CC BY
63
УДК 669.713.7
Д. Б. Гурков Научный руководитель - В. С. Фаворский Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
РАЗРАБОТКА ПАРАШЮТА ДЛЯ МАЛОГАБАРИТНОГО СПУСКАЕМОГО ЗОНДА
Рассматриваются разработка парашюта для малогабаритного спускаемого зонда на примере проекта «Cansat 2011» при заданной массе зонда 350 г и ограниченной массе парашюта 50 г.
Основными требованиями, предъявляемые к спуску зонда, явились обеспечение управляемого спуска в любую точку круга диаметром 100 м с высоты 150 м и сохранение живучести бортовой аппаратуры с ограничением динамической нагрузки на корпус зонда во время раскрытия парашюта и посадки.
Площадь парашюта была рассчитана исходя из обеспечения заданной максимальной скорости спуска 3-4 м/с. Подбор профиля проводился с учетом необходимости обеспечения заданного качества и управляемости при максимальной скорости ветра 2 м/с. Выбор геометрии парашюта учитывал, что более толстый профиль нервюр крыла приводит к меньшей скорости снижения за счет создания большей подъемной силы и меньшей скорость горизонтального полета за счет большего аэродинамического сопротивления. Большое удлинение парашюта (отношение хорды к размаху) позволяет сделать парашют более управляемым, но ухудшает наполнение парашюта при раскрытии, кроме того большое удлинение способствует удлинению строп и большему весу и меньшей вероятности раскрытия парашютной системы.
Длина строп является одним из основных факторов, позволяющих получить необходимую форму парашюта, изгиб крыла, влияющим на его планирующие свойства, устойчивость и управляемость. Для улучшения управляемости парашюта в условиях ветра угол скольжения, определяющий пропорциональность между скоростью спуска и скоростью горизонтального полета, был увеличен до 15 градусов.
Динамический удар при резком раскрытии парашюта, продолжительностью до 5 с, можно снизить, растягивая процесс раскрытия во времени, применяя специальные способы укладки, упругие материалы для строп и купола.
При укладке стропы укладываются вдоль нервюр по направлению от клевант к передним окнам. Для лучшего наполнения при раскрытии парашюта окна располагаются по направлению движения. Применен способ укладки гармошкой нервюра к нервюре. Далее парашют свернут поперек хорды парашюта, образуя цилиндр.
Для управления спуском применен способ дифференциального регулирования положения задней кромки парашюта (клевант). Для дополнительного снижения скорости предусмотрено синхронное управление клевантами. На малой высоте перед приземлением управляющие стропы втягиваются синхронно, изменяя обтекание воздухом парашюта, уменьшают горизонтальную и вертикальную скорости.
С целью уменьшения раскачивания зонда под действием порывов ветра применено распределенное крепление строп парашюта к корпусу зонда. Стандартные рулевые машинки имеют малый рабочий ход, для эффективного управления применена многоблочная система, позволяющей увеличить длину втягивания строп.
© Гурков Д. Б., Фаворский В. С., 2011
УДК 629.7.001.63
С. Е. Захаров, Е. В. Ходорева Научный руководитель - В. В. Шалай Омский государственный технический университет, Омск
ВЫБОР ОПТИМАЛЬНОЙ СИСТЕМЫ ОРИЕНТАЦИИ СТАБИЛИЗАЦИИ ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Рассматривается возможность использования метода аналитической иерархии при выборе на предпроектном этапе оптимальной системы ориентации стабилизации для малого космического аппарата.
На предварительном этапе проектирования малого космического аппарата ставится задача выбрать наилучшую альтернативу системы ориентации стабилизации (СОС).
Поскольку на данном этапе проектирования существует неопределенность связанная с выбором и компоновкой систем микростпутника, то анализ по конкретным характеристикам микроспутника не представ-
ляется возможным. В связи с этим, для оценки лучшей альтернативы целесообразно применять метод аналитической иерархии [1]. При выборе наилучшей альтернативы неопределенный параметр может быть задан диапазоном. Например, масса проектируемого спутника находится в диапазоне от 30 до 40 кг.
Предположим, что требуемая точность ориентации составляет 1-3°. При проектировании микроспутни-
Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки
ков с данными параметрами рассматривается установка пяти типов систем ориентации стабилизации (табл. 1): А - с реактивными двигателями (с возможностью использования магнитных и гравитационных устройств для грубой ориентации); В - с двигателями-маховиками (с возможностью использования магнитных и гравитационных устройств для грубой ориентации); С - гравитационные (используется гравитационная штанга); Б - магнитные (используется электромагнитное устройство); Е - гравитационно-магнитные (используется гравитационная штанга и электромагнитное устройство).
