CC BY
85Решетневскуе чтения. 2013
УДК 629.78.015
О ПРОЦЕДУРЕ ПРОТОЛЕТНЫХ И ПРИЕМНЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ НА МЕХАНИЧЕСКИЕ ВОЗДЕЙСТВИЯ
В. И. Копытов, С. А. Орлов
ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]
Рассматриваются подходы к формированию режимов протолетных и приемных испытаний космических аппаратов (КА) негерметичного исполнения. Приводится процедура формирования режимов акустических и вибрационных испытаний КА.
Ключевые слова: космический аппарат, акустические испытания, вибрационные испытания
ON THE PROCEDURE OF PROTOFLIGHT AND ACCEPTANCE MECHANICAL
TESTS OF SPACECRAFT
V. I. Kopytov, S. A. Orlov
JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]
The paper examines approaches to the formation of test profiles for protoflight and acceptance mechanical tests of unpressurized spacecraft. The procedure of formation of the test profiles for acoustic and vibration spacecraft tests is presented.
Keywords: spacecraft, acoustic tests, vibration tests.
Одним из завершающих видов испытаний при изготовлении космических аппаратов являются приемные испытания на механические нагрузки [1; 2]. На сегодняшний день необходимый объем таких испытаний должен включать в себя испытания на гармоническую вибрацию и акустические испытания. При этом используется идеология протолетных испытаний для вновь разрабатываемых КА и приемных испытаний для серийных КА. Протолетные испытания включают испытания на гармоническую вибрацию (испытания в трех взаимно перпендикулярных направлениях) и акустические нагрузки с квалификационными уровнями при некотором сокращении времени нагружения [1; 2]. Приемные испытания проводятся с эксплуатационными уровнями (объем и время испытаний соответствуют протолетным испытаниям). Следует отметить, что отечественная нормативно-техническая документация испытаний штатных КА с квалификационными уровнями нагружения не предусматривает, но и не запрещает проводить такие испытания. Формирование режимов испытаний проводится сначала на отработочном инженерно-квалификационном макете (ИКМ) КА, а затем уже на штатном КА с использованием результатов испытаний ИКМ. Вибрационные испытания проходят на трех уровнях для учета возможной нелинейности конструкции: первый этап - это испытания на минимальном уровне нагружения (частотные испытания), который обеспечивает устойчивое управление вибростендом, второй этап - уровень, соответствующий ~70 % от квалификации, и третий этап - это требуемый квалификационный уровень нагружения. До начала испытаний на ИКМ в местах крепления макетов приборов и оборудования устанавливаются контрольные акселерометры. Количество датчиков определяется
количеством макетов приборов, а также возможностями контрольно-измерительной аппаратуры (количеством каналов регистрации). Существенным фактором на первом этапе испытаний является возможность неоднократного нагружения КА за счет последовательного подключения различных датчиков (при этом накопления усталостных повреждений в силу малых значений задаваемых ускорений не происходит). Например, при наличии системы регистрации на 256 каналов четырехкратное переключение позволяет контролировать от 300 до 1000 точек на КА (для регистрации откликов конструкции КА могут использоваться одно-, двух- и трехкомпонентные датчики). По результатам обработки первого этапа испытаний ИКМ выполняется прогноз откликов в местах установки акселерометров и формируется режим испытаний второго этапа. Второй и третий этапы испытаний проводятся уже при однократном проходе частотного диапазона. При корректировке режимов испытаний используется процедура «вырезания» (notching) [3]. Ограничением при этом является уровень «эквивалентного синуса», полученного по результатам совместного анализа КА с ракетой-носителем (РН). Следует отметить, что эквивалентный синус формируется в интерфейсе КА/РН по следующей формуле [4]:
©(/) = SRSf) / Q,
где ©(/) - эквивалентный синус; SRSf) - суммарный ударный спектр ускорений от всех видов вибрационных воздействий участка выведения КА; Q - добротность системы (добротность, используемая при выполнении анализа связных нагрузок).
Так как согласно определению ударный спектр ускорений показывает максимально возможный отклик на конкретной частоте, то после деления значений
Проектирование и производство летательных аппаратов, космические исследования и проекты
О 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110
Частота, Гц
Режимы испытаний КА
ударного спектра ускорений на добротность получается некая амплитудно-частотная характеристика (эквивалентный синус), больше которой уровень вибрации в интерфейсе КА/РН быть не может. Необходимо учитывать при этом, что эквивалентный синус получен для одномассовой модели КА и задается в данном случае только в интерфейсе КА/РН. Дополнительным условием является выполнение требований спецификаций, заданных на приборы и оборудование. Кроме того, определяется комплект контрольных датчиков для проведения испытаний второго этапа (выделяются точки с максимальным откликом на внешнее воздействие). Количество контрольных точек для второго этапа испытаний должно соответствовать количеству каналов одновременной регистрации вибрации, так как повторные проходы при испытаниях второго и третьего этапов не предусматриваются. По результатам испытаний второго этапа делается прогноз нагружения КА на третьем этапе, и при необходимости производится корректировка режимов нагружения с учетом вышеуказанных факторов. После обработки результатов испытаний третьего этапа принимается предварительный режим испытаний штатного КА. Процедура испытаний летной модели (ЛМ) КА в основном повторяет процедуру испытаний ИКМ, но исключаются повторные нагружения ЛМ, причем контрольные точки принимаются по результатам испытаний ИКМ, режим испытаний третьего этапа принимается как дополнительное ограничение при испытаниях ЛМ. Акустические испытания как ИКМ, так и ЛМ проводятся также в три этапа, но в процессе испытаний не предусматривается использование процедуры «вырезания», а только определяются контрольные точки при испытаниях. В качестве примера на рисунке показаны результаты формирования режимов протолетных испытаний: 1 - график, полученный по результатам испытаний ИКМ, 2 - квалификационные требования к КА, 3 - график эквивалентного синуса, 4 - режим протолетных испытаний.
Вырезания потребовались для гироскопа (УДМ) и двигательных блоков (ДБ).
Акустические испытания также проводятся в три этапа, и сами этапы похожи на этапы вибрационных испытаний. Первый этап - выбор информативных датчиков (уровни нагружения на 3-4 дБ ниже эксплуатационных значений по суммарному уровню акустического давления). Второй этап - эксплуатационные уровни нагружения. И третий этап - уровни акустического давления 3-4 дБ выше эксплуатационных значений. Как правило, большинство информативных датчиков при вибрационных и акустических испытаниях различны, так как существенно отличаются частотные диапазоны и процедура нагружения КА. При акустических испытаниях КА процедура вырезаний не применяется, так как создаваемое в акустической камере реверберационное поле близко по форме и частотному составу акустическому полю под обтекателем РН. Гармоническая вибрация является достаточно грубой обобщенной моделью различных вибрационных воздействий на КА со стороны РН на участке выведения (работа турбонасосных агрегатов, приводов и т. д.).
В докладе приводятся результаты испытаний различных КА, обсуждаются проблемы, возникающие при испытаниях ИКМ и ЛМ КА.
References
1. Product verification requirements for launch, upper-stage and space vehicles. MIL-STD-1540D. 15 January, 1999. 308 p.
2. Space engineering. Testing. ECSS-E10-03A, 15 02 2002. 170 p.
3. Force limited vibration testing. NASA-HDBK-7004. 2000. May 16. 21 p.
4. Calvi A. Spacecraft Loads Analysis. An Overview. ESA / ESTEC. 2011. November 21. 126 p.
© Копытов В. И., Орлов С. А., 2013
