Повышение целевой эффективности ракеты космического назначения среднего класса: перспективные направления модернизации
Предложены перспективные направления модернизации ракет космического назначения (РКН) среднего класса, направленные на повышение их целевой эффективности в расширенном диапазоне условий эксплуатации путем реализации неиспользованных внутренних резервов на основе: активного управления текущим состоян...
Збережено в:
| Опубліковано в: : | Техническая механика |
|---|---|
| Дата: | 2016 |
| Автори: | , , |
| Формат: | Стаття |
| Мова: | Russian |
| Опубліковано: |
Інститут технічної механіки НАН України і НКА України
2016
|
| Онлайн доступ: | https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/141095 |
| Теги: |
Додати тег
Немає тегів, Будьте першим, хто поставить тег для цього запису!
|
| Назва журналу: | Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine |
| Цитувати: | Повышение целевой эффективности ракеты космического назначения среднего класса: перспективные направления модернизации / В.В. Горбунцов, А.Н. Заволока, Н.Ф. Свириденко // Техническая механика. — 2016. — № 4. — С. 50-61. — Бібліогр.: 26 назв. — рос. |
Репозитарії
Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine| id |
nasplib_isofts_kiev_ua-123456789-141095 |
|---|---|
| record_format |
dspace |
| spelling |
Горбунцов, В.В. Заволока, А.Н. Свириденко, Н.Ф. 2018-07-22T11:20:42Z 2018-07-22T11:20:42Z 2016 Повышение целевой эффективности ракеты космического назначения среднего класса: перспективные направления модернизации / В.В. Горбунцов, А.Н. Заволока, Н.Ф. Свириденко // Техническая механика. — 2016. — № 4. — С. 50-61. — Бібліогр.: 26 назв. — рос. 1561-9184 https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/141095 629.7+531.3+532.6 Предложены перспективные направления модернизации ракет космического назначения (РКН) среднего класса, направленные на повышение их целевой эффективности в расширенном диапазоне условий эксплуатации путем реализации неиспользованных внутренних резервов на основе: активного управления текущим состоянием упругодеформирующегося корпуса РКН и гидродинамической обстановки в ее топливных баках с использованием бортовых средств; применения на первой ступени РКН терминального управления ее угловым движением с учетом ограничений на контролируемые параметры полета; реализации энергетически оптимального алгоритма выведения и обслуживания космической ступенью РКН дискретной полезной нагрузки с применением алгебраических методов дискретно-событийного моделирования. Запропоновано перспективні напрями модернізації ракет космічного призначення (РКП) середнього класу, скеровані на підвищення їх цільової ефективності у розширеному діапазоні умов експлуатації шляхом реалізації невикористаних внутрішніх резервів на основі: активного управління поточним станом корпуса РКП, що пружно деформується, і гідродинамічної обстановки в її паливних баках з використанням бортових засобів; застосування на першому ступені РКП термінального управління її кутовим рухом з урахуванням обмежень на контрольовані параметри польоту; реалізації енергетично оптимального алгоритму виведення і обслуговування космічним ступенем РКП дискретного корисного навантаження із застосуванням алгебраїчних методів дискретно-подієвого моделювання. Advanced lines for updating the space medium-sized carrier rockets (SMSCR) are offered increasing their target-oriented efficiency in an extended operational range. To attain this, untapped internal reserves are considered based on the active control of current state of the SMSCR elastodeforming body and a hydrodynamic situation in its fuel tanks with the use of SMSCR-born equipment. The terminal control of the angular motion of the first stage of the SMSCR can also be employed taking into account limitations of the control parameters of the flight. The energetically optimal algorithm for launching and servicing the discrete payload by the space stage of the SMSCR is realized using the algebraic methods of the discrete-event simulation. ru Інститут технічної механіки НАН України і НКА України Техническая механика Повышение целевой эффективности ракеты космического назначения среднего класса: перспективные направления модернизации Article published earlier |
| institution |
Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine |
| collection |
DSpace DC |
| title |
Повышение целевой эффективности ракеты космического назначения среднего класса: перспективные направления модернизации |
| spellingShingle |
Повышение целевой эффективности ракеты космического назначения среднего класса: перспективные направления модернизации Горбунцов, В.В. Заволока, А.Н. Свириденко, Н.Ф. |
| title_short |
Повышение целевой эффективности ракеты космического назначения среднего класса: перспективные направления модернизации |
| title_full |
Повышение целевой эффективности ракеты космического назначения среднего класса: перспективные направления модернизации |
| title_fullStr |
Повышение целевой эффективности ракеты космического назначения среднего класса: перспективные направления модернизации |
| title_full_unstemmed |
Повышение целевой эффективности ракеты космического назначения среднего класса: перспективные направления модернизации |
| title_sort |
повышение целевой эффективности ракеты космического назначения среднего класса: перспективные направления модернизации |
| author |
Горбунцов, В.В. Заволока, А.Н. Свириденко, Н.Ф. |
| author_facet |
Горбунцов, В.В. Заволока, А.Н. Свириденко, Н.Ф. |
| publishDate |
2016 |
| language |
Russian |
| container_title |
Техническая механика |
| publisher |
Інститут технічної механіки НАН України і НКА України |
| format |
Article |
| description |
Предложены перспективные направления модернизации ракет космического назначения (РКН) среднего класса, направленные на повышение их целевой эффективности в расширенном диапазоне условий эксплуатации путем реализации неиспользованных внутренних резервов на основе: активного управления текущим состоянием упругодеформирующегося корпуса РКН и гидродинамической обстановки в ее топливных баках с использованием бортовых средств; применения на первой ступени РКН терминального управления ее угловым движением с учетом ограничений на контролируемые параметры полета; реализации энергетически оптимального алгоритма выведения и обслуживания космической ступенью РКН дискретной полезной нагрузки с применением алгебраических методов дискретно-событийного моделирования.
