Работ при создании средств выведения

- Последовательность работ

- Постановка проблемы

- Схемные решения (концепции)

- Схемообразующие признаки

- Типовой состав проектных работ и их содержание

Проектирование в соответствии с описанным ранее жизненным циклом технической системы начинается с определения целей и требований и завершается выпуском рабочей документации, достаточной для изготовления опытных образцов для проведения различных испытаний, включая летные.

На первом этапе – концептуальном (системном) проектировании – последовательность работ может быть представлена следующим образом:

- Идентификация основных требований. Они изложены в ТЗ на разработку и содержат параметры орбиты (высота, наклонение), массу выводимой полезной нагрузки план-график создания носителя, стоимостные показатели и др.

- Формирование схемных решений (концепций) конкурирующих вариантов, способных выполнить предъявляемые требования.

- Определение перечня оцениваемых показателей и критерия

предпочтения.

- Анализ концепции, включая предварительную оценку массы, геометрии и параметров ДУ, траекторные исследования, определение параметров внешнего нагружения и исследования чувствительности ключевых характеристик к различным факторам.

- Модификация схемного решения по результатам анализа.

- Повторение вышеупомянутых работ и более детальный анализ.

- Разработка матрицы оцениваемых показателей для рассматриваемых вариантов концепции.

- Модификация требований если необходимо.

- Повторение вышеупомянутых работ до тех пор, пока не будет сделан окончательный выбор концепции.

- Описание выбранной концепции.

Началу разработки средства выведения, как системы соответствующего уровня (см. Рис.1.2), предшествует системное проектирование ее надсистемы, т.е. космического ракетного комплекса, результатом которого является распределение функций между его компонентами и требования к каждой из них. В процессе системного проектирования КРК в ряду других задач исследуется взаимовлияние характеристик его компонент (собственно средства выведения и различных средств наземного обслуживания) и определение их значений (с использованием тех или иных процедур, например оптимизации), обеспечивающих достижение цели, поставленной перед КРК. Результаты этих исследований находят свое отражение в ТЗ на разработку соответствующей компоненты.

Первым шагом процесса проектирования является постановка проблемы, т.е. определения целей и требований к аппарату. Зачастую, они заданны в достаточно общем виде (например, по результатам анализа системы более высокого уровня, т.е. КРК в целом). Тем не менее, они должны быть уточнены и расширены до состава, позволяющего определить конечное число схемных решений для последующего анализа и выбора.

Процедура формирования схемных решений к настоящему времени является наименее формализованной, требующей привлечения к ней высококвалифицированных и широко эрудированных специалистов в качестве экспертов, что позволяет в какой-то степени компенсировать наличие соответствующих моделей и алгоритмов принятия решений.

Под схемным решением будем понимать совокупность принципиальных решений по летательному аппарату (системе) в целом и некоторым основным его агрегатам (подсистемам), определяющим его эффективность. К таковым для средств выведения «Земля – орбита» представляется возможным отнести следующие схемообразующие признаки:

- уровень грузоподъемности (легкие, средние, тяжелые, сверхтяжелые);

- орбита назначения (низкая околоземная, переходная к геостационарной, солнечно-синхронная);

- наличие экипажа (беспилотные, пилотируемые);

- количество ступеней (одноступенчатые, двухступенчатые);

- соединение ступеней для многоступенчатых схем (последовательное, параллельное, комбинированное);

- повторность использования материальной части (одноразовые, частично многоразовые, полностью многоразовые);

- тип старта (традиционные (вертикальный, горизонтальный), нетрадиционные (корабельный, воздушный));

- тип посадки (для многоразовых блоков).

В зарубежной литературе существует практически эквивалентное понятие – архитектура транспортной космической системы. В этом термине «архитектура» является эквивалентом «схемного решения», а «транспортная космическая система» эквивалентом «средства выведения».

К схемным решениям основных подсистем, наиболее существенно влияющих на эффективность летательного аппарата, следует отнести схемные решения ДУ, в частности:

- тип ДУ (ракетные, воздушно-реактивные);

- тип топлива (жидкие, твердые, и др.);

- тип системы подачи топлива (вытеснительная, турбонасосная);

- тип системы наддува («холодный», «горячий», химический);

- тип цикла двигателя (открытый, замкнутый).

Формирование схемного решения средства выведения «Земля – орбита» предполагает, как правило, принятие решений в первую очередь по вышеприведенным позициям. Однако не исключено, что в этот перечень по каким-то соображениям исследователя могут быть включены признаки, связанные, например, с разновидностями СУ, геометрии крылатых блоков и т.д.

