеристическому уравнению k-ой моды: p Φ(z) = (z – z1)(z – z2) ...(z – zp) = Π(z – zk). (15) или следующими выражениями для вещественной и мнимой частей корня zk [3]: Re zk = – 4 p/2 Φ(z) = Π(z2 + a1kz + a2k) = 0. k=1 (16) Его можно трактовать теперь как написанное не для p мод, а для p/2 числа степеней свободы. Используя стандартные процедуры Z-преобразования [9–11] для затухающих гармонических функций yk  =  e sin(ω1kt); cos(ω1kt), выбранные выше основyk  =  e ные показатели — декремент затухания σk и частота ωk — могут быть следующим образом выражены через коэффициенты a1k и a2k характеристического уравнения (16): a1k = –2dkcosωkΔT; a2k = dk2; dk = e–σkΔT (17) № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ ωk = arctg ; – a2k ; ln | zk| k=1 Поскольку у многочлена Φ(z) все коэффициенты вещественны, он может иметь только четное число мнимых корней. При этом каждому корню (x0 + iy0) обязательно соответствует ему сопряженный (x0 – iy0). Благодаря этому в разложении (15) два множителя с мнимыми коэффициентами можно заменить одним с вещественными коэффициентами, но со второй степенью переменного z. Это соответствует аналогичным преобразованиям двух комплексно-сопряженных мод (3), сделанным в разд. 1. Таким образом, учитывая, что р — четно, соотношение (15) может быть представлено как 2 2 1k Im zk = σk = a1k ∆T Im zk Re Zk (18) ; 1 . ∆T После определения комплексных параметров zk(1  ≤  k  ≤  p) решение уравнения (8) для констант hk = Akexp( jθk) также должно производиться в комплексной области. Аналогично (11) будем иметь: (ZHZ)h = ZHУП. (19) Начальная амплитуда колебаний k-ой моды Ak и соответствующий фазовый сдвиг θk определятся теперь следующим образом [5]: Ak = |hk|; θk = arctg Im (hk) Re (hk) . (20) Таким образом, процедуру Прони можно представить состоящей из следующих последовательных этапов: 1. При выбранном значении р, определяющем размерность подвижного окна, составляется условное матричное уравнение (11) с возможно большей избыточностью матрицы А (m = 2N  –  1  >> р), что, как следует из элементарной теории МНК, способствует повышению точности оценок (уменьшению их дисперсии). 85 Киренков В.В., Микитенко В.Г., Досько С.И. 2. Переходом к нормальным уравнениям по соотношениям (12,  13) определяется вектор коэффициентов линейной аппроксимации a = (а[1], а[2], …, а[p])T. 3. Определяются комплексные корни zk и соответствующие им параметры k-ой моды — декремент затухания σk и частота ωk (17, 18). 4. Используя, как и выше, МНК, но теперь уже в комплексной эрмитово-сопряженной форме, решается уравнение (9) относительно не зависящих от времени констант hk, и определяются по соотношениям (19, 20) начальная амплитуда колебаний k-й моды Ak и фазовый сдвиг θk . Необходимые для вычислений по п. 1–4 подпрограммы TOEPLITZ, CPOLY, COVAR и EXPARAMS на языке ФОРТРАН приведены в работе [3]. Однако уже на первом и втором этапах этих процедур может возникнуть одна из серьезных проблем линейной алгебры — проблема обусловленности. Как указывает ряд авторов [9,  12], «есть серьезные фундаментальные доводы против использования таких нормальных уравнений МНК» без оценки реальной обусловленности матрицы cond(A). Практические методы решения этой проблемы рассматриваются ниже. 3. Оценка числа степеней свободы (реально действующих мод) Обычно числа степеней свободы определяются из физических соображений. Так, при свободном неуправляемом движении твердого тела число вращательных степеней свободы s принимается равным трем [14], а соответствующее число комплексных мод равным p = 2·3  =  6. При управляемом вращательном движении изделий типа ракетных блоков (пример, рассмотренный в разд.  4) число степеней свободы по каждому каналу стабилизации может быть принято равным двум — одна стабилизируемая и одна управляющая координаты. Однако, как подчеркнуто выше, целесообразно иметь математический аппарат, позволяющий подтвердить соответствие выбранного и фактически реализованного числа мод (степеней свободы). Прямой путь оценки обусловленности матрицы А и соответствующей квадратной матрицы МНК АTA (12) путем вычисления определителей «может оказаться непростым делом» [9] ввиду значительных вычислительных трудностей. Поэтому для задач, где требуется не фактическое значение определителя, а лишь указание на его близость к нулевому значению, целесообразно использовать 86 другие подходы. Из существующих, обычно рекомендуемых методов решения такого рода задач остановимся на двух — методе сингулярного разложения переходной матрицы (SVD) и методе невязок. Оба этих метода, рекомендованные, например, в работе [3], основаны на аналогичном принципе — на регистрации резкого изменения каких-либо показателей, функционально связанных с ее обусловленностью cond(A). Дадим краткое изложение этих методов. Методология SVD заключается в представлении исходной переходной матрицы A(m×n) в виде произведения трех матриц A = USVT, где U — ортогональная матрица размера m×m, V — ортогональная матрица размера n×n, а S — матрица исходного размера m×n, имеющая специфическую диагональную форму. На главной диагонали этой матрицы находятся числа, имеющие только неотрицательные значения (σi ≥ 0) и расположенные в невозрастающем порядке до номера r (σ1 > σ2 >.….. σr, r ≤ n и σr+1... σn = 0). Числа σi и есть сингулярные, а их количество, имеющее ненулевые значения, равно рангу r матрицы А. Матрица S(m×n) сингулярного разложения матрицы (11), если она неполного ранга r, может быть представлена в следующем клеточном виде: S= D 0 , 0 0 (21) где D = diag(σ1, σ2,…, σr, r ≤ n) — диагональная r×r матрица. Использование метода сингулярного разложения может быть основано на следующей особенности условного уравнения (11). Если фактическое число реально действующих мод и выбранная размерность подвижного окна составляет p, то ее увеличение до p+1 приводит к «вырожденности» (неполному рангу) матрицы А, так как введенный в нее при этом дополнительный вектор — столбец (УП[p + 1], УП[p + 2], …, УП[2N])T — оказывается, как это следует из того же (10), линейно зависимым от остальных столбцов матрицы. Появление при такой многошаговой процедуре малых сингулярных чисел σi и резкого увеличения («скачка») числа обусловленности матрицы А — cond(A) = σmax /σmin [12] позволяет сделать вывод о переходе матрицы А в состояние, близкое к неполному рангу. Другими словами, ищется момент перехода D матрицы S из состояния S = в состояние, 0 близкое к (21). КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 МОДАЛьНАЯ дИАГНОСТИКА пЕрЕХОдНыХ НЕуСТАНОвИвшИХСЯ прОцЕССОв Программы сингулярного разложения (SVD) есть в ряде современных специализированных программных продуктов, ориентированных на решение математических задач (например, MathCAD). На их выходе и формируются три матрицы: S, U, V. Второй из упомянутых методов определения реального ранга переходной матрицы — метод невязок, рекомендованный в работах [3, 8], близок по смыслу к первому. Он, как и первый, основан на последовательном увеличении размерности подвижного окна коэффициентов линейной аппроксимации a = (а[1], а[2],…, а[p])T, вычислении соответствующих значений ^ [i] и их невязок е  =  УП[i] – УП ^ [i] УП и регистрации резкого уменьшения нормы этих невязок. Выбрав в качестве нормы квадратичную ошибку Е, будем иметь в соответствии с методологией МНК следующее выражение для || е || [3]: E = eTe = УПTУП – ^  = УПTУП–УПTZh. – УПTУП (22) органов стабилизации Cϑδ(1/c2). Основные параметры внутреннего контура рулевого механизма (РМ): скоростная характеристика РМ KРМ(град/с/мА); коэффициент усиления РМ по обратной связи КОС(мА/град); динамическое запаздывание контура РМ ТОС(с); зона нечувствительности РМ — нелинейный элемент, мА. Рис. 1. Блок-схема системы угловой стабилизации разгонного блока Примеры переходных процессов в такой системе — ТМИ по углам поворота РМ с потенциометров обратной связи в плоскости тангажа (параметры ПОСТ) для двух РБ ДМ-SL — № 7 и 8 — приведены на рис. 2. Как нетрудно убедиться, соотношение (22) дает в результате скаляр, характеризующий обобщенную квадратичную ошибку аппроксимации при выбранном р. 4. Оценка параметров типовых переходных процессов по данным тмИ разгонных блоков Дм-SL и спускаемого аппарата изделия 11ф732 В данном разделе приведены примеры оценки характеристик переходных неустановившихся процессов по материалам летных испытаний РБ ДМ-SL и спуска СА изделия 11Ф732. Принято, что эти процессы можно трактовать как свободные колебания в условиях реальной штатной эксплуатации. В первом примере число степеней свободы, равное двум, принималось, исходя из приведенной на рис. 1 блок-схемы системы угловой стабилизации одного из российских разгонных блоков. Эта типовая классическая блок-схема угловой стабилизации ракет-носителей, приведенная, например, в работе [13], по структуре имеет два функционально связанных контура. Внешний, включающий объект стабилизации, имеет следующие основные параметры: коэффициент усиления автомата стабилизации (АС) по углу отклонения РБ a0(град/град); приведенное опережение АС с учетом динамического запаздывания τоп.п = τоп – τзап (с); эффективность управляющих № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ а) б) Рис. 2. Переходные процессы в системе стабилизации разгонного блока: а — для ДМ-SL № 7; б — для ДМ-SL № 8 Примечание. ПОСТ — потенциометр обратной связи по тангажу. Эти процессы вызваны отработкой бортовой программы терминального наведения, которая через ~8 с после запуска маршевого двигателя формирует новые программные значения угла v и угловой скорости v по каналу тангажа. Ввиду практически скачкообразного характера таких изменений реакцию на них системы угловой стабилизации можно трактовать как близкую к свободным колебаниям. 87 Киренков В.В., Микитенко В.Г., Досько С.И. На рис. 2 были даны примеры переходных процессов на активных участках ракетного блока ДМ-SL. Аналогичного рода неустановившиеся процессы можно привести и на штатных режимах другого изделия ракетно-космической техники — СА изделия 11Ф732. На рис. 3 приведены примеры переходных процессов по угловым скоростям (по каналам тангажа — УСТ1 и рыскания — УСР1) на участке спуска одного из СА (№ 225). Это участок перецепки основной парашютной системы на симметричную подвеску. ным трем [14]. Для подтверждения это число было оценено и по рекомендованной выше опытной зависимости (22) изменения нормы невязок || ρр+1 – ρр || и их градиента от p. Данные по этой зависимости, приведенные в относительных величинах (%) от дисперсии исходного процесса, даны на рис. 4. Рис. 4. Зависимость нормы невязок ρ от числа степеней свободы р а) б) Рис. 3. Угловые скорости спускаемого аппарата при перецепке основной парашютной системы: а — по каналам тангажа; б — по каналам рыскания Примечание. УСТ1, УСР1 — угловые скорости тангажа и рыскания, соответственно. На этом участке число степеней свободы, принятых из физических соображений, как указывалось выше, может быть принято рав88 Они свидетельствуют о резком изменении градиента нормы невязок примерно в районе числа р, равного 3–4, что соответствует их ожидаемому, принятому выше (из физических соображений), значению. В отличие от второго примера, в первом (см. рис. 1, 2) такого соответствия между ожидаемым и фактически реализованным числом мод не установлено. Матрица переходных процессов (14), сформированная для таких систем с ожидаемым числом степеней свободы s = 2 (p = 4), оказывается близкой к вырожденной. Это говорит о том, что здесь как раз имеет место случай, рассмотренный выше в разделе 3. Из-за близости к нулю начальных условий по второй моде (контур РМ) и наличия нелинейного элемента, из ожидаемых двух практически реализовались только параметры первой основной моды (объект стабилизации). Они примерно составляют: σ1 ≈ –(0,15 ÷ 0,20) с; ω1 ≈ 0,19 ÷ 0,20 Гц. Полученные значения ω и σ находятся в соответствии с расчетным характеристическим уравнением этой основной моды: a0 a0 Z2 + τоп.пCθδZ + C = 0. КОС КОС θδ Для малого контура РМ это уравнение (без учета нелинейного элемента) имеет вид: Z2 + 1 ТОС Z+ КРМКОС ТОС = 0. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 МОДАЛьНАЯ дИАГНОСТИКА пЕрЕХОдНыХ НЕуСТАНОвИвшИХСЯ прОцЕССОв Модальная диагностика переходных процессов при перецепке основной парашютной системы (рис. 3) при принятом (равном трем) числе доминирующих степеней свободы (p = 6) дает следующие оценки их характеристик: σ1 ≈ –(0,06÷0,09)1/с; ω1 ≈ 0,7 ÷0,72 Гц; σ2 ≈ –(0,30÷0,35)1/с; ω2 ≈1,18÷1,20 Гц; σ3 ≈ –(1,45÷1,55)1/с; ω3 ≈1,40÷1,50 Гц. О достоверности приведенных характеристик может говорить близость оценок реального числа степеней свободы, равного трем, полученных как из физических предпосылок, так и методом сопоставления норм невязок (22). заключение Статья посвящена методам решения одной из актуальных задач, возникающих при диагностике состояния динамических систем — оценке характеристик переходных неустановившихся процессов в реальных режимах эксплуатации. Показано, что в случаях, когда представляется возможным трактовать информацию по этим режимам как свободные колебания, возможно и целесообразно ее использовать для идентификации этих характеристик. Предлагаемые методы решений таких задач основаны на современных информационных подходах — модальной диагностике и, при необходимости, сингулярном разложении матриц переходных процессов. Дан анализ принципиальных особенностей этих подходов как с методической, так и с вычислительной точек зрения. Приведены практические примеры оценки такого рода переходных процессов при выведении разгонных блоков ДМ-SL и посадке спускаемого аппарата 11Ф732. Полученные результаты свидетельствуют о принципиальной возможности использования на практике рассмотренной в статье методологии. В то же время авторы обращают внимание на то, что некоторые методические вопросы могут потребовать дополнительной проработки. Это необходимость доработки классической вычислительной схемы МНК в связи с мультипликативным характером влияния ошибок измерений, более обоснованный выбор частоты опроса опытных данных, отсутствие свойства ортогональности базовых функций и т. д. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ Расчеты производились с использованием программного математического обеспечения, разработанного и внедренного в практические работы по модальной диагностике аспирантом МГТУ «СТАНКИН» Е.В. Югановым. Список литературы 1. Тихонов А.Н., Арсенин В.Я. Методы решения некорректных задач. М.: Наука, 1986. 286 с. 2. Кабанихин С.И. Обратные и некорректные задачи. Новосибирск: Сибирское научное издательство, 2009. 457 с. 3. Марпл С.Л. Цифровой спектральный анализ и его приложения. М.: Мир, 1990. 584 с. 4. Балакшин О.Б., Кухаренко Ю.Г. Модальная вибродиагностика систем // Проблемы машиностроения и надежности машин. 1996. № 5. С. 116–122. 5. Неразрушающие испытания. Справочник в 2 т. М.–Л.: Энергия, 1965. 6. Вибрации в технике. Справочник в 6 т. М.: Машиностроение, 1978–1981. Т. 1. 504 с. Т. 5. 500 с. 7. Стрелков С.П. Введение в теорию колебаний. М.: Наука, 1964. 440 с. 8. Киренков В.В., Досько С.И. Типовые обратные задачи и методы их решения при оценке результатов испытаний изделий РКТ // Ракетно-космическая техника. Труды. Сер. XII. Вып. 3. Королёв: РКК «Энергия», 2014. 100 с. 9. Фаддеев Д.К. Лекции по алгебре. М.: Наука, 1984. 416 с. 10. Меньшиков В.А., Гришин В.Н., Киренков В.В., Коврижкин В.Д. Определение и идентификация импеданса электрохимических систем. М.: Изд-во НИИ КС, 2008. 248 с. 11. Хитрик М.С., Федоров С.М. Динамика систем управления ракет с бортовыми цифровыми вычислительными машинами. М.: Машиностроение, 1972. 231 с. 12. Форсайт Д., Малькольм М., Моулер К. Машинные методы математических вычислений. М.: Мир, 1980. 280 с. 13. Колесников К.С. Динамика ракет. М.: Машиностроение, 1980. 376 с. 14. Ландау Л.Д., Лифшиц Е.М. Теоретическая физика. Т. 1. Механика. М.: Наука, 1988. 215 с. Статья поступила в редакцию 18.02.2016 г. 89 Киренков В.В., Микитенко В.Г., Досько С.И. reference 1. Tikhonov A.N., Arsenin V.Ya. Metody resheniya nekorrektnykh zadach [Methods for solving ill-posed problems]. Moscow, Nauka publ., 1986. 286 p. 2. Kabanikhin S.I. Obratnye i nekorrektnye zadachi [Inverse and ill-posed problems]. Novosibirsk, Sibirskoe nauchnoe izdatel’stvo publ., 2009. 457 p. 3. Marpl S.L. Tsifrovoi spektral’nyi analiz i ego prilozheniya [Digital spectral analysis and its applications]. Moscow, Mir publ., 1990. 584 p. 4. Balakshin O.B., Kukharenko Yu.G. Modal’naya vibrodiagnostika sistem [Modal vibration diagnostics of systems]. Problemy mashinostroeniya i nadezhnosti mashin, 1996, № 5, pp. 116–121. 5. Nerazrushayushchie ispytaniya. Spravochnik in 2 vol. [Non-destructive testing. Handbook of 2 vol.]. Moscow–Leningrag, Energiya publ., 1965. 6. Vibratsii v tekhnike. Spravochnik in 6 vol. [Vibrations in machinery. Handbook of 6 vol.]. Moscow, Mashinostroenie publ., 1978–1981. Vol. 1, 504 p. Vol. 5, 500 p. 7. Strelkov S.P. Vvedenie v teoriyu kolebanii [Introduction to the theory of vibrations]. Moscow, Nauka publ., 1964. 440 p. 8. Kirenkov V.V., Dos’ko S.I. Tipovye obratnye zadachi i metody ikh resheniya pri otsenke rezul’tatov ispytanii izdelii RKT [Typical inverse problems and their solution methods during the evaluation of the test results of RST products]. Raketno-kosmicheskaya tekhnika. Trudy. Ser. XII. Korolev: RKK «Energiya» publ., 2014, issue 3, 100 p. 9. Faddeev D.K. Lektsii po algebra [Lectures on algebra]. Moscow, Nauka publ., 1984. 416 p. 10. Men’shikov V.A., Grishin V.N., Kirenkov V.V., Kovrizhkin V.D. Opredelenie i identifikatsiya impedansa elektrokhimicheskikh system [Definition and identification of electrochemical system impedance]. Moscow, NII KS publ., 2008. 248 p. 11. Khitrik M.S., Fedorov S.M. Dinamika sistem upravleniya raket s bortovymi tsifrovymi vychislitel’nymi mashinami [Dynamics of missile control systems with onboard digital computers]. Moscow, Mashinostroenie publ., 1972. 231 p. 12. Forsait D., Mal’kol’m M., Mouler K. Mashinnye metody matematicheskikh vychislenii [Machine methods for mathematical calculations]. Moscow, Mir publ., 1980. 280 p. 13. Kolesnikov K.S. Dinamika raket [Dynamics of missiles]. Moscow, Mashinostroenie publ., 1980. 376 p. 14. Landau L.D., Lifshits E.M. Teoreticheskaya izika. Vol. 1. Mekhanika [Theoretical physics. Vol. 1. Mechanics]. Moscow, Nauka publ., 1988. 215 p. 90 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 ОСНОВНЫЕ прИНцИпы пОСТрОЕНИЯ АвТОМАТИзИрОвАННОй СИСТЕМы УДК 004.9:629.78-047.74 ОСНОвНыЕ пРИНцИпы пОСтРОЕНИя АвтОмАтИзИРОвАННОй СИСтЕмы плАНИРОвАНИя пОлЕтА РОССИйСкОгО СЕгмЕНтА мкС © 2016 г. беляев А.м. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru Планирование полета является одним из ключевых компонентов процесса управления полетами орбитальных комплексов, в частности, Международной космической станции (МКС). Эффективность выполнения программы полета, а также степень достижения целей и реализации задач во многом зависит от качества создаваемых планов. В связи с дооснащением Российского сегмента МКС новыми модулями, а также увеличением количества членов экипажей экспедиций до шести человек, появилась необходимость анализа готовности средств автоматизации к предстоящим изменениям. Во время работы по теме была проведена экспертная оценка существующей автоматизированной системы. Кроме того, были проанализированы процессы планирования полетных операций на борту Российского сегмента МКС на исполнительном уровне. В результате выявлена необходимость разработки принципиально новых автоматизированных средств обеспечения планирования операций на борту космических комплексов с учетом текущих объемов обрабатываемой информации в процессе планирования, а также — современных средств и подходов к реализации задач автоматизации процессов. Новая система обеспечивает непрерывный цикл планирования на исполнительном уровне. Она построена, с одной стороны, по принципу модульности, с другой — на основе единой структуры данных, что позволяет наращивать мощности системы и при этом вести обмен информацией со смежными подразделениями и международными партнерами по эксплуатации МКС. Ключевые слова: управление полетом, орбитальные комплексы, автоматизированная обработка информации, планирование полетных операций, автоматизированные системы. baSiC priNCiplES OF aN auTOmaTEd miSSiON plaNNiNg SySTEm arChiTECTurE FOr ThE ruSSiaN SEgmENT OF ThE iSS belyaev a.m. S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4А Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru Mission planning is one of the key components of the mission control process for orbital complexes, in particular for the International Space Station (ISS). The efficiency of mission program fulfillment, as well as the degree to which the objectives are attained and tasks implemented depends, to a large degree, on the quality of the plans that are being drawn up. In view of adding new modules to the ISS Russian Segment and increasing the number of expedition crew up to six, the need arose to analyze the readiness of the automatic tools for upcoming changes. During the work on the project, experts conducted an assessment of the existing automated system. In addition to this, flight operations planning processes onboard the ISS Russian Segment were analyzed at the execution level. As a result a need was identified to develop radically new automatic tools to support the planning of operations onboard space complexes taking into account the current amounts of information that needs to be processes in the course of planning, as well as current tools and approaches to the implementation of process automation tasks. The new system enables continuous planning № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 91 Беляев А.М. cycle at the execution level. It embodies, on one hand, the modular principle, and, on the other hand, the single data structure, which makes it possible to expand the system capacity while exchanging data with neighboring business units and international partners in the ISS operation. Key words: mission control, orbital complexes, automated data processing, flight operations planning, automated systems. БЕЛЯЕВ Андрей Михайлович — заместитель начальника отдела РКК «Энергия», e-mail: andrey.belyaev@rsсe.ru BELYAEV Alexander Mikhaylovich — Deputy Head of Department at RSC «Energia», e-mail: andrey.belyaev@rsсe.ru бЕляЕв А.