Запропоновано перспективні напрями модернізації ракет космічного призначення (РКП) середнього класу, скеровані на підвищення їх цільової ефективності у розширеному діапазоні умов експлуатації шляхом реалізації невикористаних внутрішніх резервів на основі: активного управління поточним станом корпуса РКП, що пружно деформується, і гідродинамічної обстановки в її паливних баках з використанням бортових засобів; застосування на першому ступені РКП термінального управління її кутовим рухом з урахуванням обмежень на контрольовані параметри польоту; реалізації енергетично оптимального алгоритму виведення і обслуговування космічним ступенем РКП дискретного корисного навантаження із застосуванням алгебраїчних методів дискретно-подієвого моделювання.
Advanced lines for updating the space medium-sized carrier rockets (SMSCR) are offered increasing their target-oriented efficiency in an extended operational range. To attain this, untapped internal reserves are considered based on the active control of current state of the SMSCR elastodeforming body and a hydrodynamic situation in its fuel tanks with the use of SMSCR-born equipment. The terminal control of the angular motion of the first stage of the SMSCR can also be employed taking into account limitations of the control parameters of the flight. The energetically optimal algorithm for launching and servicing the discrete payload by the space stage of the SMSCR is realized using the algebraic methods of the discrete-event simulation.
|
| issn |
1561-9184 |
| url |
https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/141095 |
| citation_txt |
Повышение целевой эффективности ракеты космического назначения среднего класса: перспективные направления модернизации / В.В. Горбунцов, А.Н. Заволока, Н.Ф. Свириденко // Техническая механика. — 2016. — № 4. — С. 50-61. — Бібліогр.: 26 назв. — рос. |
| work_keys_str_mv |
AT gorbuncovvv povyšeniecelevoiéffektivnostiraketykosmičeskogonaznačeniâsrednegoklassaperspektivnyenapravleniâmodernizacii AT zavolokaan povyšeniecelevoiéffektivnostiraketykosmičeskogonaznačeniâsrednegoklassaperspektivnyenapravleniâmodernizacii AT sviridenkonf povyšeniecelevoiéffektivnostiraketykosmičeskogonaznačeniâsrednegoklassaperspektivnyenapravleniâmodernizacii |
| first_indexed |
2025-11-25T23:28:40Z |
| last_indexed |
2025-11-25T23:28:40Z |
| _version_ |
1850581373558980608 |
| fulltext |
50
УДК 629.7+531.3+532.6
В. В. ГОРБУНЦОВ, А. Н. ЗАВОЛОКА, Н. Ф. СВИРИДЕНКО
ПОВЫШЕНИЕ ЦЕЛЕВОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ
РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ СРЕДНЕГО КЛАССА:
ПЕРСПЕКТИВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ МОДЕРНИЗАЦИИ
Институт технической механики
Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины,
ул. Лешко-Попеля, 15, 49005, Днепр, Украина; e-mail: office.itm@nas.gov.ua
Предложены перспективные направления модернизации ракет космического назначения (РКН)
среднего класса, направленные на повышение их целевой эффективности в расширенном диапазоне усло-
вий эксплуатации путем реализации неиспользованных внутренних резервов на основе: активного управ-
ления текущим состоянием упругодеформирующегося корпуса РКН и гидродинамической обстановки в ее
топливных баках с использованием бортовых средств; применения на первой ступени РКН терминального
управления ее угловым движением с учетом ограничений на контролируемые параметры полета; реализа-
ции энергетически оптимального алгоритма выведения и обслуживания космической ступенью РКН дис-
кретной полезной нагрузки с применением алгебраических методов дискретно-событийного моделирова-
ния.
Запропоновано перспективні напрями модернізації ракет космічного призначення (РКП) середнього
класу, скеровані на підвищення їх цільової ефективності у розширеному діапазоні умов експлуатації шля-
хом реалізації невикористаних внутрішніх резервів на основі: активного управління поточним станом
корпуса РКП, що пружно деформується, і гідродинамічної обстановки в її паливних баках з використанням
бортових засобів; застосування на першому ступені РКП термінального управління її кутовим рухом з
урахуванням обмежень на контрольовані параметри польоту; реалізації енергетично оптимального алго-
ритму виведення і обслуговування космічним ступенем РКП дискретного корисного навантаження із за-
стосуванням алгебраїчних методів дискретно-подієвого моделювання.
Advanced lines for updating the space medium-sized carrier rockets (SMSCR) are offered increasing their
target-oriented efficiency in an extended operational range. To attain this, untapped internal reserves are consid-
ered based on the active control of current state of the SMSCR elastodeforming body and a hydrodynamic situa-
tion in its fuel tanks with the use of SMSCR-born equipment. The terminal control of the angular motion of the
first stage of the SMSCR can also be employed taking into account limitations of the control parameters of the
flight. The energetically optimal algorithm for launching and servicing the discrete payload by the space stage of
the SMSCR is realized using the algebraic methods of the discrete-event simulation.
Ключевые слова: ракета космического назначения, космическая сту-
пень, мониторинг текущего состояния, упругодеформирующийся корпус,
терминальное управление, система топливоподачи, свободные газовые
включения, система наддува, турбулентные вихревые кольца, дискретно-
событийное моделирование.
Космическая деятельность мирового сообщества осуществляется в на-
стоящее время в рамках устойчиво функционирующей, динамично разви-
вающейся и интенсивно коммерциализирующейся отрасли мировой эконо-
мики. С каждым годом в этот вид деятельности вовлекается всё большее чис-
ло государств, их объединений, крупных корпораций и даже частных пред-
приятий; это обусловливает значительные темпы роста инвестиций в косми-
ческую отрасль и ужесточение конкурентной борьбы за их освоение [1, 2].
Очевидно, что наиболее значимые конкурентные преимущества дают проект-
ные решения, обеспечивающие уменьшение экологического ущерба от экс-
плуатации ракет космического назначения (РКН) и снижение удельной стои-
мости выведения полезного груза (ПГ) на рабочую орбиту за счет [2, 3]:
– обеспечения управляемости, стабилизации и устойчивости движения
РКН на участке выведения в условиях действия внешних и внутренних на-
грузок (систематических и случайных) и повышения точности выведения ПГ;
В. В. Горбунцов, А. Н. Заволока, Н. Ф. Свириденко, 2016
Техн. механика. – 2016. – № 4.
