CC BY
453
УДК 629.78
ВЫБОР ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ УНИВЕРСАЛЬНЫХ ПЛАТФОРМ МАЛЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
© 2012 В. В. Волоцуев1, И. С. Ткаченко1, С. Л. Сафронов2
1Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет)
2ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс», г. Самара
Изложен системный подход к проектированию универсальных платформ (УП) малых космических аппаратов (МКА) с использованием модульного принципа. Описан алгоритм адаптации целевой аппаратуры к универсальной платформе и интеграции модульных составляющих на этапе формирования проектного облика МКА. Рассмотрена задача проектной оптимизации УП. Приведена реализация системного подхода на примере разработки МКА «АИСТ».
Универсальная платформа, малый космический аппарат, системный подход, методы проектирования, модульные технологии, интеграция, проектные параметры, оптимизация.
Одним из направлений развития космической техники является создание малых космических аппаратов на основе универсальных платформ. Основные достоинства МКА - более низкая относительно больших космических аппаратов стоимость изготовления и запуска. Проектирование МКА является итерационным процессом, который сопровождается эволюцией проектных параметров и не может быть полностью формализован. Однако эффективность решения проектных задач может быть существенно повышена за счёт использования модульного принципа, приводящего в конечном итоге к уменьшению размерности вектора проектных параметров, а также за счёт декомпозиции задачи синтеза, т.е. решения совокупности частных проектных задач, объединённых ресурсными и информационными связями.
1. Особенности проектирования универсальных платформ малых космических аппаратов
Космическая универсальная платформа (или спутниковая универсальная платформа) - это общая унифицированная структура для построения КА, которая включает в себя все служебные системы спутника (модуль служебных систем), а
также конструкцию модуля полезной нагрузки (без целевой аппаратуры). Космическая универсальная платформа предназначена для дальнейшей установки и адаптации на ней целевой аппаратуры (ЦА) и обеспечения её всеми условиями для штатного функционирования и выполнения поставленных перед КА задач.
Облик универсальной платформы МКА зависит от того, какой аспект проектирования выбран в качестве ведущего. УП может рассматриваться либо как объект получения целевого эффекта, либо как система механических конструкций, в которой размещается обеспечивающая аппаратура и в которой необходимо разместить ЦА.
Проектирование МКА сводится к процедуре структурно-параметрического синтеза на основе системы физических, знаковых (в том числе математических) и комбинированных моделей. При этом применяется метод последовательных приближений с использованием на каждом шаге более подробных моделей. После того как этап структурного синтеза УП завершён, можно переходить к выбору наилучших с точки зрения назначенных критериев эффективности значений проектных параметров [1].
В настоящее время существует ряд разработок УП, предназначенных для
дальнейшего создания МКА посредством адаптации с ЦА.
В качестве примера можно указать платформы разработки британской компании SSTL (Surrey Satellite Technology Ltd., Гилдфорд, Англия). Сегодня компания предлагает пять типов платформ для реализации МКА: SSTL-50, SSTL-100, SSTL-150, SSTL-300 и SSTL-900. Платформа SSTL-100 позволяет создавать спутники различного назначения массой порядка 100 кг и обеспечивать их работу. Развитием данной платформы является SSTL-150, которая также имеет форму куба и негерметичный отсек. Но в отличие от SSTL-100 она имеет свободнонесущую архитектуру построения и размещения приборов на борту. Данные УП используются в основном для решения задач мониторинга, но могут быть использованы и для реализации научных программ. КА TUBSAT-A и TUBSAT-B созданы на базе УП ТUBSAT разработки Института авиации и космонавтики Технического университета Берлина. КА TUBSAT-A предназначен для проведения в космосе научных экспериментов, испытаний новых типов солнечных батарей (СБ) и системы связи с наземными станциями. TUBSAT-B предназначен для дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ). УП TUBSAT имеет негерметичное построение и использует современные принципы построения конструкции и обеспечивающей аппаратуры.
Современные УП разрабатываются под установку полезной нагрузки (ПН), решающей определённые классы задач. При этом каждому классу задач соответствует свой диапазон масс УП. Кроме того, конструктивно-компоновочные схемы УП имеют различное построение и основаны на различных проектных решениях.
Выбор схемы построения УП на начальном этапе является одним из ключевых в проектировании. Он затруднён вследствие разнообразия требований со стороны возможной ЦА и ограничений и в большинстве случаев проводится на основании опыта и интуиции проектировщика. Такой подход не всегда является
оптимальным в плане дальнейшего выбора проектных характеристик бортовых систем. Схема построения отдельно взятой УП может подходить по всем параметрам для одной и быть непригодной для другой ЦА в случае неудовлетворения хотя бы одному из требований. Это происходит вследствие определённых ограничений, заложенных в схему построения УП. Для уменьшения объёма ограничений необходимы новые принципы и технологии проектирования с учётом системного подхода.