м. Эффективность осуществления пилотируемых космических полетов в значительной мере зависит от качества планирования полета, организации действий экипажа Международной космической станции (МКС) и работы группы управления по реализации планов [1]. Совершенствование механизмов, технических и программных средств планирования операций на борту МКС является, в связи с этим, одной из наиболее ответственных, важных и сложных организационно-технических задач сопровождения длительных пилотируемых полетов. Автоматизированная система планирования Российского сегмента (АСП РС) МКС предназначена для разработки планов полета (ПП) исполнительного уровня, интеграции планов с международными партнерами, проведения анализа выполнения программы полета и выпуска отчетных документов, обмена данными с подразделениями Главной оперативной группы управления (ГОГУ) и РКК «Энергия». Основными функциональными задачами АСП РС МКС являются обеспечение разработки и представления в согласованных форматах всех видов ПП (номинального ПП на экспедицию, еженедельного ПП, детального ПП на сутки), формирование отчетов о фактическом выполнении программы и обеспечение информационного обмена с пользователями, которые участвуют в формировании и реализации интегрированного с международными партнерами ПП. Имевшийся в РКК «Энергия» опыт разработки долгосрочных, краткосрочных и детальных ПП РС МКС, а также существующие технологии и инструментальные 92 средства в целом обеспечивали успешное планирование полета. В то же время существовавшие программные средства планирования имели значительные ограничения. Формирование номинального ПП, общего плана сопровождения и детального ПП требовало больших временн́х затрат планировщиков в связи с недостаточным уровнем автоматизации часто используемых типовых процедур планирования. Также недостаточная автоматизация процесса планирования являлась причиной более напряженной работы специалистов по планированию в случае возникновения нештатных ситуаций, когда в сжатые сроки необходимо изменять сформированные ранее планы для обеспечения успешной реализации программы полета. Существовавшая система планирования имела ряд значительных недостатков: • наличие двух относительно автономных систем долгосрочного (и краткосрочного) и детального планирования «разрывало» единый процесс непрерывного планирования на две части, что приводило к необходимости выполнения дополнительных перезагрузок и вывода дополнительных форматов в целях проверки соответствия используемых данных; • недостаточное использование возможностей средств информатизации и автоматизации планирования; • отсутствие комплексной проверки обеспечения правил и ограничений выполнения полетных операций, совместимости операций при формировании планов полета и информирования планировщика о результатах; КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 ОСНОВНЫЕ прИНцИпы пОСТрОЕНИЯ АвТОМАТИзИрОвАННОй СИСТЕМы • недостаточно удобный интерфейс пользователя и слабое использование форматов, которые давали бы комплексное представление об используемых входных данных и о планируемой ситуации; • нерациональные подходы к реализации информационного обмена при интеграции с международными партнерами; • отсутствие программных средств для проведения анализа выполнения запланированной программы полета; • недостаточное использование современных средств информационного обмена с проектной группой и со специалистами Главной оперативной группы управления, которые участвуют в процессе формирования планов. Исходя из этого, международные участники управления МКС приняли решение о совершенствовании собственных систем планирования, что, соответственно, повлекло за собой поиск новых форм обмена информацией при интеграции ПП. Разработка АСП РС МКС, интегрированной в инфраструктуру сети ГОГУ, обусловлена необходимостью устранить указанные выше недостатки, обеспечить эффективное планирование в условиях увеличения объема планирования (включения в состав МКС новых модулей, увеличения численности экипажей основных экспедиций и объема планируемых полетных операций), перехода международных партнеров на новую систему планирования, а также необходимостью повышения информационной безопасности, эффективности, надежности и удобства работы специалистов по планированию работ на Российском сегменте МКС. Исходными данными для создания ПП являются: • планы более высокого уровня; • паспорта полетных операций; • заявки на планирование полетных операций; • сведения о правилах и ограничениях планирования. Задача создания ПП заключается в распределении во времени полетных операций, что позволяет определить для каждого члена экипажа, каждого типа оборудования и других ресурсов промежутки времени, в которых они выполняют определенную функцию. На такое размещение во времени налагается множество условий и ограничений. Цель планирования — прежде всего обеспечение выполнимости программы полета и такого соотношения ресурсов, которое определит эффективное ее выпол№ 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ нение. Задача является многовариантной и выполняется в несколько этапов с участием в принятии решений оператора-планировщика, поскольку полная автоматизация ее невозможна. Близкими по постановке к рассматриваемой задаче являются используемые в различных сферах техники и производства такие задачи, как: • дискретная оптимизация; • планирование при управлении объектами; • календарное планирование в условиях ограниченности ресурсов; • составление расписания и т. п. Наиболее приемлемыми по подходу и функционалу являются технологические MES-системы. Однако их применение в полном объеме затрудняется специфическими особенностями процесса планирования полета, высокой размерностью задачи и сложностью формализации ряда факторов, влияющих на качество плана. Наиболее существенные особенности многоэтапной процедуры планирования полета РС МКС состоят в следующем: • как и во всех известных приложениях для каждой планируемой полетной операции, заранее определены условия и правила ее возможного размещения в плане. Однако, эти условия постоянно уточняются в зависимости от множества факторов, связанных с текущей ситуацией (уточнение баллистических данных и положения корабля на орбите, время суток, степень плотности сообщений, передаваемых в пределах видимости наземных измерительных пунктов (НИП) и др.); • большую часть планируемых полетных операций выполняют люди — члены экипажа, и требуется учитывать их индивидуальные особенности, уровень квалификации, изменение состояния в течение рабочего дня; • необходимость учета опыта и уровня квалификации специалистов, осуществляющих планирование и принимающих решение о целесообразности в процессе планирования ослабления отдельных ограничений для улучшения качества плана с учетом конкретной ситуации; • высокая динамика изменения состава и условий выполнения планируемых полетных операций: постоянно совершенствуются бортовые системы космических объектов; изменяются приоритетность операций, содержание и порядок выполнения космических экспериментов и других планируемых работ. 93 Беляев А.М. процесс планирования исполнительного уровня Процесс планирования исполнительного уровня делится на: • долгосрочное; • краткосрочное; • детальное; • перепланирование в реальном времени [2]. Продуктом долгосрочного планирования является номинальный план полета (НПП) на период длительности основной экспедиции МКС, который представляет собой перечень всех полетных операций с учетом приоритетов, совместимости, требуемых и располагаемых ресурсов. Основными исходными данными для НПП являются: тактический ПП, проектные расчеты траектории полета, план материально-технического обслуживания МКС, требования к медицинскому обеспечению экипажа, программа научных экспериментов, правила и ограничения планирования полетных операций. Продуктом краткосрочного планирования является общий план сопровождения (ОПС) — полный перечень полетных операций, подлежащих выполнению за планируемый период времени с указанием требуемых ресурсов, условий их выполнения и процедур, по которым они выполняются. Исходными данными для разработки ОПС являются: НПП, баллистическая информация, заявки специалистов группы управления, пожелания экипажа, возможности наземного контура управления (НКУ). Детальное планирование — это привязка полетных операций и полетных процедур к определенному моменту времени. Продуктом планирования является детальный план полета (ДПП). Интервал детального планирования выбран равным одним суткам. Перепланирование в реальном времени осуществляется на основе ДПП и существующей на определенный момент времени конкретной оперативной ситуации. Основанием для проведения работ по перепланированию является заявка специалистов группы управления, утвержденная Руководителем полета РС МКС. На каждом из этапов планирования исполнительного уровня осуществляется взаимодействие и согласование планов с международными партнерами – участниками управления МКС [3]. Это взаимодействие обусловливает необходимость работы в единых стандартах данных по планированию, с одной стороны, и использования совместимого 94 программного обеспечения для обмена информацией, с другой. Помимо непосредственного планирования работ на борту РС МКС требуется проведение анализа выполнения запланированной программы полета. Эта работа заключается в последовательном сравнении тактического плана с НПП, НПП с ОПС, ОПС с ДПП, а ДПП — с фактической реализацией работ на борту. По результатам этих работ производится корректировка соответствующих правил и ограничений планирования на различных уровнях. Схема процесса планирования на исполнительном уровне отображена на рис. 1. Рис. 1. Процесс планирования на исполнительном уровне Примечание. Номинальный план полета (НПП): охватываемый интервал — экспедиция; срок выпуска — месяц до реализации. Общий план сопровождения (ОПС): охватываемый интервал — неделя; срок выпуска — неделя до реализации. План полета / Детальный план полета (ПП/ДПП): охватываемый интервал — сутки; срок выпуска — 5 дней / 4 дня до реализации. Форма 24 — план, используемый экипажами на борту МКС. Одной из предпосылок создания новой автоматизированной системы планирования РС МКС стало существенное увеличение количества полетных операций по сравнению с предыдущими этапами эксплуатации МКС, расширение ее конфигурации, повышение интенсивности полетов и увеличение численности экипажей. При составлении и корректировке ПП специалистам группы планирования приходится оперировать большим количеством информации, учитывать множество различных требований и ограничений. В этих условиях решить проблему составления эффективных, гибких планов и, что не менее важно, проблему оперативной корректировки этих планов в процессе полета КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 ОСНОВНЫЕ прИНцИпы пОСТрОЕНИЯ АвТОМАТИзИрОвАННОй СИСТЕМы МКС возможно лишь путем передачи большого числа функций (в частности, множества рутинных операций) от операторов средствам АСП. Изложенные выше основные принципы построения российской системы планирования полета явились основой для проектирования новой модернизированной АСП Российского сегмента МКС. построение автоматизированной системы планирования РС мкС В новой системе планирования было необходимо исключить недостатки, присущие существующим системам, сохраняя принятые ранее удачные технические решения, имеющиеся функциональные возможности и принятые в практике планирования типовые технологические процедуры. АСП РС МКС строилась как развивающаяся, гибкая модульная структура, которая базируется на использовании современной сервисно-ориентированной архитектуры. В таком случае все ее программные модули имеют унифицированный интерфейс, и изменение состава модулей и информационных связей между ними не приводит к необходимости переработки ранее созданной системы. Таким образом, обеспечивается возможность последующего непрерывного развития системы и наращивания ее функций. Из рис. 2 видно, что все модули АСП взаимосвязаны и составляют единую систему планирования, которая имеет возможность оперировать всеми потоками информации. Рис. 2. Общая структура программных средств автоматизированной системы планирования № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 95 Беляев А.