51
– повышения безопасности эксплуатации РКН путём контроля и управле-
ния текущим состоянием её систем;
– расширения диапазона инвариантности к условиям пуска;
– весового совершенствования РКН путем доведения эффективности ис-
пользования бортовых ресурсов (прочностных и энергетических) до предель-
но возможных значений.
Для наиболее эффективного использования энергетических возможностей
РКН среднего класса применительно к перспективным задачам доставки ПГ на
заданную орбиту, РКН, как правило, комплектуются космической ступенью
(КС). Такая КС предназначена для решения разнообразных задач выведения сис-
темы космических аппаратов (КА) на индивидуальные орбиты и их последующе-
го обслуживания, включая дозаправку, буксировку и т. д. [4, 5]. В связи с этим
для КС характерны значительные запасы по энергетике и тяговооруженности и
наличие высокопроизводительной системы управления (СУ), функционирую-
щей на основе бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ); зачастую
такая СУ является общей для РКН и КС.
Принимая во внимание высокую стоимость и значительную продолжи-
тельность цикла проектирования и отработки новых РКН, экономически вы-
годным и технически универсальным путем повышения их целевой эффектив-
ности представляется модернизация существующих РКН, хорошо зарекомен-
довавших себя в процессе многолетней эксплуатации. Рациональные пути мо-
дернизации такого рода рассмотрены ниже на примере РКН среднего класса
«Зенит», тактико-технические и эксплуатационные характеристики которой во
многом соответствуют перечисленным выше требованиям к перспективным
РКН [7], включая:
– высокие и стабильные энергетические характеристики двигательной
установки (ДУ) первой ступени ракеты;
– высокий уровень надежности, подтвержденный многолетней успешной
эксплуатацией ракеты [8];
– автоматизированный режим подготовки и осуществления пусков с пе-
риодичностью ~ 5 часов;
– инвариантность к типу стартовой позиции и условиям пуска (наземный,
морской старт и т. п.);
– высокую точность выведения ПГ по высоте, наклонению и периоду обра-
щения с возможностью реализации любых наклонений орбиты и обеспечения
уменьшения площади отчуждаемых районов падения отделяющихся частей РКН
за счет реализации бокового маневрирования второй ступени по рысканию;
– экологическую безопасность, которая обеспечивается использованием
нетоксичных и малотоксичных компонентов топлива (КТ).
Кроме того, рассматривая перспективность и целесообразность модерни-
зации на примере РКН «Зенит», необходимо принимать во внимание наличие
уже сформировавшегося устойчивого места этого носителя в сегменте рынка
услуг по запуску ПГ массой от 3 до 15,7 т и его репутации как экономически
выгодного и хорошо зарекомендовавшего себя средства выведения ПГ.
РКН представляет собой многокомпонентную систему, функционирова-
ние которой происходит в условиях действия различного рода нагрузок и
влияния разнообразных факторов (систематических и случайных), иниции-
рующих возникновение неустойчивостей её отдельных подсистем; после-
дующее развитие такой неустойчивости может привести к снижению и даже
52
утрате работоспособности как этими системами, так и ракетой в целом.
Сложившаяся практика решения задач управления полетом РКН основы-
вается на использовании её математической модели (ММ) в виде формализо-
ванного описания отображения входных процессов в выходные, предпола-
гающего наличие достаточного объема адекватных данных о состоянии объ-
екта управления (ОУ) в различные моменты времени. Продуктивным мето-
дом получения данных о текущем состоянии РКН и контроля возникновения
и развития нештатных ситуаций на её борту в процессе полета является ис-
пользование мониторинга текущего состояния (МТС) систем РКН для орга-
низации оперативного управления в полете путём парирования бортовыми
средствами нежелательных последствий указанных ситуаций [6].
Полет РКН происходит в условиях воздействия комплекса детерминиро-
ванных и случайных факторов, так что определение расчетным путем парамет-
ров напряженно-деформированного состояния и истинной реакции конструк-
ции на действие внешних сил как случайных величин, представляет собой
практически неразрешимую задачу. В частности, вследствие отсутствия устой-
чивой формы равновесия ракеты, движущейся под действием тяги маршевого
двигателя (МД), в процессе полета возникают и развиваются изгибные колеба-
ния корпуса РКН, существенным образом влияющие на устойчивость ее дви-
жения и управляемость [9]. Перспектива обеспечения управляемости при этом
определяется возможностью управляющих органов (УО) РКН по парированию
последствий действующих возмущений с учетом точности их количественных
оценок и реальных динамических характеристик самой РКН. Кроме того, зада-
ча управления движением РКН существенно осложняется наличием силовых
факторов, обусловленных значительной подвижностью находящихся в топлив-
ных баках (ТБ) РКН значительных масс КТ.
Применяемые в настоящее время методы решения задачи управления
движением РКН как системы «упругодеформирующийся корпус ракеты –
подвижные КТ в ТБ» весьма сложны и громоздки даже в упрощенной линеа-
ризованной постановке, малопродуктивны для определения динамических
характеристик РКН в полете и требуют значительных затрат временных и
вычислительных ресурсов. Хотя такие методы, вообще говоря, позволяют
оценивать расчетным путем реакцию ракеты на действующие в полете на-
грузки, однако, с увеличением удлинения корпуса (например, в случае уста-
новки КС) необходимо учитывать всё более значимое влияние динамических
свойств корпуса на управляемость.
Наличие на борту современных РКН высокопроизводительной БЦВМ от-
крывает широкие возможности в части:
– повышения безопасности функционирования путём организации МТС
бортовых систем в полете с целью управления возникновением, развитием и
парированием возможных нештатных ситуаций;
– организации на основе данных МТС активного управления РКН в усло-
виях возможного возникновения в полете нештатных ситуаций с использова-
нием бортовых УО;
– реализации на КС высокоэффективного алгоритма решения задачи
энергетически оптимального обхода совокупности КА, располагающихся на
различных орбитах.