Проектирование современных УП должно проводиться с использованием модульных технологий [2,3,4]. Модульное построение заключается в интеграции в единое изделие отдельных готовых модулей бортовых систем и ЦА, разработанных под единые требования. Модульность позволяет проводить декомпозицию задачи проектирования как самой УП, так и отдельной системы, путём решения совокупности частных задач проектирования.
2. Методы и модели структурнопараметрического синтеза универсальной платформы
Целью создания УП является формирование платформы, которая после адаптации обеспечит необходимые условия для работы определённого класса ЦА.
Предлагается подход к проектированию УП МКА, основанный на решении задачи адаптации ЦА к минимальной базовой структуре (задача структурнопараметрического синтеза).
2.1. Модель-описание структуры универсальной платформы
Параметры ЦА предъявляют энергетические требования к УП, которые находят отражение в сложности организации бортовой вычислительной системы (БВС) и мощности её процессора, структуре системы обеспечения теплового режима (СОТР), структуре системы электропитания (СЭП) и её мощности, построении и мощности радиоканала, структуре и мощ-
ности системы управления движением
(СУД).
Анализ ЦА различного назначения показал невозможность создания универсальной конструктивно-компоновочной схемы УП и выработки состава обеспечивающей аппаратуры и схемы полёта, гарантирующих решение различных целевых задач с максимальной эффективностью. Для снижения проигрыша в показателе эффективности конкретного МКА необходимо оптимизировать структуру и характеристики минимальной базовой структуры одновременно с выработкой конструктивно-компоновочной схемы на этапе адаптации ЦА к УП.
В основе минимальной базовой структуры УП лежит типовой состав обеспечивающей аппаратуры. Данный типовой состав представляет собой минимальный набор систем обеспечивающей аппаратуры, необходимых для эксплуатации МКА определённого класса и его функционирования на орбите. Данный типовой состав может быть изменён в сторону расширения (добавления другой обеспечивающей аппаратуры) и наращивания характеристик. В типовой состав входят управляющие модули обеспечивающих систем: БВС, модуль управления СОТР, модуль управления СЭП, модуль радиоканала, модуль управления СУД. Минимальная базовая структура УП подлежит дальнейшей оптимизации на этапе адаптации ЦА к УП. Адаптация - необходимый проектный этап доведения структуры УП до требуемой в соответствии с выполняемыми МКА задачами. Другими словами, адаптация - это поиск оптимального проектного решения УП с точки зрения критериев эффективности целевого МКА. Поиск оптимального решения проводится с учётом дерева проектных ограничений, в котором сначала учитываются ограничения более высокого порядка, а потом более низкого. Работа по адаптации проводится с учётом ограничений со стороны ЦА. При этом УП должна обеспечивать работу всей бортовой аппаратуры (БА), включая целевую, т.е. иметь опреде-
лённую среднесуточную мощность СЭП. При увеличении мощности потребления увеличивается мощность СЭП, что способствует увеличению массы обеспечивающей аппаратуры и площади СБ. Рост массы УП приводит к смене способа запуска, что отражается на его стоимости. Кроме того, увеличение мощности СЭП может повлечь за собой изменение баллистических характеристик и срока активного существования МКА. Таким образом, задача синтеза УП изначально является итерационной и должна решаться соответствующими методами.
2.2. Параметрический синтез
Этап параметрического синтеза УП сводится к одной из следующих задач:
а) к отысканию оптимального (по выбранному критерию Р) решения
Руп = агБшіп р (Руп ^ (1)
РшеР
где Р (рУП) - целевая функция, зависящая от вектора проектных параметров рУП,
Руп = (Pl, Р2 ^.^ Рк У - вектор пр°ектных параметров размерности к; Р - множество допустимых проектных параметров УП;
б) к отысканию оптимального в смысле главного критерия Рі решения рУП при условии перевода других критериев в ограничения (многокритериальная задача):
Руп = аг§ шіп Р1(Руп X
рУП еР
Р[ЇЇ] (2)
р, > р:, Рз > р;,...,Рк > р;;
в) к отысканию области допустимых проектных решений Р* с Р, где все критерии Рі, Р2, ..., Рк имеют значения не хуже заданных.