М. Это позволяет создавать комплексную модель ПП с информационным отражением связей между входящими в нее объектами. Подсистема исполнительного планирования предусматривает формирование применяемых в настоящее время типовых видов плана (НПП, ОПС, ПП, ДПП). Наряду с указанными видами планов внедрены также: • интегральный план полета (ИПП); • заявочные планы, которые формируются специалистами групп ГОГУ на любой интервал времени в начальной или любой промежуточной стадии планирования в формате, соответствующем ИПП или НПП; содержат предложения о включении на определенные сутки соответствующих полетных операций с указанием их допустимого временн́го смещения по числу суток вправо и влево; • резервные планы — прогнозные варианты реализации программы, создаваемые заранее для случаев, когда по определенным причинам выполнение основного плана станет невозможным; • текущие (рабочие или авторские) планы работников групп планирования, которые представляют собой предварительные или подготовленные ими окончательные версии (может быть несколько вариантов версий) типовых видов плана или их фрагментов (например, планов выполнения научных экспериментов, планов на некоторый подинтервал и др.); • архивные планы типовых процедур и этапов полета, которые могут использоваться как прототипы (заготовки); такие прототипы может создавать для себя любой планировщик. Интегральный план полета РС мкС Интегральный ПП вводится как базовый (центральный) план, который используется при создании альтернативных планов, рабочих версий и типовых различных видов планов (НПП, ОПС, ПП и ДПП). ИПП имеет следующие особенности: • создается на период всей программы (т. е. он совпадает с периодом НПП); • является максимально полным (т. е. накапливаемая в нем информация должна быть достаточной для формирования любого вида плана); • после утверждения и сдачи в архив НПП он является единственной актуальной версией (т. е., в отличие от утвержденного ранее НПП, он представляет последнюю версию принятого к исполнению общего плана реализации программы полета с учетом 96 всех введенных группами планирования изменений, согласованных руководством). С учетом текущих изменений в ИПП вносятся коррективы. Все создаваемые в рамках одной программы планы являются частью единого ИПП, и любые действия (изменения), которые совершает планировщик в редактируемом плане, в конечном счете появляются во всех других планах, охватывающих тот же временной интервал. Типовые планы полета (НПП, ОПС, ПП, ДПП, БДПП) рассматриваются как отображение ИПП (или форма соответствующего представления ИПП) и формируются из ИПП с использованием соответствующих базовых модулей процесса формирования планов. Так как одна и та же полетная операция может неоднократно встречаться в плане, и при наличии нескольких версий фрагментов плана она может быть реализована поразному, для четкого и однозначного определения (и понимания всеми участниками процесса планирования) места конкретной полетной операции в плане и ее связи с программой полета вводятся следующие фазы полетных операций (их структура представлена на рис. 3): 1. Эталон полетной операции — эталонное описание полетной операции (описание всех атрибутов полетной операции в базе данных). 2. Шаблон полетной операции — копия описания полетной операции в плане; она создается (для исключения постоянного обращения к базе данных полетных операций) после включения в план для обеспечения программы полета текущей экспедиции первой полетной операции с данным именем. В шаблоне имеется возможность устанавливать отдельные атрибуты полетной операции отличными от эталона, с учетом специфики их выполнения в данной программе. 3. Экземпляр — первое и каждое повторное применение полетной операции, предусмотренное программой полета или заявками специалистов ГОГУ. Количество экземпляров, формируемых в рамках конкретной программы полета, должно соответствовать числу планируемых выполнений данной полетной операции в соответствующей программе. 4. Потомок (экземпляр более низкого ранга) — отличный от предыдущего вариант реализации соответствующего экземпляра. Каждому экземпляру может соответствовать несколько потомков в разных версиях реализации плана. Набор атрибутов, фиксируемых в таблицах записей о потомках, КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 ОСНОВНЫЕ прИНцИпы пОСТрОЕНИЯ АвТОМАТИзИрОвАННОй СИСТЕМы определяется с учетом тех параметров, условий и справочных данных о полетных операциях, которые могут отличаться в разных версиях плана с учетом имеющихся ограничений, а также решений, принимаемых планировщиками. В целях однозначности отнесения полетных операций к соответствующему плану и их идентификации в транспортном файле предложена система кодирования полетных операций, которая предусматривает применение следующих составляющих элементов кода: идентификатор (ID) центра планирования, ID эталона полетной операции, ID шаблона полетной операции, ID экземпляра полетной операции, ID потомка полетной операции, статуса потомка полетной операции, а также плана, в котором потомок создан. Исходя из целесообразности включения в состав пользовательского интерфейса средств описания комплекса работ, связей между работами и их временн́х характеристик, реализована возможность размещения комплексных, периодических и множественных операций (рис. 4), введение таблиц приоритетов, позволяющих учитывать приоритеты между планируемыми операциями. Рис. 3. Структура представления фаз описания полетной операции Примечание. БД ПО — база данных полетных операций. Рис. 4. Комплексная полетная операция «Тренировка в скафандрах» № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 97 Беляев А.М. В связи с этим разработаны алгоритмы следующих типовых автоматизированных процедур планирования: • упорядочивание полетных операций по приоритету; • размещение в плане одиночных, периодических и множественных операций; • алгоритм оценки достаточности ресурсов; • алгоритм размещения временн́й последовательности в плане; • алгоритм размещения в плане комплексных полетных операций, представляющих собой последовательность операций, которые рассматриваются как единое целое под одним названием, с установленным в паспорте комплексной полетной программы перечнем имен соответствующих операций и интервалом времени для каждой из них, определяющим время их начала относительно комплексной операции; • алгоритм размещения в плане несовместимых полетных операций; • алгоритм привязки полетных операций к зонам видимости российских НИП. Оценка качества АСП РС МКС и создаваемых на ее основе планов может производиться по следующим критериям: • степень полноты и качество формируемых на основе АСП РС МКС планов полета; • время формирования плана и степень оперативности работ, связанных с перепланированием и, при необходимости, срочной корректировкой плана; • удобство пользователей — специалистов группы планирования, осуществляющих эксплуатацию АСП РС МКС; • сервис, предъявляемый системой для сокращения времени выполнения операций и повышения эффективности работы; • устойчивость и надежность работы средств, обеспечивающих формирование ПП; • своевременность и полнота предоставления информации о результатах планирования лицам, которые участвуют в разработке программы космического полета и в реализации оперативного управления полетом; • обеспечение полноценного обмена информацией с международными партнерами в процессе формирования интегрированных планов; • обеспечение в перспективе развития АСП Российского сегмента МКС и расширения ее возможностей на основе модульности, унификации, реализации таких архитектурных решений, которые позволят в будущем включать новые задачи, новые функциональные компоненты, не изменяя принципиально структуры ранее созданной системы. 98 Степень полноты и качество (оптимальность) ПП, формируемых на основе автоматизированной системы планирования Российского сегмента МКС, определяется, в свою очередь, следующими факторами: • оптимальное использование ресурсов при составлении планов, что обеспечит их эффективную реализацию; • степень удовлетворения заявок на выполнение полетных операций от специалистов, участвующих в формировании планов полетов; • количество полетных операций, при планировании которых возникают трудности по выполнению всех условий и ограничений, указанных в паспорте соответствующей операции. практическая реализация Предложенные в статье технические решения и разработанные подходы были в полной мере реализованы в процессе внедрения первой очереди системы и ее последующей модернизации. Последнее время все планы полета исполнительного уровня разрабатываются средствами новой АСП. Интегральный план полета, новая система кодирования полетных операций и алгоритмы типовых автоматизированных процедур (размещения в планах одиночных и комплексных операций, проверки соблюдения правил и ограничений, привязки полетных операций к зонам видимости российских НИП и др.) используются при создании любого плана. В результате применения указанных средств время формирования НПП (в процессе долгосрочного планирования) сократилось на 40%; время, затрачиваемое на краткосрочное и детальное планирование, уменьшилось на 30%. Практически на 20% сократилось возникновение ошибок и случаев некорректного размещения полетных операций в плане. Особенно ощутимый эффект использования предложенных подходов достигается при возникновении нештатных ситуаций, когда появляется необходимость срочного перепланирования. Так, например, в случаях с переносом посадки корабля «Союз ТМА-15М» (с 14 мая на 11 июня 2015 г.) или последовательным сдвигом даты старта японского беспилотного грузового корабля HTV5 (с 16 на 19 августа 2015 г.), вызвавших за собой масштабное перепланирование, планировщиками отмечено, что использование новой системы позволило не привлекать к работе дополнительных специалистов, как делалось в таких случаях ранее. Кроме того, было отмечено общее сокращение числа КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 ОСНОВНЫЕ прИНцИпы пОСТрОЕНИЯ АвТОМАТИзИрОвАННОй СИСТЕМы ошибок операторов системы в процессе выполнения работ более чем на 50%. Применение алгоритма автоматического сравнения планов существенно упростило процесс согласования планов с международными партнерами. Система автоматически определяет и отображает все изменения, предложенные партнерами (дополнительные, исключаемые операции, изменение времени выполнения операций и других атрибутов), что дает возможность оперативно проводить анализ и принимать эффективные решения при согласовании планов. Следует отметить, что американские специалисты в последние годы постоянно осуществляют модернизацию своей системы планирования. Это обстоятельство с учетом необходимости совместимости программных средств обеих систем потребовало соответствующей модернизации российской системы планирования. Модульное построение АСП РС МКС позволило успешно решить указанную задачу. В целях расширения возможностей системы была проведена разработка второй и третьей очередей АСП полета. При этом были созданы модуль интерфейса с системой планирования нового поколения NASA, модуль работы оперативной смены ГОГУ с ДПП и ряд других модулей, расширяющих функциональные возможности системы. В настоящее время проводятся мероприятия, связанные с дальнейшим развитием созданной системы: • разрабатывается версия системы формирования плана членами экипажа МКС в условиях отсутствия связи с Землей; • создаются средства расчета энергии, накапливаемой за счет солнечных батарей на интервале времени формируемого плана; • создаются средства подготовки и включения в план управляющих воздействий и команд, обеспечивающих поддержку планируемых операций бортовым комплексом управления. выводы Автоматизированная система планирования полета РС МКС, реализующая предложенные принципы построения, в настоящее время успешно используется в Центре управления полетами. Внедрение и практическое использование описанных выше технических решений позволило в полном объеме выполнить поставленные задачи и обеспечить непрерывное планирование работы экипажа и бортового комплекса управления на всех этапах программы полета. Разработанная система постоянно развивается в целях расширения функциональных возможностей и улучшения эксплуатационных характеристик. Кроме того, дальнейшее развитие системы предполагается осуществлять на основе применения методов и средств полной автоматизации процесса формирования планов, в т.  ч., на основе использования формальных методов оптимизации и мультиагентных технологий. Список литературы 1. Соловьёв В.А., Лысенко Л.Н., Любинский В.E. Управление космическими полетами. Учеб. пособие в 2 ч. / Под общ. ред. Лысенко Л.Н. М. : Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2009. Ч. 1. 476 c. 2. Станиловская В.И. Автоматизация планирования полетов долговременных орбитальных комплексов: автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук. Королëв, 2008. 16 с. 3. Станиловская В.И. Принципы планирования полета при управлении МКС из территориально удаленных центров // Труды XXXVIII чтений, посвященных разработке научного наследия и развитию идей К.Э. Циолковского. Секция «Проблемы ракетной и космической техники». Казань, 2004. С. 57–64. Статья поступила в редакцию 31.03.2016 г. reference 1. Solov’ev V.A., Lysenko L.N., Lyubinskii V.E. Upravlenie kosmicheskimi poletami. Uchebnoe posobie v 2 ch. [Space light control. Textbook in 2 parts]. Ed. Lysenko L.N. M.: MGTU im. N.E. Baumana publ., 2009. Part 1. 