CC BY
75
УДК 629.7.05
В.IL Труиплков, V.l. Trushlyakov e-mail: [email protected] Д.В. Ситников, D.V. Sitnikov e-mail: [email protected] Омский государственный технический университет, г. Омск. Россия Omsk State Technical University. Omsk, Russia
РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ РАСЧЁТА АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ÍIAHEBPA ОТДЕЛЯЮЩЕЙСЯ ЧАСТИ СТУПЕНИ РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ ПО ИЗМЕНЕНИЮ ТОЧКИ ПАДЕНИЯ
THE DESIGN PROCEDURE OF THE AERODYNAMIC MANEUVER OF THE CARRIER ROCKET SEPARATING PART FOR THE FALL LOCATION
CHANGING
Рассмотрена методика определения программной траектории спуска отделяемой части ступени в заданную точку прицеливания и стабилизация ступени относительно программной траектории. Сформулированы требования к газореактивной системе стабилизации, циклограмме работы бортовой системы газификации не-выработанных остатков топлива, используемых для стабилизации. Приведены расчёты процессов стабилизации. оценки смещения точек падения отделяющейся части (ОЧ) относительно исходной траектории на примере 04 первой ступени ракета космического назначения (РКН) «Союз-2.1.в» при различных схемах синтеза траектории спуска.
262
Procedure of computation of separating part program fall trajectory and stabilization, about program trajectory considered. The requirements to gas-jet-propelled stabilization system and the operating cycle gasification board system for residual fuel used for the stabilization formulated. The stabilization processes calculations, evaluation of displacement separable part fall location about the initial trajectory for example first stage separable paît of the carrier rocket "Soyuz-2.1.v" at various ti ll trajectory synthesis .scheme?.
Ключевые слова: отделяемая часть ракеты космического назначения, район падения, система управления движением, система стабилизации, аэродинамический маневр
Keywords: separating parts of carrier rocket, fall region, motion control system, stabilization system
Прн решении проблемы снижения техногенного воздействия пусков РКН на окружающую среду одним из наиболее существенных моментов является снижение количества районов падения ОЧ ступеней РКН н площадей их районов. Предлагаемая технология предусматривает разработку проектно-конструкторскнх решений, основанных на газификации не-вырабатываемых остатков топлива в баках ступеней РКН для их последующего использования для совершения манёвров ОЧ и стабилизации относительно соответствующей синтезированной программной траектории [1].
В соответствии с принятой технологией извлечения и использования энергетических ресурсов возможно использование автономного газового ракетного двигателя (ГзРД) с постоянной тягой или газореактивных сопел стабилизации (ГРСС) с возможностью глубокого регулирования тяги ( в ГзРД происходит химическое взаимодействие продуктов газификации. поступающих из топливных баков. В ПРСС происходит регулируемый сброс смешиваемых в коллекторе газифицируемых продуктов из баков, соответственно, скорости истечения газов \\ТзРД н WTTCC будут существенно различаться) [2].
Каждая из 4-ёх камер ГзРД установлена в одиостепенной управляемый привод. Запуск ГзРД осуществляется сразу же. после того, как система газификации создаст достаточное давление и концентрацию испаренных компонентов топлива в баках ОЧ.
В задачу ГзРД входит придание импульса скорости SV центру масс ОЧ ступени РКН после её отделения для смещения координат точки падения ОЧ, а также стабилизации ОЧ прн отработке. Будем называть этот способ смещения точки падения ОЧ «внеатмосферным маневром». После придания импульса скорости SV осуществляется переход ОЧ на траекторию спуска, приводящую в требуемый район падения.
Управляющие моменты для угловой стабилизации создаются за счет установки каждой камеры в управляемый одиостепенной привод путём привода на угол 6. рассчитываемый в соответствии с алгоритмом стабилизации 15|.
ГРСС установлены неподвижно по каждому каналу стабилизации, каждая камера имеет регулируемую тягу. Прн такой схеме установки силы Pt создают максимальный по величине управляющий момент относительно центра масс С. но практически не способны придать ОЧ импульс скорости. Прн этом способе ГРС'С служат для формирования управляющего момента Му. который уравновешивает аэродинамический момент Д/а при движении ОЧ с
углом aiaKH а. В плотных слоях атмосферы движение с углом атаки приводит к появлению поперечной аэродинамической силы, которая изменяет траекторию и смещает точку падения ОЧ в заданный район падения. Будем называть этот способ смещения точки падения ОЧ «аэродинамическим маневром».