Задача оптимизации проектных характеристик УП МКА заключается в выборе такого вектора основных проектных характеристик, при котором достигается минимальное значение массы МКА в условиях геометрических ограничений, минимально допустимой электрической мощности и времени работы целевой аппаратуры:
Руп = а^шт-
а є а , а I - тгп^ тах J
Ь є | Ь„т, Ьтах ]
М ї {^ЦА УЦА , ТРАБ , ^ОР , ^СТАБ , УЦИ , ПИнт , И є И , И ] тіп тах
N > NДоп 1у СЭП — СЭП
Т РАБ > т Доп — 1 РАБ
(3)
где Ыца - среднесуточная мощность потребления ЦА; Уц4 - объём ЦА; ТРАБ -суммарное время работы ЦА; дОР, 3СТАБ -требования по точности ориентации и стабилизации МКА; ¥щ - суточный объём целевой информации; пИнт - коэффициент интегра,ции БА; а е[атт, ],
Ъ * [Кгп , Ътах ] , ^ ^ , Кж ] - ДопУстимые
диапазоны геометрических параметров; ^Сзл - минимально допустимая мощность СЭП; ТрАБ - минимально допустимая длительность работы ЦА.
Метод выбора значений проектных параметров УП основывается на выборе данных значений из множества допустимых, удовлетворяющих критерию минимальной массы УП Муп и существующим ограничениям (геометрическим и энергетическим).
Метод включает:
1) алгоритм поиска геометрии корпуса;
2) итерационный способ расчёта масс-инерционных, габаритных и энергетических характеристик УП, описанных вектором проектных характеристик Р, принадлежащим области допустимых решений Р, на основе решения частных задач проектирования;
3) математические модели орбитального движения, масс, СЭП, СОТР, СУД;
4) алгоритм адаптации целевой аппаратуры к УП;
5) способ выбора оптимальных проектных характеристик УП из множества решений по критерию минимума массы с учётом выполнения ограничений по геометрическим и энергетическим характе-
ристикам.
Для поиска оптимальных проектных характеристик проводится оптимизация методом перебора дискретных значений показателя эффективности и поиска его минимального значения.
Массово-геометрические характеристики бортовой аппаратуры определяются итерационным способом. На первой итерации данные характеристики вычисляются на основе аналитических зависимостей с использованием удельных коэффициентов, величины которых
соответствуют этапу развития приборноэлементной базы. На втором этапе используются более полные модели систем, объединяющие массовые и другие характеристики, и принцип модульного построения.
Модульный принцип основывается на типизации бортовых систем и их интеграции по единым принципам в конструкцию УП. Интеграция модульных составляющих обеспечивающей аппаратуры УП проводится на этапе адаптации целевой аппаратуры к УП. Согласно данному принципу модули бортовых систем, выполненные по единым принципам конструктивного построения, группируются в пакеты, устанавливаются между гранями корпуса УП и принимают на себя часть нагрузки, облегчая массу конструкции.
При необходимости бортовые системы могут изменять свои характеристики путём замены модуля или установки дополнительного. Таким образом, УП имеет возможность ''приспособиться'' к различной ЦА в рамках определённых ограничений (адаптивно-модульные конструкции).
2.3. Модель целевой аппаратуры
Каждой целевой аппаратуре соответствует набор проектных параметров
рНА = (р1,...,рп)Т и требований, которые
необходимо обеспечить УП, имеющей определённую конструктивно-
компоновочную схему и схему полёта. В качестве основных параметров ЦА примем:
РЦА = ((МЦА , N ЦА , УцА , ТРАБ , ^ОР, ^СТАБ , УЦИ У .
2.¥. Модель СУД
Облик СУД зависит от решаемых МКА задач. Рассмотрим два варианта: не-ориентируемое и ориентируемое положение МКА в пространстве.
В основе моделей управления положением МКА относительно центра масс лежит теорема об изменении кинетического момента тела. Движение МКА относительно центра масс описывается с помощью системы уравнений для твёрдого тела, включающей взаимосвязи между главными моментами инерции {Л,Б,С}, моментами сил \мх,му,ы2} вдоль осей связанной системы координат 0ху2, угловыми скоростями движения {р,ц,г} и углами рысканья у, тангажа $ и крена у. При решении системы уравнений определяются требуемые значения управляющих моментов для заданных массовоинерционных характеристик, рассчитывается среднесуточная мощность электропотребления и формируется массив проектных параметров СУД относительно центра масс. Для обеспечения необходимого управляющего момента для МКА подбираются маховики и электромагнитные устройства сброса кинетического момента
[4].
2.5. Модель СЭП
Параметры элементов СЭП определяются согласно методике расчёта мощности СБ и условия энергобаланса. Условие энергобаланса: генерируемая на освещённой части витка энергия СБ с учётом всех потерь в элементах СЭП должна быть достаточна для обеспечения
питания обеспечивающей и целевой аппаратуры и восполнения ёмкости аккумуляторных батарей (АБ), израсходованной на питание бортовых потребителей на теневой части витка [5].
Уравнение энергобаланса в СЭП
имеет вид
NС
n:
hCH hPy *h3y *hАБ ^ЗАР
(4)
где Nсв - мощность нагрузки на теневом участке, Вт; N1/ - мощность нагрузки на теневом участке, Вт; псн, Пру, Пзу, Паб -коэффициенты полезного действия стабилизатора напряжения (СН), разрядного устройства (РУ), зарядного устройства (ЗУ), АБ соответственно; тЗАР, тТ - соответственно длительности участка заряда (освещённого) и теневого участка, мин.; соБа - значение освещённости СБ.