476 p. 2. Stanilovskaya V.I. Avtomatizatsiya planirovaniya poletov dolgovremennykh orbital’nykh kompleksov: avtoreferat dissertatsii na soiskanie uchenoi stepeni kand. tekhn. nauk [Automation of long-term orbital complex light planning: the this is abstract for the Degree of Candidate of Science]. Korolev, 2008. 16 p. 3. Stanilovskaya V.I. Printsipy planirovaniya poleta pri upravlenii MKS iz territorial’no udalennykh tsentrov. Trudy XXXVIII chtenii, posvyashchennykh razrabotke nauchnogo naslediya i razvitiyu idei K.E. Tsiolkovskogo. Sektsiya «Problemy raketnoi i kosmicheskoi tekhniki» [The light planning principles during the ISS control from territorially remote centers. Proceedings of the XXXVIII readings dedicated to the development of scientiic heritage and ideas of K.E. Tsiolkovsky. Section «Problems of rocket and space technology»]. Kazan’, 2004, pp. 57–64. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 99 Старовойтов Е.И., Зубов Н.Е. УДК 629.7.054:621.375.826 кОНцЕптуАлИзАцИя РАзРАбОткИ бОРтОвых лАзЕРНых лОкАцИОННых СИСтЕм кОСмИчЕСкИх АппАРАтОв © 2016 г. Старовойтов Е.И.1, зубов Н.Е.1,2 Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва» (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru 1 Московский государственный технический университет им. Н.Э. Баумана (МГТУ им. Н.Э. Баумана) 2-я Бауманская ул., 5, г. Москва, Российская Федерация, 105005, e-mail: mail@bmstu.ru 2 В работе представлен новый подход к разработке бортовых лазерных локационных систем (ЛЛС), используемых при сближении и стыковке космических аппаратов. При этом подходе учитываются требования к аппаратуре и специфика ее применения. Описан порядок проведения расчетных оценок, используемый при концептуализации ЛЛС, который основан на имеющемся опыте разработки различных бортовых ЛЛС для перспективных космических аппаратов и результатах исследований по их реализации. На основе известного уравнения лазерной локации получены выражения для оценки динамического диапазона измерений ЛЛС при различных геометрических и отражательных характеристиках пассивного объекта. Обобщен имеющийся опыт наземных испытаний лазерной локационной аппаратуры, который может быть использован при испытаниях и отработке перспективных бортовых ЛЛС, и представлено описание необходимого оборудования. Ключевые слова: лазерная локационная система, космический аппарат, сближение и стыковка, разработка, испытания. CONCEpTualizaTiON OF dEvElOpmENT OF ONbOard laSEr radar SySTEmS FOr SpaCECraFT Starovoytov E.i.1, zubov N.E.1,2 1 S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4А Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru 2 Bauman Moscow State Technical University (Bauman MSTU) 5 2nd Bauman str., Moscow, 105005, Russian Federation, e-mail: mail@bmstu.ru The paper discusses a new approach to development of onboard Laser Ranging Systems (LRS) used during spacecraft rendezvous and docking. This approach takes into account requirements for the equipment and speciics of its application. The paper describes a procedure for performing computational evaluations used in the LRS conceptualizing, which is based on the existing experience in development of various onboard LRS for future spacecraft and the results of studies on their implementation. On the basis of the well-known laser ranging equation, expressions were obtained for evaluating the dynamic range of LRS measurements for various geometries and reflective properties of the passive object. The paper generalizes the existing experience of ground tests of laser ranging equipment, which can be used in tests and developmental testing of future onboard LRS and provides a description of the required equipment. Key words: laser ranging system, spacecraft, rendezvous and docking, development, testing. 100 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 КОНцЕпТуАЛИзАцИЯ рАзрАбОТКИ бОТОвыХ ЛАзЕрНыХ ЛОКАцИОНННыХ СИСТЕМ СтАРОвОйтОв Е.И. зубОв Н.Е. СТАРОВОЙТОВ Евгений Игоревич — кандидат технических наук, старший научный сотрудник РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru STAROVOYTOV Evgeny Igorevich — Candidate of Science (Engineering), Senior research scientist at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru ЗУБОВ Николай Евгеньевич — доктор технических наук, профессор, заместитель руководителя НТЦ РКК «Энергия», декан факультета РКТ МГТУ им. Н.Э. Баумана, e-mail: nikolay.zubov@rsce.ru ZUBOV Nikolay Evgen’evich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Deputy Director of STC at RSC Energia, Dean of the Faculty of rocket and space technology of the Bauman MSTU, e-mail: nikolay.zubov@rsce.ru введение Для управления сближением и стыковкой космических аппаратов (КА) наряду с радиотехническими системами в последние годы используются лазерные локационные системы (ЛЛС) [1, 2]. Перспективным КА следующего поколения в будущем предстоит решать транспортные задачи на орбитах Луны и других небесных тел. К ним относится обслуживание космических платформ, включающих орбитальные станции и взлетно-посадочные комплексы, с которыми будут выполняться операции сближения и стыковки. При меньшей, по сравнению с радиотехническими системами, массе ЛЛС можно обеспечить экономию массы при выведении КА за пределы околоземной орбиты, а также повысить безопасность стыковки с элементами космической платформы за счет малой погрешности измерений и высокой разрешающей способности по углам. Ряд образцов бортовых ЛЛС прошел летные испытания на околоземной орбите, однако реализация перспективных бортовых ЛЛС затрудняется тем, что в настоящее время они не обеспечивают тех дальностей измерений, показателей надежности и безопасности, которыми обладают радиотехнические системы. Также у разработчиков возникают трудности обеспечения заданных характеристик аппаратуры при ограниченном выборе производителей компонентной базы в условиях импортозамещения ряда комплектующих № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ иностранного производства, применяемых в отечественной промышленности. Таким образом, в настоящее время не представляется возможным решение транспортных задач по обслуживанию космической платформы с использованием существующих вариантов бортовых ЛЛС вне околоземной орбиты. Требуется существенная доработка их конструкции, обеспечивающая получение технических характеристик, необходимых для системы управления движением и навигацией (СУДН) перспективных КА. Для этой цели необходим новый подход к разработке бортовых ЛЛС, который учитывает требования к аппаратуре и специфику ее применения. характеристики перспективных бортовых ллС и методология их разработки жизненный цикл ЛЛС включает те же этапы, которые последовательно проходят все технические изделия: концептуализация, проектирование, производство, эксплуатация и утилизация. К техническим характеристикам перспективных бортовых ЛЛС по сравнению с другой аналогичной аппаратурой предъявляются противоречивые, а в ряде случаев и взаимоисключающие требования: • большой динамический диапазон измерений (>103) на дальностях от долей метра при стыковке до десятков и сотен километров во время поиска пассивного КА; 101 Старовойтов Е.И., Зубов Н.Е. • ненормированный коэффициент отражения элементов конструкции пассивного КА, который может иметь одиночные уголковые отражатели (УО) или целые конгломераты УО, рабочие апертуры которых ориентированы в направлении ЛЛС, а работа осуществляется в условиях мощных световых помех от небесных тел; • одновременное измерение дальности до пассивного КА и скорости сближения с ним, при этом к погрешности измерений скорости предъявляются более высокие требования, чем к погрешностям измерений дальности; • безопасность излучения для органов зрения экипажа при зондировании пассивных пилотируемых КА, имеющих иллюминаторы; • минимально возможные массогабаритные характеристики и потребляемая от бортовой сети мощность; • устойчивость к внешним воздействующим факторам в космическом полете; • высокая надежность — вероятность безотказной работы должна быть не менее 0,999. Для выполнения требований ТЗ разработчик должен учитывать все вышеперечисленные аспекты (которые, тем не менее, не отражены в общепринятых подходах). Разработчик в условиях неопределенности будет сталкиваться с недостатком информации. Приходится констатировать, что в существующей научной и учебной литературе по лазерной локационной аппаратуре [3–9] не раскрыт ряд принципиальных вопросов, имеющих особое значение для разработки бортовых ЛЛС. Ограниченно рассмотрены задачи измерения скорости подвижных объектов, рассмотрен только доплеровский метод измерения [5,  6]. При этом бóльшая часть литературных источников к настоящему времени является устаревшей. Также можно отметить, что в имеющейся литературе исчерпывающе изложены вопросы математического описания, обработки и распознавания локационных сигналов, общих методов проектирования аппаратуры, энергетических расчетов ЛЛС, описаны рассеивающие характеристики для различных типов объектов, источники оптических помех, методики расчета оптических систем, конструкции доплеровских измерителей скорости. Проблемы оценки динамического диапазона измерений и влияния геометрического фактора для лазерных дальномеров, работающих по диффузно отраженному сигналу, а также конечно-разностный (дифференциальный) метод измерений скорости, были в небольшом объеме отражены в работах [10, 11]. 102 К настоящему времени имеется небольшое количество публикаций по анализу и методам повышения надежности ЛЛС, а также по оптимизации их конструкции. В имеющейся литературе приводится обзор основных типов лазерных источников и фотодетекторов, но при этом недостаточно проанализированы взаимосвязь характеристик ЛЛС с используемой компонентной базой и взаимовлияние отдельных характеристик аппаратуры. Также в публикациях слабо освещены методы оценки погрешностей определения ориентации объекта локации — углов его разворота по тангажу, крену и курсу. Динамический диапазон измерений, учет геометрического фактора, метод определения ориентации объекта, анализ надежности и вопросы оптимизации конструкции бортовых ЛЛС рассматривались Е.И. Старовойтовым в ряде статей и были обобщены им в работе [12]. Решаемые ЛЛС задачи и возможности принципиальной реализации аппаратуры определяются на этапе концептуализации. Важнейшие эксплуатационные характеристики ЛЛС (дальность измерений, помехоустойчивость, потребляемая мощность) определяются мощностью лазерного источника и чувствительностью фотоприемного устройства (ФПУ). Поэтому при подготовке концепции построения ЛЛС, которая является основой для последующего проектирования, энергетические расчеты занимают центральное место. В работе [8] описан порядок проведения расчетных оценок при разработке лазерных дальномеров, используемых для измерений на атмосферных трассах. Расчеты начинаются с выбора типа лазерного источника, при энергетических расчетах выполняется несколько приближений. К бортовым ЛЛС указанный подход неприменим, так как не принимаются во внимание погрешности измерений скорости сближения и дальности, показатели надежности, а также отсутствует оценка лазерной безопасности зондирующего излучения. Главной особенностью, отличающей ЛЛС от аналогичной бортовой лазерной аппаратуры (систем межбортовой лазерной связи и беспроводной передачи электроэнергии), является широкий динамический диапазон измерений, которому соответствует диапазон погрешностей. При проектировании ЛЛС с новой концепцией, как правило, изготавливают ее действующий макет, используемый для подтверждения основных технических решений. Для отработки действующего макета требуются КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 КОНцЕпТуАЛИзАцИЯ рАзрАбОТКИ бОТОвыХ ЛАзЕрНыХ ЛОКАцИОНННыХ СИСТЕМ соответствующие методики испытаний и экспериментальная база. В вышеперечисленной литературе недостаточно освещены вопросы оценки погрешностей измерений ЛЛС, а также их метрологической аттестации. Сведения о наземной отработке и испытаниях бортовых ЛЛС имеют отрывочный характер в отдельных публикациях. Динамический