Перечень схемообразующих признаков средств выведения «орбита – орбита», безусловно, отличается от вышеприведенного для средств выведения «Земля – орбита» и будет рассмотрен ниже.

Обращает на себя внимание очень большое число комбинаций, которые базируются на вышеприведенных признаках. Формально – оно равно произведению чисел возможных разновидностей по каждому из признаков. Даже если исключить из них комбинации из несовместимых разновидностей, число принципиально возможных комбинаций все равно будет очень большим.

Однако число возможных комбинаций может быть существенно сокращено не только за счет несовместимых разновидностей, но и по другим соображениям. В частности, по некоторым из вышеприведенных признаков решения могут быть приняты ранее при формировании системы более высокого уровня и тогда эти признаки будут определены в техническом задании на разработку средства выведения. Например, грузоподъемность будущего средства выведения и орбита назначения, как правило, определяются в техническом задании. Из требований технического задания может также следовать исключение из вышеприведенного перечня каких-то видов топлива (например, по соображениям экологии) и др. Кроме того, большое влияние на выбор возможных комбинаций имеют мировой опыт разработки подобных средств выведения, традиции разрабатывающей проект организации, технологический задел, возможности потенциальных субподрядчиков, заводов - изготовителей и т.д.

Значительно сократится число возможных комбинаций для средства выведения, если оно является членом какого либо семейства (например, семейства «Ангара», Delta, Titan и др.). В этом случае подавляющее число решений принимается совместно с решениями по другим членам семейства.

Определенную специфику имеет и выбор решений при модификации средств выведения, сокращая, в первую очередь, спектр возможных решений с учетом схемного решения базового варианта.

При создании семейства РН на базе унифицированных модулей (например, семейство РН «Ангара»), включающем, как правило, РН различных классов, ключевой проблемой является выбор унифицированных блоков, их количество и характер их соединения.

Очевидно, что процедуре выбора возможных комбинаций предшествует анализ приемлемости и доступности возможных решений по каждому признаку. Ниже рассмотрены в качестве примера соображения по некоторым из них.

Одной из ключевых проблем выбора, которая требует исследования при выборе схемного решения, может быть в первую очередь – это многоразовость разрабатываемого аппарата. Логика развития ракетно-космической техники указывает на безусловную перспективность многоразовых средств выведения, несмотря на то, что первые из них (Space Shuttle и «Энергия» – «Буран») оказались недостаточно эффективными или невостребованными. Поэтому нет сомнения, что в будущем именно многоразовые аппараты вытеснят из существующего парка одноразовых средств выведения большинство из них. Остается только вопрос – когда? И очевидно, чем на более дальнюю перспективу планируется использование разрабатываемого средства выведения, тем более оправданным и обоснованным представляются варианты с частично и даже полностью многоразовой материальной частью.

Следующий вопрос, на который следует ответить, является вопрос о количестве ступеней. Даже теоретически возможных вариантов, если рассматривать в качестве орбиты назначения низкую околоземную орбиту, по существу только три: одноступенчатые, двухступенчатые и трехступенчатые. Одноступенчатый вариант по многим причинам является наиболее привлекательным, однако имеются серьезные основания на то, что в ближайшее время его реализация представляется весьма проблематичной. Причин тому, как следует из формулы Циолковского, две: недостаточно высокая эффективность современных ДУ (невысокий удельный импульс) и высокая относительная масса конструкции. Использование трехступенчатого варианта может быть оправдано в случае невозможности, по каким-то причинам, использовать современные высокоэффективные двигатели. Ибо такие топливные пары как «кислород – керосин» и «кислород – водород» даже в двухступенчатом варианте оказываются достаточно эффективными. Действительно, подавляющее большинство создаваемых и относительно недавно созданных РН, отечественных и зарубежных, являются двухступенчатыми. Другой причиной использования трехступенчатых и даже четырехступенчатых вариантов обычно является необходимость выведения полезных нагрузок на высокоэнергетические орбиты и траектории, но в таких случаях верхние ракетные блоки верхних ступеней разрабатываются в виде автономных средств выведения - разгонных блоков и вместе с выводимым КА являются по существу полезной нагрузкой для двухступенчатого носителя.