Среднеинтегральный за виток косинус угла между направлением на Солнце и нормалью к поверхности СБ определяется из выражения
cos aср = —
ср т
1 ^
— Г cos adt, ті
(З)
где а - текущий угол между направлением на Солнце и нормалью к поверхности СБ. Текущее значение cos а определяется согласно [5].
2.6. Параметры СОТР
Параметры элементов СОТР определяются согласно [5]. Уравнение теплового баланса в общем случае имеет вид:
X mrCidTr = (бнар + бвн d - бизлdt , (6)
где mu cit dTt - соответственно масса, удельная теплоёмкость и температура i-го элемента конструкции; QHap - тепловой поток, подводимый к поверхности УП извне; QeH - тепловой поток от внутренних тепловыделений УП; QU3n - тепловой поток, излучаемый УП в окружающее пространство.
Модели других систем (БВС, командно-измерительной системы - КИС, системы спутниковой навигации - ССН) уточняются на этапе адаптации конкретной ЦА к УП.
Рассматриваются следующие варианты ориентации:
- неориентированное положение в пространстве, свободное вращение МКА;
- ориентация МКА в солнечной системе координат (ССК), стабилизация МКА;
- ориентация в геоцентрической СК при работе ЦА и последующий перевод в ССК.
При решении задачи выбора проектных характеристик УП используется схема, включающая следующие задачи:
- формулируется общая задача совместной оптимизации УП, предназначенной для установки ЦА с различными требованиями по массе, объёму и мощности потребления электроэнергии. Вводится проектная модель УП, включающая распределения масс по отдельным компонентам и геометрическую модель корпуса;
- решается задача оптимизации бортового состава совместно с синтезом проектных параметров и выбираются в первом приближении основные параметры, характеризующие проектный облик УП;
- исследуется влияние степени интеграции, формы корпуса и ориентации УП на значения проектных параметров. В случае необходимости определяются параметры, обеспечивающие минимум максимального проигрыша в критерии оптимальности, т.е. реализуется гарантирующий подход.
3. Проектирование универсальных
платформ малых космических
аппаратов с учётом типизации
и интеграции бортовых систем
В процессе предварительного проектирования УП или формирования технических требований к ней возникает необходимость в разработке проекта, в котором бы достигалась существенная экономия финансовых и материальных ресурсов при одновременном сокращении сроков реализации проекта. Такая возможность появляется при применении методов проектирования УП с учётом типи-
зации, т.е. применением в новой разработке стандартных элементов, узлов и систем типичной конструкции, а также принципов повышения надёжности за счёт функциональной и механической интеграции. При постановке задачи типизации и интеграции применяется основная математическая модель - модель масс.
В качестве параметра типизации и интеграции принят коэффициент интеграции кИнт. К данному параметру чувствительны такие критерии, как масса Мут, объём УУП и время существования ТСущ. Интеграция реализуется только по отношению к типизированной бортовой аппаратуре.
Типизация заключается в построении бортовых систем по единым конструктивным требованиям, с использованием типоразмеров при разработке. Таким образом, образуются модули и можно говорить о модульном построении бортовых систем. Модули группируются посадочными плоскостями друг к другу, образуя пакеты модулей. Высота модулей выбирается либо кратной высоте самого лёгкого модуля, либо произвольной, пропорционально массе модуля. Во втором случае при одинаковой плотности модулей получается минимальный объём пакетов Ут (*’ = 1, •••, п) и, следовательно, минимальный объём УП.
Процедура интеграции заключается в механическом объединёнии в одном пакете двух и более типизированных модулей бортовых систем. Коэффициент интеграции показывает степень объединёния модулей, которая выражается в отношении массы объединённых модулей типизированной аппаратуры к массе всей бортовой аппаратуры: кИнт = тТи„.Бл / тБА.
При интеграции достигается экономия массы корпуса пакета модулей, внешних кабелей и элементов крепления модулей. Кроме того, уменьшается объём, занимаемый бортовыми системами, и следовательно объём, занимаемый МКА под обтекателем.
Корпус УП может представлять собой форму одного из объёмных тел: куб,
прямоугольный параллелепипед, прямоугольная призма. При этом масса УП может быть различна для одного и того же объёма за счёт разной плотности компоновки.
При полной интеграции (типизирована вся БА, пригодная для типизации) бортовая аппаратура полностью включается в силовую схему отсека МКА и масса каркаса в конструкции корпуса резко снижается.