В то же время устанавливаемые на РКН системы МТС ориентированы, в
большинстве своем, на решение задач телеметрии (когда обработка получен-
53
ных данных, с целью последующего анализа условий возникновения и разви-
тия нештатных ситуаций на борту в процессе полета, осуществляется в на-
земных условиях по результатам пусков), так что полученная информация не
может быть использована для организации оперативного управления в поле-
те текущим состоянием конструкции ОУ путём парирования нежелательных
последствий указанных ситуаций. Реализация таких возможностей системы
МТС должна базироваться на новом методическом подходе к моделирова-
нию нештатных ситуаций в бортовых системах, подлежащих управлению.
Такой подход должен основываться на целостном рассмотрении текущего
состояния ОУ как результата эволюции совокупности взаимосвязанных его
реакций на действующие возмущения с учетом начальных условий, началь-
ных несовершенств, характеристик ОУ и предыстории его нагружения [9].
Реализация такого феноменологического подхода включает следующие эта-
пы:
– выбор или выявление объекта-аналога, реакция которого адекватна реак-
ции ОУ на действующие условия его нагружения в полете;
– выбор инструментальных средств измерения параметров, характери-
зующих текущее состояние объекта-аналога, обеспечивающих возможность
их согласования в процессе функционирования с БЦВМ и приводами УО,
используемых на РКН;
– выбор рационального метода формализации полученных данных изме-
рений, обеспечивающего построение ММ объекта управления и быстродей-
ствующего алгоритма управления его состоянием.
Такой подход обеспечивает переход от решения задачи управления объ-
ектом в условиях неопределенности входных параметров к решению обыч-
ной задачи управления, основанной на полном знании всех параметров ММ
объекта управления.
Примером реализации феноменологического подхода в рамках решения
рассматриваемых здесь задач модернизации РКН является предложенный в
[10] способ восстановления по результатам измерений в процессе полета дей-
ствительной текущей формы гибкой осевой линии корпуса (ГОЛК) упругоде-
формирующейся в полете РКН, которая интегрально и объективно отражает
действие всех возмущений систематического и случайного характера, влияю-
щих на изгиб корпуса, а также демпфирующие свойства корпуса и т. д. Для
восстановления по результатам измерений текущей формы ГОЛК требуется
постоянно / периодически:
– измерять текущие упругие деформации элементов конструкции корпуса
РКН (например, оболочек) вдоль его образующих, лежащих в плоскостях
управления возмущенным движением;
– по измеренным деформациям восстанавливать текущую форму ГОЛК;
– определять, с учетом восстановленной текущей формы ГОЛК упруго-
деформирующейся в полете РКН, параметры ее отклонения от осевой линии
РКН как абсолютно жесткого твердого тела по всей длине корпуса РКН, в
том числе – в местах установки УО и комплекса командных приборов (ККП).
По определению, ГОЛК является интегральной характеристикой текущих
упругих деформаций элементов конструкции корпуса РКН, измеренных в от-
дельных точках корпуса, и поэтому менее чувствительна к «точечным» ошиб-
кам измерений. Выполнение измерительных устройств (ИУ) в виде, например,
широко применяемых в ракетно-космической технике тензометрических дат-
54
чиков, устанавливаемых на поверхности оболочек корпуса РКН вдоль его об-
разующих, лежащих в плоскостях управления возмущенным движением, по-
зволяет не только определить на основе полученных данных текущую форму
ГОЛК, но и достаточно просто отфильтровывать высокочастотные помехи из-
меренного сигнала, не искажая его низкочастотную составляющую (оказы-
вающую наибольшее влияние на прочностные характеристики корпуса РКН
[9]). Восстановленная по результатам измерений текущая форма ГОЛК являет-
ся основой для идентификации ГОЛК как ОУ, включая определение:
– координат характерных точек ГОЛК;
– углов отклонения ГОЛК от осевой линии корпуса как твердого тела в
этих точках;
– погрешностей угловых измерений ККП, вносимых изгибом РКН и т. п.
В этом плане задача идентификации ОУ не имеет самостоятельного значе-
ния, а определяется целью управления и необходима для построения ММ ОУ
(реакция которой на возмущение на входе аналогична реакции самого объекта)
как функциональной связи между входом и выходом ОУ. Используя эти данные,
можно осуществлять обоснованное (в соответствии с предъявленными требова-
ниями к точности управления) упрощение ММ путем понижения ее размерности,
в том числе, например, путем представления ГОЛК в виде шарнирной связки
двух тел, для которой жесткость и расположение шарнира в связанной с корпу-
сом РКН системе координат известны [11].
Такая ММ, на практике реализующая принцип укрупнения (т. е. позво-
ляющая заменить модель высокой размерности моделью существенно мень-
шей размерности без потери наиболее значимой в рассматриваемой поста-
новке информации), позволяет сформировать рациональный алгоритм систе-
мы активного управления (САУ) изгибными колебаниями упругодеформи-
рующегося в полете корпуса РКН с полномерной обратной связью (ОС) на
базе бортовых средств измерения и обработки их результатов. В целом же
предложенный подход позволяет сформировать:
– ММ управляемого процесса, дающую возможность учесть основные
свойства корпуса РКН и действующих на него в полете возмущений;
– быстродействующий алгоритм подавления изгибных колебаний упру-
годеформирующегося корпуса,
т. е. осуществлять активное управление в реальном масштабе времени фак-
тически случайными событиями за пределами разрешения традиционного
ККП, но с использованием традиционных УО. В результате подавления из-
гибных колебаний упругодеформирующегося в полете корпуса, РКН приоб-
ретает форму, с высокой степенью достоверности соответствующую форме
абсолютно жесткой ракеты. Это, в свою очередь, обусловливает возможность
снижения веса несущих конструкций РКН, повышение показателя её весово-
го совершенства и, в конечном итоге, приведет к улучшению энергетических
возможностей – увеличению массы выводимого на заданную орбиту ПГ. Ис-
пользование полученных таким образом резервов по энергетике позволяет
расширить диапазон решаемых РКН задач.