На рис. 1 приведены схемы размещения ГзРД (рис. 1а) и ГРСС (рис. 16) на ОЧ первой ступени. ГзРД и ГРСС размешаются на максимальном удалении от центра масс С ступени.
[" 1 í
■V
Рис 1 Схемы размещения ГзРД и ГРСС: Рд - тяга ГзРД; Рс —тяга ГРСС; Хс, Хи - координаты центра масс и давления, соответственно
2. Синтез траектории спуска
При внеатмосферном маневре величина импульса скоросте ¿V определяется эффективной скоростью истечения удельным импульсом ГзРД и суммарным массовым секундным расходом газифицированных компонентов топлива тт.
Программа тангажа да на участке попета полёта ОЧ при работе ГзРД определяется из условия попадания ОЧ б заданный район падения, т.е. соответствует выбору программы тангажа ракет прн стрельбе на заданную дальность [3]. в том числе и на максимальную. В табл. 1 приведены результаты расчёта максимальной дальности полёта ОЧ после отработки импульса скорости ЗУ.
На участке аэродинамического манёвра угол атаки прн движении ОЧ ограничен прочностными характеристиками конструкции величиной допустимого угла атаки ат, который будет определен на последующих этапах анализа динамики ОЧ.
Программный угол атаки ап, обеспечивающий аэродинамический манёвр, определяется нз условия спуска ОЧ в заданный район падения. В задаче определения максимальной дальности смещения ючки падения программный угол атаки будет равен допустимому
сг„ - «д.
Прн полете с углом атаки а возникает поперечная аэродинамическая сила [5]
У = С»аЧ5, (1)
где Сг. - аэродинамический коэффициент; щ - скоростной напор; 5 - площадь Миделя.
Поперечная сила У создает аэродинамический момент
М = - х^, (2)
который должен быть уравновешен управляющим момептом ГРС С : Л/ = Л/,. = Р(:хр — хс).
Таким образом, тяга сопла ГРСС в канале тангажа определяется
11 ■> хр-хс 11
(3)
В соответствии с данной постановкой задачи возникает необходимость одновременного решения двух типов задач:
- обеспечение статического угла отклонения что требует величины тяги сопла ГРСС. определяемой в соответствии с (3);
- стабилизации ОЧ относительно статического программного угла ап. которое, как правило, требует существенно меньшей величины тяги ГРСС.
В конструктивном исполнении ГРСС предлагается в соответствующем канале стабилизации ставить 2 сопла, одно из которых развивает тягу (3). а второе - стабилизационное.
Рис 3. Угол атаки а, скоростной напор д
Рис. 4. Циклограмма тяга ГРСС Р. управлящнй момент М}
В табл. 1 приведены основные параметры спуска (значения дальностей н времён пассивного полёта и т.д.).
Угол тангажа на активном участке внеатмосферного маневре определен из условия максимальной дальности полете н равен 65°.
Таблица 1
Сравнительный анализ основных параметров схем спуска
Дальность А км Приращение Время Время работы Затраты
дальности, км спуска, с Г.зРД. ТРСС, с топлива, кг
Номинальный пассив- 621,3 - 265,3 - -
ный полет
Аэродинамический ма- 682,9 61,66 376,5 150 470,6
невр
Внеатмосферный маневр 661,0 39,72 280,6 88.6 709,0
Стабилизация на траектории
Для оценки параметров стабилизации (речь идёт о параметрах, а не о самом процессе стабилизации - амплитуды, частоты, отклонения по координатам и скоростям) на номинальной (программной) траектории при спуске ОЧ предлагается рассмотреть традиционную схему системы управления, приведённую на рис. 5.
Задатчик траектории формирует программную траекторию Реальный фазовый
вектор г*определяется системой навигации (в данной статье не рассматривается). Подсистема траекторией стабилизации формирует управляющий сигнал в виде программного утла атаки аи в зависимости от рассогласования Аг = гп — г*, который приводит к появлению аэродинамических сип. возвращающих ОЧ на программную траекторию.