Объём МКА равен:
УМКА УОтсека + тКонстр / рКонстр. (7)
При интеграции бортовой аппаратуры объём отсека МКА делится на четыре части:
Уо тсека УИнт+УНеинт+УБКС+УСвободн. (8)
Здесь УИнт - объём, занимаемый типизированной (интегрированной) БА, интегрированной в пакет; УНеинт - объём, занимаемый нетипизированной (неинтегрированной) БА; Убкс - объём, занимаемый БКС; УСвободн - свободный объём отсека МКА, зависящий от плотности компоновки;
, если ИМ
у _ тБА ' кТип .
Л Инт
Р БА
Р БАз
/ (Ка X
Инт
Р БА
уН
уБ
_ тБА • (1 - к Инт ) .
Р БА
-„.„Инт , Неинт тБКС + тБКС .
Р БКС
тКонстр _ I(кИнт тМКА ) ;
тМКА - масса МКА; тБА - масса БА; РА - плотность интегрированной БА;
Неинт
РБА - статистическая плотность неинтегрированной БА; РКонстр, Рбкс, Рба - соответственно статистические значения плотностей конструкции, БКС и БА;
Инт Неинт
тБКС , тБКСС - соответственно массы БКС между интегрированными и неинтегрированными системами, которые определяются с использованием статистических коэффициентов относительно суммарной массы интегрированной и неинтегрированной БА и являются функциями габаритов модулей БА;
і = [1,...,4 если Ь^од = к • Ц2д, к 11
п - количество модулей БА; I - количество интегрируемых модулей систем.
Масса БА в первом приближении является функцией массы МКА и коэффициента типизации кИнт :
тБА = КтмкА, кИнт ) = тТБА„ + тнБГ„, (9)
где кИнт ^..^кИ2]; тИт - масса интегрированной БА; тНинт - масса неинтегрированной БА.
Коэффициент интеграции ограничен в силу того, что существует БА, которую невозможно типизировать и интегрировать в единый модуль или пакет. В качестве такой аппаратуры выступают датчики СУД, антенны, электромагнитные стержни и фотопреобразователи СБ.
Чем выше коэффициент интеграции, тем ниже масса конструкции и БКС и выше плотность компоновки УП. Интеграция рассматривается только относительно
типизированных модулей. При увеличении коэффициента интеграции уменьшается масса платформы, но и увеличивается время разработки.
Эффективность интеграции модульных составляющих УП зависит от того, насколько полно в процессе синтеза платформы учтены разнообразные параметры связей модулей между собой, специфика конструктивной реализации модулей, условия функционирования. Кроме того, важно учесть разнообразные условия наземной подготовки МКА.
На основе расчётов с использованием моделей обеспечивающей БА, а также с учётом типизации и интеграции бортовых систем определяются значения основных проектных параметров УП (массовые, тепловые, электрические, габаритные и состав БА).
Таким образом, основными параметрами УП являются: кИнт - коэффициент интеграции типизированной БА; Ууп
3
- объём УП, равный объёму МКА [м ]; Тсущ - время существования [сут]; Мср сут
- среднесуточная мощность СЭП [Вт].
4. Итерационная процедура синтеза проектных параметров универсальной платформы
4.1. Процедура синтеза проектных параметров
На каждой итерации происходит уточнение исходных данных, проектных ограничений и внешних неопределённых факторов.
Типовой состав представляет собой набор модулей БА, подобранных таким образом, чтобы обеспечить необходимые условия для работы ЦА: выделяемая
мощность, длительность включений, требуемая ориентация и стабилизация, информационное взаимодействие с БВС. Типовой состав не имеет общей конструктивной базы и подлежит интеграции в МКА на этапе адаптации целевой аппаратуры к УП.
Процесс адаптации начинается с рассмотрения области допустимых геометрических характеристик УП.
4.2. Область допустимых геометрических характеристик универсальной платформы
На рис.1 в качестве примера представлена зависимость среднесуточной мощности СЭП УП от высоты корпуса и формы основания. В качестве исходных данных рассматривались:
- два варианта формы основания -квадрат и шестиугольник;
- высота корпуса МКА:
0,1 £ И £ 0,8 м;
- неориентируемый полёт;
- фотопреобразователи СБ равномерно размещены по всей поверхности корпуса;
3
- объём Умка = 0,074 м ;
- масса тмкА = 50 кг;
- высота околокруговой орбиты: Иорв=515 км.
Если в основании корпуса квадрат, то в целях большего энергосъёма при не-ориентируемом полёте предпочтительнее выбирать форму корпуса, отличную от кубической. В случае шестиугольного основания минимум мощности соответствует высоте корпуса 0,42 м (рис.1).
к 70
40---------------'----------------
35--------------------------------
30 -------------------------------
0 0,1 0,2 0,3 0.4 0,5 0,6 0.7
Высота корпуса, м
Рис.1. Зависимость среднесуточной мощности от высоты корпуса и формы основания „ри постоянном объёме У
Уход от кубической формы корпуса приведёт к увеличению площади поверхности, а следовательно к возрастанию баллистического коэффициента и уменьшению срока существования МКА. Также уменьшится и объём, предназначенный для целевой аппаратуры.