В общем случае алгоритм функционирования СУ, позволяющий расши-
рить диапазон энергетических возможностей РКН с учетом обеспечения ак-
тивного подавления изгибных колебаний упругодеформирующегося в полете
её корпуса, может формироваться не только с учетом загрузки УО, но, в
принципе, и возможности оперативного изменения режима работы МД
55
(дросселирования) при прохождении участка максимальных скоростных на-
поров. Необходимый уровень тяги при этом целесообразно определять на
основе прогнозных оценок [12]:
– скоростного напора q на двух последовательных тактах формирования
программы углового движения РКН;
– уровня тяги, обеспечивающего равенство указанных оценок макси-
мально допустимому значению maxq .
В качестве одного из возможных путей повышения энергетической эф-
фективности РКН среднего класса с функционирующей системой активного
подавления в полете изгибных колебаний корпуса может рассматриваться
применение терминального управления (ТУ) угловым движением первой
ступени с формированием в процессе полета траектории, близкой к энерге-
тически оптимальной, с учетом заданных ограничений на контролируемые
параметры полета (как на траектории полета, так и в момент разделения сту-
пеней) [12]:
– угловую скорость разворота по тангажу ;
– максимальное значение скоростного напора maxq ;
– предельные значения углов атаки .
Возможность реализации такого управления, базирующегося на извест-
ной постановке задачи ТУ полетом РКН на участке движения второй ступе-
ни, обусловлена в этом случае поддержанием формы корпуса РКН, в макси-
мальной степени приближенной к абсолютно жесткому твердому телу, что
обеспечивает:
– повышенную точность информационного обеспечения автомата стаби-
лизации (АС), в том числе с мест установки ККП и УО;
– возможность функционирования АС с использованием упрощенных
уравнений движения центра масс РКН.
При этом собственно ТУ включает:
– прогнозирование терминальных параметров движения первой ступени
РКН на основе численного интегрирования системы дифференциальных
уравнений движения центра масс ракеты;
– формирование текущей программы угла тангажа РКН как ОУ;
– коррекцию текущей программы угла тангажа для учета особенностей
функционирования РКН как ОУ;
– формирование программы регулирования уровня тяги МД;
– текущее уточнение программы управления в реальном масштабе полет-
ного времени;
– оптимизацию программы угла тангажа по энергетическому критерию
(функционалу) с учетом ограничений на значения величин скоростного напо-
ра и угла атаки.
На каждой итерации управления при прогнозируемом нарушении ограниче-
ний, программа угла тангажа корректируется исходя из условия обеспечения
движения по границе допустимой области и условия достижения максимума ква-
зитерминального функционала управления РКН [12]. При этом обеспечивается
также повышение точности выведения ПГ и направления его отделения от РКН
за счет минимизации влияния ошибок стабилизации ракеты и навигационных
ошибок, связанных с определением ее координат на траектории выведения. Это,
в свою очередь, положительно отражается на эффективности расходования бор-
56
товых запасов топлива ПГ, расходуемых на стабилизацию ПГ и его маневриро-
вание после отделения от последней ступени РКН.
Проблемы анализа целевой эффективности современных РКН связаны с
необходимостью разработки мультидисциплинарных методов математическо-
го моделирования сложных технических систем, не укладывающихся в рамки
одной единственной научной дисциплины и концепции моделирования; так,
в системно-динамической модели РКН приходится решать задачи моделиро-
вания индивидуальных свойств разнородных объектов. Например, в условиях
ограниченности бортовых запасов топлива на РКН эффективность их исполь-
зования при выполнении различных задач полета непосредственно зависит от
уровня организации рабочих процессов в системе топливоподачи, включающей
ТБ с заборными устройствами, топливные магистрали и системы наддува (СН)
топливных баков. Характеристики СН (которая предназначена для поддержа-
ния уровня давления в ТБ, требуемого для бескавитационной работы заборных
устройств и двигателей, устойчивости тонкостенных конструкций ТБ) оказы-
вают значительное влияние на эффективность и полноту использования ограни-
ченных бортовых запасов топлива [13 – 15].
На большинстве современных РКН применяются системы наддува ТБ по-
дачей газа в свободный газовый объем (СГО) бака в виде неизотермической
струи. И хотя теоретический анализ этого метода показывает принципиальную
возможность уменьшения расхода газа на наддув путем увеличения скорости
его подачи, однако возможности такого пути крайне ограничены ввиду [15]:
– невысокой дальнобойности газовой струи в условиях внутрибакового
пространства, что особенно существенно для ТБ значительных удлинений;
– негативных последствий взаимодействия струи с поверхностью КТ,
особенно существенных в начальный период работы, когда уровни заполне-
ния баков значительны;
– возрастания скорости обтекания ограничивающих СГО поверхностей,
сопровождающегося значительным ростом непроизводительных потерь теп-
ла газом наддува.
Отсюда следует, что перспективы совершенствования характеристик не-
изотермических СН обусловлены, главным образом, возможностью успеш-
ного решения следующих задач:
– интенсификации процессов переноса тепла и массы с целью обеспечения
эффективного перемешивания газом наддува свободного газового объема ТБ;
– уменьшения степени взаимодействия газа наддува с ограничивающими
СГО поверхностями.
Анализ различных аспектов этой проблемы [15, 16] показал, что перспектив-
ным путем решения рассматриваемой задачи может быть подача нагретого газа в
бак в виде движущихся упорядоченных структур – турбулентных вихревых ко-
лец (ТВК), характерной особенностью которых является способность проходить
значительные расстояния ( 20L м) даже при относительно небольшой началь-
ной скорости движения ( 30 V м/с). Указанная особенность ТВК позволяет:
– снизить интенсивность взаимодействия газа наддува с поверхностью
КТ, в том числе при больших уровнях заполнения ТБ;
– обеспечить эффективное перемешивание СГО;
– значительно уменьшить потери тепла в стенки бака и, как следствие,
уменьшить расход газа на наддув ТБ.