Рассматривается управление по углу атаки, в дальнейшем будет проведен перерасчёт на физически измеряемый и отрабатываемый угол тангажа
Потребный угол атаки с учётом возможных отклонений рассчитывается по формуле [4]:
«п = —К ■ ¿г = -кхйх- куДу - кГяЬУв - AVJ,J (4)
где К = (кхкук^к,- матрица коэффициентов регулятора траекторией стабилизации; Лг = (Дх Ау г- рассогласование реальной и программной траекторий.
В данной статье рассмотрен плоский случай, но предложенный подход можно распространить на движение в пространстве, добавив потребный угол скольжения
Л = (5)
Рис 5. Структурная схема системы стабилизации
Подсистема угловой стабилизации (рис. 4) решает задачу отработки потребного угла атаки ап формирует управляющую силу (тягу ТРСС) в соответствии с требуемым управляющим моментом, который рассчитывается по формуле (3):
Му = С£апчБх0 - кыш - ка (а - «„)., (б)
Первое слагаемое обеспечивает расчетное значение угла атаки ап, второе и третье формируют обратную связь по скорости и рассогласованию угла атаки. Далее рассчитывается управляющая сипа:
хР-хс
СО
Произведен расчет траекторий при пассивном спуске (номинальная траектория), при активном (стабилизированном) возмущенном спуске и при пассивном возмущенном спуске. В качестве возмущающих воздействий принято уменьшение коэффициента лобового сопротивления на 20% и попутный ветер 20 м/с.
Результаты расчета представлены на графиках (рис. б.): слева показана траектория полностью, справа - финальный участок в увеличенном масштабе. Траектория активного возмущенного спуска практически совпадает с номинальной траекторией. Ниже приведены параметры полученных траекторий:
Таблица 2
Сравнение параметров траектории при стабилизации
Дальность Ь, км Погрешность попадания, км Время спуска, с
Номинальная траектория 621,376 - 265.418
Активный возмущенный спуск 621,449 0.073 247,59
Пассивный возмущенный спуск 627,047 5,598 257,59
80 70 60 50 £ 40
X 30 20 10 0
-101100
\
\
\
............Пассивный \
*
400
кт
NN
\ч «
1 1 1
-Акт ............Пэ ГИЕНЬ й возщщ ссивный ссив. всему и,. 1
1
610 620 Ц кт
Рис 6. Траектории спуска ОЧ
Результаты моделирования показали, что система стабилизации на траектории позволяет существенно уменьшить разброс точек падения ОЧ н сократить площадь района падения,
Выводы
1. Проведённые исследования показали предпочтительное использование для ОЧ1 аэродинамического манёвра через контур стабилизации для смещения точки падения. В общем случае, как показали проведённые исследования, состав АБСС. требования к АБСС для ОЧ1 и ОЧ2 различаются.
2. Предварительная оценка параметров стабилизации ОЧ1 показала принципиалъную возможность обеспечения высокой точности попадания ОЧ в расчётную точку.
3. Разработанная методика позволяет сформировать предварительные требования к параметрам ГзРД. ПРСС. системе управления.
Библиографический список
1. Определение направлений разработки методов, технических решений и средств снижения техногенного воздействия на окружающую среду для реализации на борту космических средств выведения . Я. Т. Шатров. Д. А. Баранов. В. И. Трушляков. В. Ю. Куденцов// Вестник Самарского аэрокосмического университета. - 2011. - № 1(25). - С. 38-49.
2. Пат. 2475429 Российская Федерация. МПК ЕШ В640 1/26. Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения / Трушляков. В. И.. Куденцов. В. Ю.. Ситников. Д. В. : ОмГТУ. - № 2011127432/11 : заявл. 04.07.11.
3. Аппазов. Р. Ф. Методы проектирования траекторий носителей и спутников Земли / Р. Ф. Аппазов. О. Т. Сытин. - М. : Наука. 1987. - 440 с.
4. Колесников, К. С. Динамика ракет : учебник для вузов, - 2-е изд.. нсправл. и доп, -М, : Машиностроение, 2003, - 520 с.
5. Разоренов. Г. Н. Системы управления летательными аппаратами (баллистическими ракетами и их головными частями) / Г.Н.Разоренов. Э. А. Бахрамов. Ю. Ф. Титов.-М. : Машиностроение, 2003. - 583 с.