При увеличении коэффициента интеграции снижается масса УП за счёт уменьшения массы БКС и рамы конструкции, а также уменьшается объём, занимаемый обеспечивающей аппаратурой. Данный резерв может быть направлен на увеличение массы и объёма целевой аппаратуры.
В случае, если форма и размеры корпуса с установленными на нём СБ не позволяют вырабатывать требуемой среднесуточной мощности, необходимо обеспечить МКА требуемую ориентацию.
При объёме Умка = 0,074 м и четырёхгранной форме корпуса МКА значения характеристик УП представлены в табл. 1. Срок существования рассчитывался согласно методике [5] для стандартной атмосферы [6].
Таблица 1. Значения характеристик УП для околокруговой орбиты (Норб = 575 км)
Высота корпуса, м Срок существования, сут Мощность СЭП, Вт
неориент. ориент. неориент. ориент.
0,11 681 818 64,8 78
0,22 979 1174 45,0 51
0,32 1074 1288 41,1 50
0,42 1095 1314 40,3 52,5
0,52 1083 1300 40,7 57
0,62 1057 1268 41,7 63
4.3. Адаптация с учётом
дополнительных ограничений целевой аппаратуры
Адаптация ЦА проводится в целях определения окончательных проектных характеристик путём проведения моделирования процессов на борту МКА и орбитального движения.
Задача адаптации целевой аппаратуры к УП сводится к задаче совместной проектной оптимизации МКА и представляет собой оптимизацию структуры и характеристик минимальной базовой структуры обеспечивающей аппаратуры и выработку конструктивно-компоновочной
схемы.
В случае, если УП удовлетворяет требованиям ЦА по мощности СЭП в ориентируемом и в неориентируемом полёте, в качестве дополнительных критериев при выборе варианта могут выступить масса, объём и срок существования. В табл.2 представлены варианты исполнения СБ МКА с мощностью СЭП 50 Вт.
Таблица 2. Варианты исполнения СБ МКА
Ориентация Объём МКА, м3 Габариты МКА а/Ь/И, м/м/м Площадь СБ/соєа, м3/ед. Масса МКА, кг Срок сущ., сут
Неориентируемый полёт, СБ на всех гранях корпуса 0,0745 0,58/0,58/0,22 1,23/0,19 45 478,5
Ориенти- руемый полёт СБ на гранях корпуса 0,07 0,57/0,57/0,21 1,02/0,25 45 490
Отдельная СБ 0,05 0,35/0,35/0,4 0,24/1 45 550
Рис. 2. Зависимости относительной массы ЦА, массы УП и времени существования от степени интеграции
На рис.2 представлены зависимости относительной массы ЦА, массы УП и времени существования от степени интеграции БА.
При заданном максимальном объёме МКА и отсутствии требований по ориентации максимальная относительная масса ЦА достигается при максимальной интеграции БА. При этом масса БКС снижается на 22,6 % относительно неинтегрированной аппаратуры, масса конструкции снижается на 50 %, плотность компоновки возрастает на 17,4 %.
Если найти решение не удаётся (например, из-за ограничения на габариты МКА), то вводятся ограничения на программу работы целевой аппаратуры с целью уменьшения среднесуточной мощности электропотребления, т.е. фактически ограничивается время её суточной работы. При этом должен сохраниться объём целевых программ за счёт увеличения срока существования МКА. Программа работы целевой аппаратуры должна быть составлена таким образом, чтобы не нарушилось условие энергобаланса - непре-вышение суммарного количества затраченной мощности при выполнении программы допустимой располагаемой мощности на борту.
4.4. Моделирование работы бортовых систем
С использованием системы твёрдотельного моделирования SolidWorks проводится синтез облика УП и МКА на его основе, а также выбор характеристик зоны целевой аппаратуры и параметров её установки при имеющихся массовогеометрических характеристиках. Электронное макетирование бортового состава проводится в процессе разработки УП с целью:
- проверки правильности конструктивных решений, заложенных в конструкторскую документацию;
- отработки монтажа и демонтажа модулей БА;
- отработки монтажа БКС;
- оценки достаточности зазоров между комплектующими УП, элементами конструкции, в том числе подвижными.
Моделирование работы целевой аппаратуры в составе УП проводится с це-
лью подтверждения принятой проектной схемы и выработки дополнительных характеристик УП.
5. Пример реализации технологий системного проектирования
Рассмотрим решение задачи проектирования МКА на базе УП с целью определения проектных параметров УП, способной обеспечивать следующие требования целевой аппаратуры:
- электропитание: до 16 Вт;
- масса: 12 кг;
- объём научной информации в сутки: 1 Мбит;
- длительность научной программы:
1 год.