Установлено, что влияние стенок емкости на процесс формирования и рас-
57
пространения ТВК при отношении диаметра ТБ к диаметру ТВК 4/ твкб dD
отсутствует, а с повышением частоты генерирования ТВК свыше 5 – 8 Гц из
последовательно движущихся ТВК формируется устойчивый вихревой
«столб», длина которого возрастает с увеличением массы газа в ТВК и их на-
чальной скорости. При частоте генерирования ТВК 1510 f Гц достигается
максимальная протяженность вихревого «столба». При этом размеры ТВК
практически не изменяются в процессе движения, что свидетельствует о воз-
можности переноса ими высокотемпературного газа на значительные рас-
стояния без существенных потерь.
Процесс столкновения ТВК с поверхностью КТ характеризуется сущест-
венно меньшей (в 4 – 5 раз) деформацией последней, по сравнению с воздей-
ствием струи с аналогичными показателями дальнобойности и расхода, и,
кроме того, сопровождается возникновением циркуляционных течений в
приповерхностном слое жидкости. Последние приводят к снижению интен-
сивности тепломассообмена между газом наддува и КТ и, как следствие,
уменьшению температуры поверхности последнего.
В целом результаты проведенных исследований подтвердили возмож-
ность улучшения энергомассовых характеристик систем неизотермического
наддува ТБ с использованием подачи газа наддува в СГО в виде ТВК, обес-
печивающих, по сравнению со струйной подачей, экономию 20 – 25 % топ-
лива, расходуемого на генерирование газа для наддува ТБ [16].
Необходимо отметить простоту конструкционных изменений, которые
необходимы для преобразования существующих СН со струйной подачей
газа наддува в СН с подачей газа в режиме ТВК; суть изменений заключается
в использовании в качестве газоввода специального насадка в виде газодина-
мического генератора колебаний расхода газа [17].
При модернизации РКН типа «Зенит», ориентированной на расширение
диапазона ее целевой эффективности, особого внимания заслуживает проблема
обеспечения устойчивости функционирования МД по содержанию свободных
газовых включений (СГВ) на выходе из ТБ в условиях действующих в полете
вибронагрузок и других возмущений систематического и случайного характе-
ра. Это объясняется спецификой системы подачи окислителя, включающей
внутрибаковые системы для его перемешивания в полете барботирующими
пузырями гелия, хранящегося в специальных баллонах, размещаемых в крио-
генной жидкости во внутрибаковом пространстве [18].
Подход к решению задачи предотвращения возможности проникания
СГВ в топливные магистрали МД РКН в количествах, способных привести к
нарушениям штатного режима его функционирования в процессе полета,
предложен в [19, 20]. Этот подход также основан на активном управлении
гидродинамической обстановкой (ГДО) в ТБ с использованием данных МТС
ГДО бортовыми средствами; при этом активное управление ГДО рассматри-
вается как совокупность взаимосвязанных задач наблюдения ГДО (т. е. изме-
рения определяющих ее текущее состояние параметров) и собственно управ-
ления. Однако, в отличие от управления изгибными колебаниями корпуса
РКН, активное управление ГДО приходится осуществлять в условиях непол-
ного наблюдения вектора состояния ОУ. Это объясняется отсутствием в на-
стоящее время методов и инструментальных средств, позволяющих получить
в процессе полета РКН объективные данные о текущем содержании СГВ в
КТ, их распределении, размерах и параметрах движения.
58
Необходимо отметить, что все наиболее часто применяемые методы и
средства обеспечения штатных условий по параметру содержания СГВ на
входе в топливные магистрали и насосы двигателя РКН не гарантируют воз-
можности их поддержания при изменении условий эксплуатации РКН; при-
чиной этого является преимущественно пассивный характер оказываемого
ими влияния на ГДО в ТБ. Отличительный признак такого влияния – невоз-
можность организации цепи ОС как звена, принципиально необходимого для
осуществления эффективного воздействия на процессы движения СГВ сооб-
разно с изменяющейся в процессе полета ГДО в КТ, находящихся в ТБ.
В этой связи, в [20] для организации активного управления ГДО предло-
жено использовать алгоритм управления значениями не действующих ( д
pA ), а
критических – по условию начала опускного движения СГВ – уровней пуль-
саций давления ( кр
pA ), обеспечивая в течение всего активного участка траек-
тории полета их превышение над действующими уровнями пульсаций давле-
ния в столбе КТ в ТБ. Целесообразность и возможность такой стратегии
управления обусловлена наличием явной зависимости кр
pA от давления aP в
СГО бака (т. е. от давления наддува). Это предопределяет возможность осу-
ществления достаточно простого способа управления величиной кр
pA путем
изменения расхода газа наддува в процессе функционирования ОУ, исполь-
зуя измеряемые в полете бортовыми средствами текущие значения:
– осевой перегрузки zn ;
– давления газа в СГО aP ;
– высоты столба КТ в топливном баке H;
– амплитуды пульсаций давления в КТ у нижнего днища ТБ HzpA |д .
При такой постановке, задача МТС параметров переменного поля давлений
в КТ в баках РКН решается как задача восстановления формы его колебаний
по показаниям тензометрического датчика, установленного у днища ТБ. Ис-
пользование для этой цели единственного датчика вполне достаточно ввиду
практической линейности формы колебаний [20], что обусловлено фильтраци-
ей высокочастотных компонент действующих на бак нагрузок его податливым
днищем и достаточно высокой устойчивостью ГДО по отношению к малым
возмущениям. Такой подход, наряду с реализацией принципа укрупнения, по-
зволяет сформировать САУ ГДО в ТБ по параметру отсутствия СГВ на входе в
топливные магистрали двигателя с возможностью организации полноразмер-
ной ОС и достаточно простым алгоритмом управления, который предполагает:
– измерение текущих значений осевой перегрузки, давления газа в СГО,
высоты столба КТ в ТБ и амплитуды пульсаций давления у днища ТБ;
– определение критических значений амплитуд пульсаций давления по
высоте столба КТ;
– выработку управляющего сигнала на привод регулятора расхода газа
наддува и установление такого давления в СГО бака, при котором выполня-
ется условие )()( кр zkAzA pp , где k – коэффициент запаса, в течение време-
ни опускания СГВ от уровня z к выходу из ТБ [20].