диапазон измерений дальности и скорости ллС, использование оптического аттенюатора Из-за большого динамического диапазона для обеспечения измерений дальности и скорости с требуемой погрешностью может оказаться целесообразным использование в ЛЛС нескольких отдельных каналов для измерений в различных поддиапазонах дальностей. В общем случае ЛЛС включает в себя лазерный источник, ФПУ, передающую и приемную оптические системы, блок управления и обработки данных. Если измерительный канал имеет все эти составные части, то его можно рассматривать как отдельную ЛЛС. Количество и принцип работы измерительных каналов необходимо определить в самом начале разработки, при построении концепции ЛЛС. Для этого необходимы оценки дальности и динамического диапазона измерений, которые можно получить в ходе энергетического расчета. Существующие лазерные высотомеры и скоростемеры выполняют измерения только по диффузно отражающим объектам, ручные лазерные дальномеры работают либо только по диффузно отражающим объектам, либо по объектам с УО. В настоящее время только к перспективным бортовым ЛЛС предъявляются требования выполнения измерений одновременно по крупноразмерным и по точечным объектам, имеющим диффузно рассеивающую поверхность и УО с различными характеристиками. Для энергетического расчета используется «классическое» уравнение лазерной локации на основе приближений геометрической оптики для нескольких предельных случаев, наиболее часто встречающихся на практике [12]. При выводе этих выражений предполагается, что вся энергия зондирующего излучения равномерно распределена внутри телесного угла, соответствующего диаграмме излучения лазерного источника. Преобразование данных выражений позволяет определить динамический диапазон измерений ЛЛС (или отдельного канала ЛЛС). № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ Когда края зондирующего пучка не выходят за границы объекта во всем диапазоне дальностей D, динамический диапазон будет определяться выражением κ1 = 2 Dmax . 2 Dmin (1) Если измерения выполняются по точечному объекту или объекту с УО, то тогда κ2 = 4 Dmax . 4 Dmin (2) Выражение (2) также применимо при измерениях по объекту с УО. Ситуация усложняется, когда на максимальной дальности объект точечный, а на минимальной он полностью перекрывает сечение зондирующего пучка ЛЛС. Тогда κ3 = 4 ΩперDmax , 2 SобDmin (3) где Ω — телесный угол; Sоб — площадь объекта. Как видно из полученных выражений (1–3), динамический диапазон измерений во всех случаях не зависит от характеристик оптической системы, чувствительности ФПУ, расходимости и энергии зондирующего излучения ЛЛС. Динамический диапазон принимаемого фотодетектором сигнала ограничен. Так, для лавинных фотодиодов он составляет 25...30 дБ, а для pin-фотодиодов (pin-ФД) ~60 дБ. Может сложиться ситуация, когда ЛЛС, предназначенная для измерений по диффузно отраженному сигналу от точечного объекта, при сближении с ним на малой дальности засвечивает установленный там УО. Тогда динамический диапазон, на который рассчитывается приемный тракт ЛЛС, должен быть не менее, чем κ4 = 4 SУОπρУОDmax , 4 SобρобΩотрDmin (4) где ρУО и ρоб — коэффициенты отражения УО и объекта, соответсвенно. В случае, если ЛЛС выполняет измерения на максимальной дальности по крупноразмерному объекту, полностью перекрывающему зондирующий пучок, выражение (4) будет иметь вид κ5 = 2 SУОπρУОDmax . 4 ΩперΩотрρобDmin (5) 103 Старовойтов Е.И., Зубов Н.Е. При превышении сигналом динамического диапазона фотодетектора возникает его перегрузка, которая приводит к увеличению погрешностей измерений и разрешающей способности ЛЛС [11]. Очень мощный сигнал потенциально может повредить фотодетектор. Такая ситуация наиболее вероятна в случаях, соответствующих выражениям (4) и (5). В таких случаях в приемном тракте ЛЛС предусматривается защита ФПУ от мощных отраженных сигналов. В бортовом высотомере ЛВ-В (разрабатывался для КА «Фобос-грунт»), который имел максимальную дальность измерений 60 км, при работе в диапазоне малых дальностей 1…10 км задействовался оптический аттенюатор [13]. Оптические аттенюаторы широко используются в волоконно-оптических линиях связи. Они характеризуются начальными оптическими потерями, динамическим диапазоном, точностью регулировки вносимого затухания и устойчивостью к внешним воздействующим факторам. Для ослабления излучения в аттенюаторе используются различные физические принципы. Ослабление может достигаться за счет механического перемещения элементов аттенюатора, деформации оптического волокна, по которому проходит излучение, либо с использованием электрооптического, магнитооптического и других эффектов. Оптический аттенюатор, используемый в приемном тракте бортовой ЛЛС, должен иметь широкий диапазон вносимого затухания, обеспечивать приемлемую точность регулирования вносимого затухания, а также быть устойчивым к воздействию факторов космического полета. Зависимости вносимого оптическим аттенюатором затухания в приемный тракт ЛЛС от дальности до пассивного КА для случаев диффузного отражения и использования УО представлены в работах [14, 15]. В уже упомянутом ЛВ-В (КА «Фобосгрунт») поддержание уровня принимаемого сигнала в пределах динамического диапазона ФПУ дополнительно обеспечивалось за счет изменения энергии зондирующего излучения. Для этого использовался источник излучения на основе Nd:YAG-лазера, который имел схему «задающий генератор – усилитель» со ступенчатой регулировкой длительности накачки усилителя от максимальной до полного выключения [16]. В ЛЛС возможно также использование аналогичных лазерных источников с регулируемой мощностью излучения на основе волоконных лазеров. 104 концептуализация лазерных локационных систем Одним из авторов статьи, Е.И. Старовойтовым, разработан порядок проведения расчетных оценок, используемый при концептуализации ЛЛС, который отличается от представленного выше подхода для лазерных дальномеров. Основой для него послужили имеющийся опыт разработки различных бортовых ЛЛС для перспективных КА и результаты исследований по возможностям их реализации. Концептуализация бортовых ЛЛС должна включать в себя следующие шаги: • выбор диапазона дальностей измерений и обоснование необходимости размещения УО на пассивном КА; • выбор числа каналов ЛЛС и используемого в них принципа измерений для соответствующих поддиапазонов дальностей в первом приближении; • анализ выполнения требований по погрешности измерений дальности и скорости сближения для каждого канала ЛЛС; • выбор числа каналов ЛЛС и используемого в них принципа измерений для соответствующих поддиапазонов дальностей во втором приближении с учетом предыдущего пункта; • выбор лазерных источников (с определенной рабочей длиной волны и характеристиками излучения) и ФПУ для каждого канала ЛЛС, обеспечивающих достаточное отношение сигнал/шум в заданных светотехнических условиях; • анализ динамического диапазона измерений каждого канала ЛЛС и необходимости использования оптических аттенюаторов; • оценка теплового режима, показателей надежности и лазерной безопасности ЛЛС; • многокритериальная оптимизация конструкции ЛЛС (при необходимости); • формирование алгоритмов режимов функционирования ЛЛС, обеспечивающих безопасную и надежную работу аппаратуры (при необходимости). В первую очередь определяется максимальная дальность измерений ЛЛС, которая позволяет с запасом перекрыть точности предварительного целеуказания и средств автономной навигации КА. На ее значение большое влияние оказывают отражательные характеристики пассивного КА и наличие на нем УО, необходимость размещения которых должна быть рассмотрена в самом начале разработки. Минимальная дальность измерений определяется конструктивным расположением приемной апертуры ЛЛС на активном КА КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 КОНцЕпТуАЛИзАцИЯ рАзрАбОТКИ бОТОвыХ ЛАзЕрНыХ ЛОКАцИОНННыХ СИСТЕМ и ближайшего габарита (или ответного устройства) на пассивном КА в состыкованном состоянии. Исходя из диапазона измеряемых дальностей, необходимо определить число каналов в ЛЛС, принимая во внимание, что допустимые погрешности измерений на больших и малых дальностях могут отличаться на порядки. На малых дальностях (<20 м) требования к погрешностям измерения скорости сближения ужесточаются до 0,006...0,003 м/с (при 0,5...5,0 м/с на дальностях >5 км). Для получения такой точности необходим режим измерений ЛЛС, использование которого на больших дальностях нецелесообразно (например, многократное зондирование с высокой частотой), и его следует реализовать в отдельном, «ближнем» канале. После окончательного выбора числа каналов с учетом режима измерений следует выбрать используемую в ЛЛС компонентную базу. Расходимость зондирующего пучка выбирается, исходя из допустимой длительности сканирования поля обзора и точности стабилизации активного КА. После этого определяются светотехнические условия при измерениях ЛЛС: • работа только на ночной стороне орбиты; • работа при наличии фона от освещенной Солнцем подстилающей поверхности планеты; • минимальный угол между направлением на Солнце и на пассивный КА; • работа при расположении пассивного КА на фоне диска Солнца. Выбирается отношение сигнал/шум, обеспечивающее требуемую надежность измерений. С учетом размеров и отражательных характеристик пассивного КА, наличия или отсутствия на нем УО составляется уравнение лазерной локации, соответствующее данному случаю. Из него определяются необходимые значения мощности лазерного источника и чувствительности ФПУ. Исходя из этих значений, а также режима измерений, определяется тип используемых лазера и фотодетектора. Далее для каждого канала оценивается динамический диапазон измерений, и в зависимости от типа ФПУ определяется целесообразность использования в приемном тракте оптического аттенюатора. Принимая в качестве исходных данных мощность и режим излучения лазерных источников, наличие подвижных частей № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ в конструкции, определяют тепловой поток от ЛЛС, показатели надежности и соответствие требованиям лазерной безопасности. Часто возникают противоречия при выборе отдельных параметров конструкции, в результате которых не выполняется часть требований ТЗ. Требуемые значения параметров конструкции ЛЛС могут существенно отличаться при оценке по различным критериям. Использование для их нахождения обычных инженерных методов может оказаться чрезмерно трудоемким и затратным. Здесь возникает задача оптимизации, решение которой заключается в определении сочетания конструктивных параметров, обеспечивающего наилучшие характеристики ЛЛС. Если требуемая энергетика и режим измерений ЛЛС не позволяют обеспечить безопасность зондирующего излучения, то ее можно достигнуть путем автоматического снижения мощности лазерного источника в зависимости от расстояния до пассивного КА, а также программными ограничениями энергии излучения в соответствии с алгоритмами работы СУДН активного КА в ближней зоне причаливания. Этот же подход можно использовать при выполнении многократного поиска пассивного КА на малых дистанциях, безопасного для ФПУ. Алгоритм функционирования должен предусматривать после включения ЛЛС нахождение оптического аттенюатора в положении «полностью закрыт» и уменьшение вносимого затухания только при отсутствии принимаемого сигнала. Аналогично должна регулироваться мощность излучения лазерного источника. Наземные испытания и отработка лазерных локационных систем Успешное выполнение программы полета КА требует тщательной подготовки, включающей отработку бортовой аппаратуры в условиях воздействия факторов космического полета. Наземные испытания и отработка ЛЛС имеют свою специфику. В первую очередь при испытаниях необходимо подтвердить диапазон измеряемых дальностей, скоростей и значения погрешностей измерений. Эталонной мерой при калибровке, испытаниях и метрологической аттестации ЛЛС является полигон — трасса с набором базисных линий разной длины. Эта трасса представляет собой открытый участок местности протяженностью несколько километров со специальной инфраструктурой. 