Существуют ограничения:
- линейные размеры МКА: а < 0,6 м; Ь < 0,45 м; к < 0,45 м;
- объём МКА: Умка < 0,12 м3;
- масса попутной ПН: тПН < 53 кг;
- запуск МКА: попутно на КА-
носителе типа «Бион-М».
Для поиска возможных решений рассмотрим три типовых состава обеспечивающей аппаратуры. Для трёх типовых составов рассмотрим варианты корпуса: 4-, 5-, 6-угольная призма, средняя плотность УП: рУП = 500 кг/м . С учётом варьирования параметров а, Ь, к, кинт получено более 100 вариантов. Результаты для неориентируемого варианта четырёх-
угольной призмы на базе первого типового состава представлены в табл.3. Для данного варианта существуют 11 допустимых вариантов исполнения корпуса УП при различных вариантах интеграции (табл.4).
Таблица 3
Размеры а/Ь/Ь, м MУП, КГ Мца, кг NСЭП, Вт NОА, Вт
кИнт 0 кИнт 0,03 кИнт 0,14 кИнт 0,3 кИнт 0,64 кИнт 1
0,61/0,61/0,2 26,42 3,3 3,58 4,65 6,36 10,39 14,62 28,57 6,5
0,54/0,54/0,25 24,47 5,64 5,9 6,9 8,48 12,21 16,14 25,32 6,5
0,50/0,50/0,3 23,47 6,84 7,1 8,06 9,57 13,15 16,9 23,64 6,5
0,42/0,42/0,42 22,78 7,66 7,9 8,84 10,3 13,78 17,43 22,5 6,5
0,38/0,38/0,5 22,95 7,46 7,71 8,65 10,12 13,63 17,3 22,78 6,5
0,33/0,33/0,7 24,17 6,0 6,26 7,26 8,8 12,5 16,36 24,8 6,5
Таблица 4
Варианты 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11
Размеры 0,61/0,61/ 0,54/0,54/ 0,50/0,50/ 0,42/0,42/ 0,38/0,38/ 0,33/0,33/
а/Ь/Ь, м 0,2 0,25 0,3 0,42 0,5 0,7
МУП КГ 26,42 24,47 23,47 22,78 22,95 24,17
кИнт 1 0,64 1 0,64 1 0,64 1 0,64 1 0,64 1
Мца, кг 14,62 12,21 16,14 13,15 16,9 13,78 17,43 13,63 17,3 12,5 16,36
NСЭП Вт 28,57 25,32 23,64 22,5 22,78 24,8
Кол, Вт 6,5
Таблица 5
Варианты 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11
МУП КГ 26,42 24,47 24,47 23,47 23,47 22,78 22,78 22,95 22,95 24,17 24,17
Мцл, кг 14,62 12,21 16,14 13,15 16,9 13,78 17,43 13,63 17,3 12,5 16,36
Цуп 0,356 0,333 0,397 0,359 0,419 0,377 0,433 0,373 0,43 0,341 0,404
Таблица 6
Варианты 1 2 3 4 5 6
кИнт 0,3 0,03 0,14 0,03 0,14 0,14
КСЭП Вт 12,7 10,2 12,2 11,1 11,5 13
Тсущ, сут. 879 1095 918 1006 972 860
Данные варианты удовлетворяют требованиям свободной зоны под обтекателем РН «Союз-2» при запуске КА типа «Фотон-М», «Бион-М». Выбор наилучшего варианта осуществляется из условия максимальной относительной массы целевой аппаратуры (табл. 5).
Оптимальным вариантом является вариант № 7 с характеристиками:
- размеры корпуса: 0,42/0,42/0,42 (м);
- Муп — 22,78 кг;
- кИнт — 1;
- максимальная масса устанавливаемой целевой аппаратуры Мщ - 17,43 кг;
- мощность СЭП ЫСЭП - 22,5 Вт;
- мощность обеспечивающей аппаратуры ЫОА - 6,5 Вт.
Платформа с близкими к данной УП характеристиками (ДР < 5%) положена в основу создания на её базе малых космических аппаратов научного назначения семейства «АИСТ» (рис. 3). Данная УП может быть подвергнута структурному и параметрическому изменению в целях оптимизации дополнительных критериев заказчика при формировании облика МКА.
В качестве примера рассмотрим её совместимость с научной аппаратурой (НА) МАГКОМ и МЕТЕОР. В состав данной научной аппаратуры входят модули суммарной массой 10 кг, объёмом для внутреннего размещения 0,009 м и внешнего размещения 0,003 м ; длительность работы НА: ТР > 500 сут; ориентация
МКА не требуется; мощность потребления НА: от 3 до 17 Вт. Данные характеристики реализуемы УП, однако требуется компоновка НА на внешней поверхности корпуса УП.