В целом, реализация таких подходов к организации наддува ТБ и актив-
ного управления ГДО в них по содержанию СГВ в КТ на выходе из них с ис-
59
пользованием бортовых средств и вычислительных ресурсов БЦВМ даст
возможность уменьшить расход гелия на поддержание требуемого темпера-
турного режима окислителя и, как следствие, уменьшить количество исполь-
зуемых для хранения барботажного газа баллонов.
Реализация предлагаемых путей модернизации РКН «Зенит» позволит
обеспечить:
– повышение точности информационного обеспечения АС данными о те-
кущих параметрах ракеты на участке выведения;
– управляемость РКН и устойчивость работы ее двигателей по содержа-
нию СГВ на выходе из ТБ в широком диапазоне изменения условий эксплуа-
тации;
– повышение эффективности использования бортовых запасов КТ за счет
формирования энергетически оптимальной траектории движения первой сту-
пени на основе ТУ, уменьшения непроизводительных расходов топлива на
генерацию газа для систем неизотермического наддува ТБ и снижения тепло-
вых незаборов КТ;
– повышение точности выведения ПГ;
– дополнительный резерв несущей способности упругодеформирующегося в
полете корпуса, обусловленный эффективным подавлением бортовыми средст-
вами его изгибных колебаний, с перспективой использования этого резерва для
повышения энергетических возможностей РКН в расширенном диапазоне усло-
вий эксплуатации без превышения проектных ограничений на максимальную
величину произведения значений скоростного напора и угла атаки max)( q ;
– снижение удельной стоимости выведения РКН полезных грузов раз-
личного назначения.
Значительный интерес представляет также реализация дополнительного
резерва несущей способности корпуса, обусловленного подавлением в полете
изгибных колебаний корпуса, путем уменьшения толщины стенок ТБ ракеты.
В частности, уменьшение их толщины только на 0,001 м позволит снизить
сухую массу:
– первой ступени РКН «Зенит» – на 900 – 950 кг;
– второй ступени – на 200 – 250 кг.
Это самым существенным образом повысит энергетические возможности
модернизированной РКН и позволит значительно расширить диапазон ре-
шаемых ею задач.
Проблема повышения целевой эффективности собственно КС как струк-
турного элемента РКН, в первую очередь, связана с необходимостью разра-
ботки качественно нового математического обеспечения (МО), поддержи-
вающего учёт в системно-динамической модели КС индивидуальных свойств
разнородных динамических объектов и дискретного характера их движения.
В то же время, при моделировании КС как системы с преобладанием дис-
кретных событий в процессе функционирования, может потребоваться вве-
дение переменных, описывающих непрерывные характеристики отдельных
агрегатов и узлов КС.
В качестве средства решения такого рода комбинаторных задач оптими-
зации целесообразно использовать методы дискретно-событийного модели-
рования (ДСМ), изучающие модели динамических систем, в которых измене-
ние состояния системы происходит из-за возникновения некоторых событий,
возможно, через нерегулярные промежутки времени. Такой подход позволяет
60
исследовать динамику КС, в том числе, когда её ММ используется в качестве
модуля бóльшей системы поддержки принятия решения, которая:
– получает в режиме реального времени данные МТС систем КС;
– оценивает последствия развития текущих ситуаций;
– вырабатывает оптимальные управляющие решения для эволюции КС.
В частности, МО пусков РКН, укомплектованных КС, решающей задачи об-
служивания закрепленной за ней системы КА, должно включать алгоритм реше-
ния задачи энергетически оптимального обхода совокупности КА, располагаю-
щихся на различных орбитах – многоточечной задачи оптимального обхода
(МЗОО) [22]. К настоящему времени сформирован и развит адекватный матема-
тический аппарат анализа и синтеза алгоритмов управления дискретно-
событийными системами, опирающийся на высокопроизводительные алгебраи-
ческие вычислительные методы [22 – 24]. Такой алгебраический подход позво-
ляет уменьшить трудоемкость процесса моделирования функционирования КС с
использованием относительно простых (с вычислительной точки зрения) алго-
ритмов. В Институте технической механики Национальной академии наук Ук-
раины и Государственного космического агентства Украины накоплен положи-
тельный опыт в этой области, подкрепленный разработанными алгоритмами ре-
шения актуальных задач управления ракетно-космическими объектами [25, 26],
показавшими практическую возможность повышения быстродействия алгоритма
решения МЗОО при радикальном снижении потребного объема памяти БЦВМ.
Изложенный материал позволяет сделать следующие
Выводы
Предложены рациональные направления модернизации ракет космическо-
го назначения среднего класса, направленные на повышение их целевой эф-
фективности в расширенном диапазоне условий эксплуатации путем реали-
зации неиспользуемых внутренних резервов на основе:
– активного управления текущим состоянием упругодеформирующегося
корпуса РКН и гидродинамической обстановки в ее топливных баках с ис-
пользованием бортовых средств;
– применения на первой ступени РКН терминального управления ее уг-
ловым движением с учетом ограничений на контролируемые параметры по-
лета;
– применения алгоритма реализации энергетически оптимального реше-
ния задачи выведения и обслуживания космической ступенью РКН много-
элементной полезной нагрузки на основе алгебраических методов дискретно-
событийного моделирования.
1. Медведчиков Д. Страхование космической деятельности. Новости космонавтики. 1994. № 24. С. 41 – 44.