105 Старовойтов Е.И., Зубов Н.Е. Факторами, которые следует принимать во внимание при работах с ЛЛС на полигоне, являются метеорологические условия и температурный диапазон. Выполнение измерений на трассе требует нормальных метеорологических условий (отсутствие дымки, тумана, атмосферных осадков) и определения с соответствующей точностью значения пропускания атмосферы на данной длине волны излучения. В простейшем случае для проверки измерений максимальной дальности ЛЛС устанавливают на крыше высокого здания, а в качестве мишени (объекта измерений) используют удаленные сооружения (рис. 1). Рис. 1. Испытания ЛЛС специалистами Jena Optronic в долине реки Заале [17]: 1 — ЛЛС; 2 — удаленные постройки, используемые в качестве мишени В качестве мишени служат нежилые объекты, например, дымовые трубы, радиомачты, заводские цеха (категорически исключается наведение зондирующего пучка ЛЛС на людей, жилые дома, оконные проемы, транспортные средства и летательные аппараты). На малых дальностях испытания могут выполняться на небольшой закрытой трассе в помещении. Очевидно, что методы, используемые на открытой или закрытой трассах, не применимы при испытаниях и тестовых проверках бортовой аппаратуры, уже установленной на КА. Перспективным направлением является использование в качестве базисных линий оптического волокна для передачи сигнала от излучающей апертуры к приемной апертуре ЛЛС. Этот принцип реализован в универсальном автоматизированном коллиматорном стенде, предназначенном для поверки лазерных дальномеров, используемых в геодезии и маркшейдерском деле [18]. 106 Известна конструкция установки для бестрассовой проверки лазерного дальномера, обеспечивающая имитацию отраженного сигнала нескольких объектов и фоновой засветки [19]. Стенд для бестрассового контроля лазерных дальномеров-биноклей, используемый для испытаний в ПАО «КМЗ им. С.А. Зверева», работает следующим образом. Лазерное излучение поступает на ФПУ стенда, к выходу которого подключен генератор задержки импульса. Для ослабления зондирующего пучка в стенде используется набор светофильтров. Задержанный импульс подается на светодиод, излучение которого направляется в приемный канал дальномера. Если дальномер исправен, то выдается информация об измеренной дальности, в противном случае возможна ошибка измерения [20]. Для испытаний лазерной аппаратуры различного назначения также применяются стационарные и полевые измерители (тестеры) [21]. Стационарные лазерные тестеры являются универсальными электрооптическими стендами, предназначенными для анализа работы лазерной аппаратуры. Проверяются энергия, длительность и частота повторения импульсов, расходимость зондирующего пучка, чувствительность ФПУ, выполняется имитация дальности в широком диапазоне и т. д. Мобильные лазерные тестеры могут использоваться как в лаборатории, так и в полевых условиях. Для имитации Солнца в лабораторных условиях применяются ксеноновые лампы высокого давления, которые наиболее подходят по яркости, спектру и мощности излучения. Спектральный состав излучения ксеноновой лампы соответствует цветовой температуре 5 600 К, что близко к спектру излучения Солнца в видимой области [22]. В ближнем ИК-диапазоне (0,76…1,80 мкм) в качестве имитаторов фоноцелевой обстановки могут применяться электрические лампы с вольфрамовыми нитями накала. При испытаниях ЛЛС, работающих по диффузно отраженному сигналу, может возникнуть необходимость использования мишени с геометрическими и фотометрическими характеристиками, идентичными реальному объекту. Для характеристики отражающих свойств объекта необходимо знать закон распределения вероятностей его эффективной площади рассеяния (ЭПР), который в общем КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 КОНцЕпТуАЛИзАцИЯ рАзрАбОТКИ бОТОвыХ ЛАзЕрНыХ ЛОКАцИОНННыХ СИСТЕМ случае определяется экспериментально. Для этого макет объекта закрепляют на поворотном столе и с помощью приемо-передающего устройства ЛЛС определяют зависимость мощности отраженного сигнала от ракурса макета. На основе этой зависимости получают статистический ряд и строят статистическую функцию по нескольким точкам, позволяющие найти численные характеристики статистического распределения ЭПР исследуемого макета объекта [23]. Так как исследования на уменьшенных макетах достаточно трудоемкие и дорогие, то широко используются расчетные методы определения ЭПР объекта. В большинстве известных моделей описание объектов сложной формы осуществляется их дроблением на отдельные характерные составляющие и аппроксимацией последних наиболее близкими к ним поверхностями первого и второго порядков. Для реальных объектов такой метод не обеспечивает приемлемой точности расчета, которую можно повысить аппроксимацией с помощью сплайнов, однако в этом случае требуется подробное геометрическое описание объекта [24]. Для расчета ЭПР объектов широко используется фасетный метод и его модификации, обеспечивающие разбиение поверхности объекта на элементарные площадки (фасеты) и расчет сигнала от облучаемых и наблюдаемых фасет. Однако использование подобных обобщенных моделей не позволяет оценить ЭПР реальных объектов на различных длинах волн, поэтому для этой цели применяются экспериментальные стенды, включающие лазеры с перестраиваемой длиной волны излучения [25]. Особую проблему представляют испытания ЛЛС на устойчивость к внешним воздействующим факторам космического полета. В нашей стране имеется специализированная стендовая база для наземной отработки лазерных систем и изделий космической оптики с обеспечением полномасштабного моделирования внешних воздействий, на которой прошли отработку несколько поколений бортовой аппаратуры [26], а также для испытаний и экспериментальной отработки в натурных условиях лазерных систем различного назначения [27]. В настоящее время к испытательным стендам бортовых ЛЛС предъявляются требования многофункциональности и автоматизации процесса измерений. Разработчики аппаратуры предлагают различные варианты комплектации наземных стендов в зависимости от типа ЛЛС. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ Для проведения испытаний ЛЛС типа скоростемера-дальномера (выполняющего измерения в одном направлении) [28] необходимо следующее оборудование: • осциллограф и ФПУ для проверки длительности зондирующих импульсов и частоты их повторения; • измеритель мощности (энергии) лазерного излучения для контроля энергетических параметров зондирующего пучка; • диафрагма и штангенциркуль для измерения расходимости зондирующего пучка; • мишень и рулетка для оценки погрешностей измерений на закрытой трассе. При необходимости в составе испытательного стенда может быть дополнительно использован визуализатор лазерного излучения. Для калибровки и испытаний бортовой лазерной локационной системы со сканированием по двум осям [29] разработчиками был предложен проект специализированного стенда, в состав которого входят следующие элементы: • регулируемый источник постоянного тока; • измеритель напряжения постоянного тока; • измеритель силы постоянного тока; • УО диаметром 25 мм; • металлическая сфера диаметром 25 мм; • измеритель мощности импульсного лазерного излучения; • дальномер (дальность измерений 20 м); • плоский экран с размещенными на нем ФПУ; • электронно-счетный частотомер или цифровой осциллограф; • устройство линейного перемещения на расстояние до 2 м и регулируемой скоростью до 1 м/с; • плоское зеркало, имеющее размеры 1 000×1 000 мм; • средства индивидуальной защиты для рабочего персонала. Работа с ЛЛС должна осуществляться при строгом соблюдении требований лазерной безопасности специально подготовленным персоналом. Принимаемые меры предосторожности должны исключать попадание зондирующего пучка в органы зрения, а также на зеркально отражающие поверхности. При необходимости персонал использует защитные очки, поглощающие приспособления в виде полотен черной плотной ткани и другие средства для обеспечения безопасности. 107 Старовойтов Е.И., Зубов Н.Е. заключение В работе предложен новый порядок проведения расчетных оценок, используемый при концептуализации ЛЛС, отличающийся от известных и общепринятых подходов. Основой для него послужили имеющийся опыт разработки различных бортовых ЛЛС для перспективных КА и результаты исследований по возможностям их реализации. На основе известного уравнения лазерной локации получены выражения для оценки динамического диапазона измерений ЛЛС при разных геометрических и отражательных характеристиках объекта. Обобщен имеющийся опыт наземных испытаний лазерной локационной аппаратуры, который может быть использован при испытаниях и отработке бортовых ЛЛС. Необходимо отметить, что скорой реализации бортовых ЛЛС для перспективных транспортных КА, обслуживающих космические платформы вне околоземной орбиты, также будет способствовать разработка отечественными предприятиями новой компонентной базы (лазеров, фотодетекторов), которая обеспечит лучшие характеристики по сравнению с существующими аналогами и будет устойчива к внешним воздействующим факторам в космическом полете. Результаты исследований планируется использовать при разработке бортовых ЛЛС для перспективных КА, выполняющих транспортные задачи по обслуживанию различных космических платформ вне околоземной орбиты. Список литературы 1. Ruel S., Luu T., Berube A. On-orbit testing of target-less TriDAR 3D rendezvous and docking sensor // The International Symposium on Artiicial Intelligent, Robotics and Automation in Space (i-SAIRAS 2010). 29 August– 1 September 2010, Sapporo, Japan. Режим доступа: http://robotics. estec.esa.int/i-SAIRAS/isairas2010/PAPERS/0042775-p.pdf (дата обращения 26.07.2015 г.). 2. English C., Okouneva G., Saint-Cyr P., Choudhuri A., Luu T. Real-time dynamic pose estimation systems in space: lessons learned for system design and performance evaluation // International Journal of Intelligent Control and Systems. 2011. Vol. 16. № 2. Pp. 79–96. 3. Аснис Л.А., Васильев В.П., Волконский В.Б., Клюшин Е.Б., Кулясов А.Г., Мейгас К.Б., Попов Ю.В., Хинрикус Х.В., Яковлев В.В. Лазерная дальнометрия / Под ред. Васильева В.П. и Хинрикус Х.В. М.: Радио и связь, 1995. 256 с. 108 4. Матвеев И.Н., Протопопов В.В., Троицкий И.Н., Устинов Н.Д. Лазерная локация / Под ред. Н.Д. Устинова. М.: Машиностроение, 1984. 272 с. 5. Малашин М.С., Каминский Р.П., Борисов Ю.Б. Основы проектирования лазерных локационных систем. М.: Высшая школа, 1983. 207 с. 6. Молебный В.В. Оптико-локационные системы. М.: Машиностроение, 1981. 181 с. 7. Козинцев В.И., Белов М.Л., Орлов В.М., Городничев В.А., Стрелков Б.В. Основы импульсной лазерной локации. Учебное пособие для вузов / Под ред. Рождествина В.Н. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2010. 571 с. 8. Назаров В.Н., Балашов И.Ф. Энергетическая оценка импульсных лазерных дальномеров. СПбГУИТМО. 2002. 38 с. Режим доступа: http://de.ifmo.ru/bk_netra/start.php?bn=27 (дата обращения 04.10.2015 г.). 9. Мишура Т.П., Платонов О.Ю. Проектирование лазерных систем. Учебное пособие. СПб.: ГУАП, 2006. 98 с. 10. Вильнер В.Г., Волобуев В.Г., Казаков А.А., Рябокуль Б.К. Пути достижения предельной точности лазерного скоростемера // Мир измерений. 2010. № 7. С. 17–21. 11. Вильнер В.Г., Волобуев В.Г., Ларюшин А.И., Рябокуль А.Б. Достоверность измерений импульсного лазерного дальномера // Фотоника. 2013. № 3. С. 42–60. 12. Старовойтов Е.И. Бортовые лазерные локационные системы космических аппаратов. Учебное пособие. Королев: ОАО «РКК «Энергия», 2015. 160 с. 13. Фобос-Грунт: проект космической экспедиции. В 2 т. М.: ООО «Полстар», 2011. Т. 1. 237 с. 14. Старовойтов Е.И., Зубов Н.Е. Применение лазерного высотомера в качестве резервного измерителя при сближении космических аппаратов на окололунной орбите // Космическая техника и технологии. 2015. № 3(10). С. 60–67. 15. Старовойтов Е.И., Зубов Н.Е. Прикладные вопросы разработки бортовой лазерной локационной аппаратуры // Наука и образование. МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2015. № 9. С. 81–105. DOI: 10.7463/0915.0811999. Режим доступа: http://technomag.bmstu.ru/doc/811999. html (дата обращения 27.10.2015 г.). 