В результате моделирования была снижена площадь СБ. В целях снижения стоимости МКА проведена адаптация НА с учётом варьирования кИнт (нетипизиро-ванная обеспечивающая аппаратура занимала резерв объёма, отводимый УП под целевую аппаратуру) и площади СБ. В табл. 6 приведены результаты, удовлетворяющие всем требованиям НА, включая длительность работы. К проектированию принят вариант №2, соответствующий минимальной стоимости адаптации за счёт малого времени проектирования.
Корпус с батареей фотоэлектр ческой
Рис. 3. Малый космический аппарат «АИСТ» (три панели корпуса условно не показаны)
На рис.4 показаны ограничения на длительность постоянной работы НА в зависимости от потребляемой мощности.
Описанная методика выбора проектных параметров универсальных платформ малых космических аппаратов позволяет автоматизировать процесс синтеза проектных решений, реализовать интерактивную процедуру анализа вариантов и в конечном счёте повысить качество и сократить сроки эскизного проектирования.
{раб., часов
Рис. 4. Ограничения на длительность постоянной работы научной аппаратуры
Исследование выполнено при поддержке Министерства образования и науки Российской Федерации, соглашение 14.B37.21.1555 «Разработка методики
проектирования космической системы орбитальной инспекции на базе маневрирующих малых космических аппаратов».
Библиографический список
1. Соллогуб, А.В. Космические аппараты систем зондирования
поверхности Земли: Математические
модели повышения эффективности КА [Текст]/А.В. Соллогуб, Г.П. Аншаков, В.В. Данилов; под ред. Д.И. Козлова. - М.: Машиностроение, 1993. - 368 с.
2. Куренков, В. И. Основы
устройства и моделирования целевого функционирования космических
аппаратов наблюдения [Текст]: учеб.
пособие / В.И. Куренков, В.В. Салмин, Б.А. Абрамов. - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2006. - 296 с.
3. Куренков, В. И. Методика выбора
основных проектных характеристик и конструктивного облика космических аппаратов наблюдения [Текст]: учеб.
пособие / В. И. Куренков, В. В. Салмин,
A. Г. Прохоров. - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2007. - 160 с.
4. Проектирование малых
космических аппаратов на основе модульных технологий [Текст]: учеб.
пособие / В.И. Абрашкин, В.В. Волоцуев,
B.И. Куренков [и др.] - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2011. - 85 с.
5. Основы синтеза систем
летательных аппаратов [Текст]: учеб.
пособие / А.А. Лебедев, В.Н. Баранов, В.Т. Бобронников [и др.]; под ред. А.А. Лебедева. - М.: Машиностроение, 1987. -224 с.
6. ГОСТ 25645.101-83. Атмосфера Земли верхняя. Модель плотности для проектных баллистических расчётов искусственных спутников Земли. - М.: изд-во стандартов, 1983 г.
CHOICE OF DESIGN PARAMETERS OF UNIVERSAL PLATFORMS OF SMALL SPACE VEHICLES
© 2012 V. V. Volotsuev1, I. S. Tkachenko1, S. L. Safronov2
1Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University)
2Space Rocket Center “TsSKB-Progress”
The system approach to the designing of universal platforms (UP) for small space vehicles (SSV) with the use of the modular principle is presented. An algorithm of target equipment (TA) adaptation to the universal platform as well as an algorithm of integration of modular components at the stage of the formation of SSV design shape are described. The problem of UP design optimization is dealt with. The realization of the system approach is presented, the development of the SSV “AIST” taken as an example.
Universal platform, small space vehicle, system approach, designing methods, modular technologies, integration, design parameters, optimization.
Информация об авторах
Волоцуев Владимир Валериевич, кандидат технических наук, доцент кафедры летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: [email protected]. Область научных интересов: проектирование космических аппаратов.
Ткаченко Иван Сергеевич, кандидат технических наук, ассистент кафедры летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: [email protected]. Область научных интересов: проектирование малых космических аппаратов, информационные технологии.
Сафронов Сергей Львович, начальник группы ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс», соискатель кафедры летательных аппаратов, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: [email protected]. Область научных интересов: проектирование космических аппаратов, методы синтеза космических систем.
Volotsuev Vladimir Valerievich, candidate of technical science, associate professor of the department of aircraft construction, Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University). E-mail: [email protected]. Area of research: designing of space vehicles.
Tkachenko Ivan Sergeevich, candidate of technical science, assistant of the department of aircraft construction, Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University). E-mail: [email protected]. Area of research: designing of small satellites, information technologies.
Safronov Sergey Lvovich, chief of group, Space Rocket Center “TsSKB-Progress”, post-graduate student of the department of aircraft construction, Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University). E-mail: [email protected]. Area of research: designing of spacecraft, methods of synthesis of space systems.