Таблица 1
Характеристики систем ориентации стабилизации
С реактивными двигателями С двигателями-маховиками Гравитационные Магнитные Гравитационно-магнитные
Высота орбиты, км - - 200-6000 600-6000 600-6000
Точность ориентации, ° 0,1'-1' 0,01°-0,1° 5°, до 1° с демпфированием 0,5° 0,5°
Потребляемая мощность, Вт = 1-2 =10-20 - = 5-10 = 5-10
Время активного существования, мес., г. Зависит от запасов рабочего тела и требований точности (от нескольких часов до нескольких месяцев) До 1-1,5 лет (при дублировании, троировании маховиков - до 5 лет) - - -
Таблица 2
Шкала относительной важности
Уровень важности Количественное значение
Равная важность 1
Умеренное превосходство 2
Существенное или сильное превосходство 3
Значительное (большее) превосходство 4
Очень большое превосходство 5
Таблица 3
Матрица сравнений для критериев
Высота Точность ори- Потребляе- Время активного Собствен- Вес
орбиты, ентации, ° мая мощ- существования, ныи вектор
км ность, Вт ч, мес., г.
Высота орбиты, км 1 0,33 0,2 0,25 1,00 0,08
Точность ориентации, ° (', ") 3 1 0,6 0,76 3,00 0,23
Потребляемая мощность, Вт 5 1,65 1 1,25 5,00 0,38
Время активного существования, ч., мес., г. 4 1,32 0,8 1 4,00 0,31
Таблица 4
Сравнение по критерию высота орбиты
Альтернатива А В С Б Е Собственный вектор Вес
А 1 1 0,5 0,5 0,33 1,00 0,11
В 1 1 0,5 0,5 0,33 1,00 0,11
С 2 2 1 1 0,67 2,01 0,22
Б 2 2 1 1 0,67 2,01 0,22
Е 3 3 1,5 1,5 1 3,01 0,33
При попарных сравнениях в распоряжение лица принимающего решения (ЛПР) дается шкала словесных определений уровня важности критериев, причем каждому определению ставится в соответствие число (табл. 2).
При сравнении элементов, принадлежащих одному уровню иерархии ЛПР выражает свое мнение, используя одно из приведенных в табл. 2 определений. Матрица сравнений критериев выбора СОС представлена в табл. 3.
Таблица 5
Сравнение по критерию точность ориентации
Альтернатива А В С Б Е Собственный вектор Вес
А 1 2 3 3 3 1,00 0,40
В 0,5 1 1,5 1,5 1,5 0,5 0,20
С 0,33 0,67 1 1 1 0,33 0,13
Б 0,33 0,67 1 1 1 0,33 0,13
Е 0,33 0,67 1 1 1 0,33 0,13
Таблица 6
Сравнение по критерию потребляемая мощность
Альтернатива А В С Б Е Собственный вектор Вес
А 1 1 1 0,2 0,2 1,00 0,08
В 1 1 1 0,2 0,2 1,00 0,08
С 1 1 1 0,2 0,2 1,00 0,08
Б 5 5 5 1 1 5,00 0,38
Е 5 5 5 1 1 5,00 0,38
Таблица 7
Сравнение по критерию время активного существования
Альтернатива А В С Б Е Собственный вектор Вес
А 1 0,5 0,5 0,2 0,2 1,00 0,07
В 2 1 1 0,4 0,4 2,00 0,13
С 2 1 1 0,4 0,4 2,00 0,13
Б 5 2,5 2,5 1 1 5,00 0,33
Е 5 2,5 2,5 1 1 5,00 0,33
Сначала сравниваются заданные альтернативы по каждому критерию отдельно. Эти попарные сравнения представлены в табл. 4-6.
Табл. 3-6 позволяют рассчитать коэффициенты важности соответствующих элементов иерархического уровня. Для этого нужно вычислить собственные векторы матрицы, а затем пронормировать их. Формула этих вычислений состоит в извлечении корня п-й степени (п - размерность матрицы сравнений) из произведений элементов каждой строки.
Так, по табл. 3 определяются коэффициенты важности критериев. В предпоследнем столбце таблицы представлены значения собственных векторов. Нормирование этих чисел дает: w1 = 0,08; W2 = 0,23; w3 = 0,38; w4 = 0,31. Таким же образом можно рассчитать важность каждой из СОС по соответствующему критерию (табл. 4-7)
Синтез полученных коэффициентов важности осуществляется по формуле
у=1
где Sj - показатель качества у-й альтернативы; wi - вес 1-го критерия; Уу - важность у-й альтернативы по г-му критерию.
Используя данные табл. 3-6 рассчитаем показатели качества для каждой альтернативы:
S(A) = 0,2359; S(B) = 0,1355; S(C) = 0,2095;
S(Б) = 0,2095; S(E) = 0,2127.
Таким образом, в диапазоне массы микроспутника от 30 до 40 кг наилучшей альтернативой являются гравитационно-магнитные СОС.
Библиографическая ссылка
1. Ларичев О. И. Теория и методы принятия решений, а также Хроника событий в волшебных странах : учебник. 2-е изд., перераб. и доп. М. : Логос, 2003.
© Захаров С. Е., Ходорева Е. В., Шалай В. В., 2011