2. Безопасность критических инфраструктур: математические и инженерные модели анализа и обеспече-
ния : Под ред. В. С. Харченко. Харьков: НАКУ им. Н. Е. Жуковского «ХАИ», 2011. 244 с.
3. Динеев В. Г., Жердев Ю. В., Киреев В. А. и др. Направление развития систем управления космических
средств выведения. Космонавтика и ракетостроение. 1999. № 13. С. 129 – 132.
4. Сердюк В. К. Проектирование средств выведения космических аппаратов : учеб. пособие для вузов.
Москва : Машиностроение, 2009. 504 с.
5. Разработка систем космических аппаратов : Под ред. П. Фортескью, Г. Суайнерда, Д. Старка. Москва :
Альпина Паблишер, 2015. 765 с.
6. Айзенберг Я. Е., Златкин Ю. М., Калногуз А. Н. и др. Управление по углам атаки и скольжения первых
ступеней РН. Космічна наука і технологія. 2002. Т. 8, № 1. С. 61 – 79.
7. Призваны временем. Ракеты и космические аппараты ГКБ « Южное» : в 2-х т. Под общ. ред. С. Н. Ко-
нюхова. Днепропетровск : АРТ-ПРЕСС, 2004. Т. 1. От противостояния к техническому сотрудничеству.
768 с.
61
8. Могилевцев А. А., Фартушный С. К., Тищенко Ю. С. Возможные направления работ по уменьшению
объемов контрольно-выборочных испытаний для коммерческих ракетных программ. Космическая тех-
ника. Ракетное вооружение. 2007. Вып. 2. С. 90 – 100.
9. Феодосьев В. И. Десять лекций-бесед по сопротивлению материалов. Москва : Физматлит, 2002. 320 с.
10. Спосіб і пристрій управління збуреним рухом пружно деформованої ракети-носія навколо центру
мас : пат. 102987 Україна : МПК В 64 С 13/00 / В. В. Горбунцов, О. М. Заволока, М. Ф. Свириденко.
№ U201209134 ; заявл. 25.07.2012 ; опубл. 27.08.2013, Бюл. № 16.
11. Горбунцов В. В., Заволока А. Н., Свириденко Н. Ф. Математическая модель упругодеформирующейся в
полёте ракеты-носителя. Техническая механика. 2013.№ 4. С. 59 – 70.
12. Заволока А. Н. Проблемы и новые задачи повышения энергетической эффективности ракет-носителей.
Техническая механика. 2008. №2. С. 34 – 42.
13. Пилипенко О. В., Заволока А. Н., Николаев А. Д., Свириденко Н. Ф. и др. Сплошность газонасыщенных
компонентов топлива при полётных вибрациях жидкостной ракеты-носителя. Техническая механика.
2009. № 4. С. 3 – 16.
14. Митиков Ю. А., Антонов В. А., Волошин М. Л., Логвиненко А. И. Пути повышения надежности и безо-
пасности эксплуатации ракетных комплексов. Авиационно-космическая техника и технология. 2012.
№ 3 (90). С. 30 – 36.
15. Будник В. С., Даниев Ю. Ф., Свириденко Н. Ф. Обобщенный энергетический подход к организации
тепломассообменных процессов в свободном газовом объеме топливных баков жидкостных ракет. Тех-
ническая механика. 1998. Вып. 7. С. 98 – 106.
16. Митиков Ю. А., Свириденко Н. Ф. Исследование высокотемпературного газа для наддува топливных
баков двигательных установок нового поколения : Проблемы и пути их решения. Техническая механи-
ка. 2013. № 1. С. 68 – 77.
17. АС 291984, СССР, МПК F02K9/42. Способ и устройство для наддува бака / Свириденко Н. Ф., Мосей-
ко В. А., Митиков Ю. А. и др. № 200200; заявл. 04.05.1988; опубл. 01.04.1989.
18 Жовтоног В. М., Логвиненко А. И., Солод С. Д. Современные системы наддува верхних ступеней ракет-
носителей на криогенных компонентах топлива. Космическая техника. Ракетное вооружение. 2007.
Вып. 2. С. 37 – 42.
19. Спосіб і пристрій забезпечення стійкості роботи двигуна ракети-носія на рідких газонасичених компо-
нентах палива : пат. 104841 Україна, МПК F 02 K 9/42 / В. В. Горбунцов, О. М. Заволока, М. Ф. Свири-
денко. № U201209694 ; заявл. 10.08.2012 ; опубл. 11.03.2014, Бюл. № 6.
20. Горбунцов В. В., Заволока А. Н., Свириденко Н. Ф. Особенности формирования алгоритма активного
управления содержанием свободных газовых включений на входе в топливные магистрали маршевого
двигателя по данным мониторинга текущего состояния гидродинамической обстановки в баках ракеты-
носителя. Техническая механика. 2015. № 4. С.103 – 116.
21. Wainer G. A. Discrete-event modeling and simulation : a practitioner’s approach. Boca Raton : CRC Press,
Taylor & Francis Group, 2009. 486 p.
22. Горбунцов В. В. Теоретико-групповой подход к решению комбинаторных задач оптимизации. Киев : Наук.
думка, 1983. 192 с.
23. Heidergott B., Olsder G. J., van der Woude J. Max Plus at Work. Modeling and Analysis of Synchronized Sys-
tems: A course on Max-Plus Algebra and Its Applications. Princeton : Princeton University Press, 2006. 232 p.
24. Кривулин Н. К. Методы идемпотентной алгебры в задачах моделирования и анализа сложных систем.
Санкт -Петербург : Изд-во С.-Петерб. ун-та, 2009. 256 с.
25. Горбунцов В. В. Теоретико-групповой метод оптимизации многоэлементных систем. Космич. наука и
техника. 1988. Вып. 3. С. 22 – 27.
26. Горбунцов В. В. Расчет и оптимизация методом «элементарной ячейки» дискретных программ управления
движением КЛА. Космич. наука и техника. 1992. Вып. 6. С. 33 – 40.
Получено 09.11.2016,
в окончательном варианте 29.11.2016
|