16. Поляков В.М., Покровский В.П., Сомс Л.Н. Лазерный передающий модуль с переключаемой диаграммой направленности для дальномера космического аппарата // Оптический журнал. 2011. Т. 78. № 10. С. 4–9. 17. Moebius B., Pfennigbauer M., Pereira do Carmo J. Imaging LIDAR technology. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 КОНцЕпТуАЛИзАцИЯ рАзрАбОТКИ бОТОвыХ ЛАзЕрНыХ ЛОКАцИОНННыХ СИСТЕМ Development of a 3D-LIDAR elegant breadboard for rendezvous & docking, test results, prospect to future sensor application. Режим доступа: http://www.congrexprojects.com/custom/icso/ Presentations%20Done/Session%203a/04_ Moebius.pdf (дата обращения 14.10.2014 г.). 18. Виноградов Н.С., Воронцов Е.А. Оптоволоконный базис для поверки дальномерных блоков тахеометра // Научно-технический вестник СПбГУИТМО. 2011. Вып. 3(7). С. 15–19. 19. Патент RU 2541677 C2. Российская Федерация. Установка для бестрассовой проверки лазерного дальномера. Турунтаев И.В., Кощавцев Н.Ф., Колесник А.В., Шустов Н.М.; заявитель и патентообладатель — ООО «Куранты»; заявка № 2013119404/28; приоритет от 26.04.2013 г. // Изобретения. Полезные модели. 2014. № 31. 20. Абрамов А.И., Бельский А.Б., Зборовский А.А. Разработка лазерных дальномеровбиноклей на Красногорском заводе имени С.А. Зверева // Оптический журнал. 2009. Т. 76. № 8. С. 18–21. 21. CI-Systems. Electro-optical test systems. Laser testing. Режим доступа: http://www. ci-systems.com/laser-testing (дата обращения 11.05.2015 г.). 22. Ивандиков Я.М. Оптические приборы наведения и ориентации космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1979. 208 с. 23. Федоров Б.Ф. Лазерные приборы и системы летальных аппаратов. М.: Машиностроение, 1979. 268 с. 24. Непогодин И.А. Критерии и метод оценки информативности признаков объектов в задачах лазерной локации // Оптический журнал. 2007. Т. 74. № 1. С. 55–64. 25. Степанов А.В., Титов А.Л. Метрологическое обеспечение исследований отражательных характеристик объектов в лазерной локации // Инженерный журнал: наука и инновации. Электронное научно-техническое издание. Режим доступа: http://engjournal.ru/catalog/pribor/ radio/341.html (дата обращения 06.11.2015 г.). 26. ОАО «Научно-исследовательский институт оптико-электронного приборостроения». Режим доступа: http://www.niiki.ru/pages/a-ob. html (дата обращения 08.05.2015 г.). 27. ФКП «Государственный лазерный полигон «Радуга». Режим доступа: http:// trassa.org/ (дата обращения 08.08.2016 г.) 28. Старовойтов Е.И., Зубов Н.Е., Ивашов В.В., Никульчин А.В. Исследование эффективности и оптимизация параметров лазерного локационного прибора для измерения скорости сближения космических аппаратов // Наука и образование (МГТУ им. Н.Э. Баумана). 2014. № 6. С. 247–269. DOI: 10.7463/0614.0712240. Режим доступа: http://technomag.bmstu.ru/ doc/712240.html (дата обращения 26.07.2015 г.). 29. Грязнов Н.А., Панталеев С.М., Иванов А.Е., Кочкарев Д.А., Куликов Д.С. Высокопроизводительный метод измерений координат объектов в условиях космического пространства // Научно-технические ведомости СПбГПУ. 2013. № 2(171). С. 197–202. Статья поступила в редакцию 21.03.2016 г. reference 1. Ruel S., Luu T., Berube A. On-orbit testing of target-less TriDAR 3D rendezvous and docking sensor. The International Symposium on Artificial Intelligent, Robotics and Automation in Space (i-SAIRAS 2010). 29 August – 1 September 2010, Sapporo, Japan. Available at: http://robotics. estec.esa.int/i-SAIRAS/isairas2010/PAPERS/004-2775-p.pdf (accessed 26.07.2015). 2. English C., Okouneva G., Saint-Cyr P., Choudhuri A., Luu T. Real-time dynamic pose estimation systems in space: lessons learned for system design and performance evaluation. International journal of intelligent control and systems, 2011, vol. 16, no. 2, pp. 79–96. 3. Asnis L.A., Vasil’ev V.P., Volkonskii V.B., Klyushin E.B., Kulyasov A.G., Meigas K.B., Popov Yu.V., Khinrikus Kh.V., Yakovlev V.V. Lazernaya dal’nometriya [Laser ranging]. Ed. Vasil’ev V.P., Khinrikus Kh.V. Moscow, Radio i svyaz’ publ., 1995. 256 p. 4. Matveev I.N., Protopopov V.V., Troitskii I.N., Ustinov N.D. Lazernaya lokatsiya [Laser ranging]. Ed. Ustinov N.D. Moscow, Mashinostroenie publ., 1984. 272 p. 5. Malashin M.S., Kaminskii R.P., Borisov Yu.B. Osnovy proektirovaniya lazernykh lokatsionnykh system [Fundamentals of design of the laser radar systems]. Moscow, Vysshaya shkola publ., 1983. 207 p. 6. Molebnyi V.V. Optiko-lokatsionnye sistemy [Optical-radar systems]. Moscow, Mashinostroenie publ., 1981. 181 p. 7. Kozintsev V.I., Belov M.L., Orlov V.M., Gorodnichev V.A., Strelkov B.V. Osnovy impul’snoi lazernoi lokatsii. Uchebnoe posobie dlya vuzov [Basics of the pulsed laser radar. Textbook for universities]. Ed. Rozhdestvin V.N. Moscow, MGTU im. N.E. Baumana publ., 2010. 571 p. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 109 Старовойтов Е.И., Зубов Н.Е. 8. Nazarov V.N., Balashov I.F. Energeticheskaya otsenka impul’snykh lazernykh dal’nomerov [The energy assessment of the pulsed laser rangefinders]. Saint-Petersburg, SPbGUITMO publ., 2002. 38 p. Available at: http://de.ifmo.ru/bk_netra/start.php?bn=27 (accessed 04.10.2015). 9. Mishura T.P., Platonov O.Yu. Proektirovanie lazernykh sistem. Uchebnoe posobie [Design of laser systems. Textbook]. Saint-Petersburg, GUAP publ., 2006. 98 p. 10. Vil’ner V.G., Volobuev V.G., Kazakov A.A., Ryabokul’ B.K. Puti dostizheniya predel’noi tochnosti lazernogo skorostemera [Ways to achieve ultimate accuracy of the laser velocimeter]. Mir izmerenii, 2010, no. 7, pp. 17–21. 11. Vil’ner V.G., Volobuev V.G., Laryushin A.I., Ryabokul’ A.B. Dostovernost’ izmerenii impul’snogo lazernogo dal’nomera [The measurement reliability of the pulsed laser rangeinder]. Fotonika, 2013, no. 3, pp. 42–60. 12. Starovoitov E.I. Bortovye lazernye lokatsionnye sistemy kosmicheskikh apparatov. Uchebnoe posobie [The onboard laser radar systems of spacecraft. Text-book]. Korolev, OAO «RKK «Energiya» publ., 2015. 160 p. 13. Fobos-Grunt: proekt kosmicheskoi ekspeditsii. V 2 t. [Fobos-Grunt: space expedition project. In 2 vol.]. Moscow, OOO «Polstar» publ., 2011. Vol. 1, 237 p. 14. Starovoitov E.I., Zubov N.E. Primenenie lazernogo vysotomera v kachestve rezervnogo izmeritelya pri sblizhenii kosmicheskikh apparatov na okololunnoi orbite [Using laser altimeter as a backup measuring device during spacecraft rendezvous in lunar orbit]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 3(10), pp. 60–67. 15. Starovoitov E.I., Zubov N.E. Prikladnye voprosy razrabotki bortovoi lazernoi lokatsionnoi apparatury [Applied problems of the onboard laser radar equipment development]. Nauka i obrazovanie. MGTU im. N.E. Baumana, 2015, no. 9, pp. 81–105. DOI: 10.7463/0915.0811999. Available at: http://technomag.bmstu.ru/doc/811999.html (accessed 27.10.2015). 16. Polyakov V.M., Pokrovskii V.P., Soms L.N. Lazernyi peredayushchii modul’ s pereklyuchaemoi diagrammoi napravlennosti dlya dal’nomera kosmicheskogo apparata [The laser transmitting module with a switchable directional pattern for the spacecraft rangefinder]. Opticheskii zhurnal, 2011, vol. 78, no. 10, pp. 4–9. 17. Moebius B., Pfennigbauer M., Pereira do Carmo J. Imaging LIDAR technology. Development of a 3D-LIDAR elegant breadboard for rendezvous & docking, test results, prospect to future sensor application. Available at: http://www.congrexprojects.com/custom/icso/Presentations%20Done/ Session%203a/04_Moebius.pdf (accessed 14.10.2014). 18. Vinogradov N.S., Vorontsov E.A. Optovolokonnyi bazis dlya poverki dal’nomernykh blokov takheometra [The optical fiber basis for checking the tachometer range units]. Nauchno-tekhnicheskii vestnik SPbGUITMO, 2011, issue 3(7), pp. 15–19. 19. Patent RU 2541677 C2. Rossiiskaya Federatsiya. Ustanovka dlya bestrassovoi proverki lazernogo dal’nomera [Facilities for routless checking the laser rangefinder]. Turuntaev I.V., Koshchavtsev N.F., Kolesnik A.V., Shustov N.M.; the applicant and the patent owner — OOO «Kuranty»; application 2013119404/28; priority of 26.04.2013. Izobreteniya. Poleznye modeli, 2014, no. 31. 20. Abramov A.I., Bel’skii A.B., Zborovskii A.A. Razrabotka lazernykh dal’nomerov-binoklei na Krasnogorskom zavode im. S.A. Zvereva [The development of laser rangefinders-binoculars at the Krasnogorsk plant named after S.A. Zverev]. Opticheskii zhurnal, 2009, vol. 76, no. 8, pp. 18–21. 21. CI-Systems. Electro-optical test systems. Laser testing. Available at: http://www.ci-systems.com/ laser-testing (accessed 11.05.2015). 22. Ivandikov Ya.M. Opticheskie pribory navedeniya i orientatsii kosmicheskikh apparatov [Optical instruments for spacecraft guidance and orientation]. Moscow, Mashinostroenie publ., 1979. 208 p. 23. Fedorov B.F. Lazernye pribory i sistemy letal’nykh apparatov [Laser devices and systems of light vehicles]. Moscow, Mashinostroenie publ., 1979. 268 p. 24. Nepogodin I.A. Kriterii i metod otsenki informativnosti priznakov ob»ektov v zadachakh lazernoi lokatsii [The assessment criteria and method of the object features informativeness in the laser ranging tasks]. Opticheskii zhurnal, 2007, vol. 74, no. 1, pp. 55–64. 25. Stepanov A.V., Titov A.L. Metrologicheskoe obespechenie issledovanii otrazhatel’nykh kharakteristik ob»ektov v lazernoi lokatsii [Metrological support of studying the relection characteristics of objects in laser ranging]. Inzhenernyi zhurnal: nauka i innovatsii. Elektronnoe nauchno-tekhnicheskoe izdanie. Available at: http://engjournal.ru/catalog/pribor/radio/341.html (accessed 06.11.2015). 26. OAO «Nauchno-issledovatel’skii institut optiko-elektronnogo priborostroeniya» [Scientiic Research Institute for Optoelectronic Instrument Engineering]. Available at: http://www.niiki.ru/pages/a-ob.html (accessed 08.05.2015). 110 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 3(14)/2016 КОНцЕпТуАЛИзАцИЯ рАзрАбОТКИ бОТОвыХ ЛАзЕрНыХ ЛОКАцИОНННыХ СИСТЕМ 27. FKP «Gosudarstvennyi lazernyi poligon «Raduga» [FSP State Laser Range Raduga]. Rezhim dostupa: http://trassa.org (accessed 08.08.2016). 28. Starovoitov E.I., Zubov N.E., Ivashov V.V., Nikul’chin A.V. Issledovanie effektivnosti i optimizatsiya parametrov lazernogo lokatsionnogo pribora dlya izmereniya skorosti sblizheniya kosmicheskikh apparatov [Study of efficiency and optimization of the laser radar parameters to measure the spacecraft approach velocity]. Nauka i obrazovanie. MGTU im. N.E. Baumana, 2014, no. 6, pp. 247–269. DOI: 10.7463/0614.0712240. Available at: http://technomag.bmstu.ru/ doc/712240.html (accessed 26.07.2015). 29. Gryaznov N.A., Pantaleev S.M., Ivanov A.E., Kochkarev D.A., Kulikov D.S. Vysokoproizvoditel’nyi metod izmerenii koordinat ob»ektov v usloviyakh kosmicheskogo prostranstva [A high-performance measurement method of the object coordinates in the outer-space conditions]. Nauchno-tekhnicheskie vedomosti SPbGPU, 2013, no. 2(171), pp. 197–202. № 3(14)/2016 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 111 Издатель Четырежды ордена Ленина, ордена Октябрьской Революции ПАО «Ракетно-космическая корпорация “Энергия” им. С.П. Королёва» Научный редактор Синявский В.В. Редакторская группа Черных О.А. Лосикова А.А. Технический редактор Бушуева Е.С. Дизайн и верстка Кузнецова Т.В. Разработка макета и дизайн обложки Алексеева Т.А. Колесникова М.В. Милехин Ю.Н. Паук Е.В. Фотограф Григоренко Н.А. Перевод Сектор переводов контрактной документации РКК «Энергия» Адрес редакции Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская область, Россия, 141070 Тел. 8(495)513-87-46 E-mail: ktt@rsce.ru http://www.energia.ru/ktt/index.html Подписной индекс 40528 («Пресса России») Дата выхода в свет 30 III, VI, IX, XII мес. Подписано в печать 01.09.2016 г. Формат 60×84/8. Бумага мелованная. Цифровая печать. Объем 14 печ.л. Тираж 200 экз. Заказ № 4507 Отпечатано с готового оригинал-макета в типографии ПАО «РКК “Энергия” им. С.П. Королёва»