Характер соединения ступеней между собой влияет на габариты аппарата в целом, его аэродинамические характеристики, выбор систем разделения, характер механического нагружения и т.д. Очень существенно характер соединения влияет на наземные системы обслуживания, его транспортировки, схему стартового комплекса и т.д. В таблице 10.1 представлены сильные и слабые стороны двух способов соединения («тандема» и»пакета»), отражающие накопленный в ракетной технике опыт.

Одной из ключевых проблем при формировании схемного решения является выбор типа ДУ и основных его характеристик. К настоящему времени на практике используются жидкостные и твердотопливные двигатели. Каждый из них обладает характеристиками, достаточно высокими, чтобы обеспечить соответствующее приращение скорости в двух- или более ступенчатом варианте средства выведения.

В таблице 10.2 представлены сравнительные данные по этим двигателям.

Таблица 10.2. Сравнение твердотопливных и жидкостных двигателей

Тип двигателя	Достоинства	Недостатки
Твердотопливные Жидкостные	- Подтвержденная в полетах работоспособность и надежность - Относительно дешевые и экономически эффективнее в некоторых случаях - Менее сложные - Легче в обслуживании и хранении - Меньше подвижных частей - Не требуется регулирования в полете соотношения компонентов - Всегда используется 100% топлива - Саморегулирование давления в камере сгорания - Подтвержденная в полетах работоспособность и надежность - Более высокий удельный импульс (3000 – 4600 м/с) - Легче сборка и испытания - Возможен повторный запуск - Обеспечивает более точное приращение скорости	- Относительно низкий удельный импульс (2500 – 2900 м/с) - Требует систему воспламенения - Нет возможности провести огневые испытания перед полетом - Практически невозможен повторный запуск - Продукты истечения токсичны и загрязняют окружающую среду - Необходима защита стен корпуса и соединений от горячих газов - Высокая стоимость - Более сложные, имеют большее число элементов, в том числе, подвижных - Необходимо точное регулирование соотношения компонентов - Имеют место невырабатываемые остатки топлива - Необходимы сложные бортовые и наземные системы (подачи, охлаждения и т.д.)

Перечень возможных типов ДУ, если рассматривать перспективные решения, не исчерпывается вышеупомянутыми двумя. Ведутся исследования по другим типам двигателей, например, с применение гибридных и желеобразных топлив. Для многоразовых блоков как первых ступеней, так и вторых (или возвращаемых аппаратов, как части второй ступени) реально использование воздушно-реактивных двигателей. Представляет также интерес использование различных типов комбинированных двигательных установок, в том числе с ЯРД, как одной из составляющих таких ДУ.

При выборе на уровне формирования схемного решения варианта ДУ желательно более детально рассмотреть возможные схемные решения самой ДУ, включая тип системы подачи (вытеснительная или турбонасосная), тип схемы сгорания (с дожиганием или без дожигания), тип системы наддува и др.

На следующем шаге разработки каждой из концепций определяется геометрия аппарата. В действительности, основой любого проекта является геометрический образ (внешняя компоновка) объекта проектирования. Визуализация объекта (в частности, летательного аппарата) является очень важным элементом проектирования. Многие исследования в процессе проектирования (аэродинамический анализ, расчет нагрузок, анализ напряжений и деформаций и т.д.) в качестве исходных данных используют геометрическую модель.

После формирования геометрического образа имеется возможность провести аэродинамический анализ, в первую очередь с цель определения коэффициентов аэродинамических сил и моментов в функции скорости движения.

Наличие аэродинамических характеристик, а также данных об основных составляющих масс аппарата и характеристик ДУ позволяет реализовать моделирование полета, т.е. проектирование траектории. Одной из ключевых задач моделирования полета является определение, т.н. основных проектных параметров, т.е. параметров от которых при заданном схемном решении в наибольшей степени зависят характеристики аппарата. К таким, опираясь на опыт проектных работ следует отнести в первую очередь распределение масс по ступеням (в случае многоступенчатых средств выведения) и начальную тяговооруженность по ступеням. При этом следует учитывать характерные ограничения, такие как максимальная перегрузка, максимальный скоростной и тепловой потоки, требования по боковому маневру и т.д. Численные значения основных проектных параметров, обеспечивающих выполнение задачи по выведению полезной нагрузки на орбиту назначения, должны быть выбраны из допустимого диапазона (определяемого условием достижения необходимой конечной скорости при выполнение упомянутых ограничений) с использованием приемлемых алгоритмов выбора (оптимизации), ориентируясь на принятый критерий эффективности.

Данные, полученные в результате траекторных (баллистических) расчетов, позволяют провести расчеты массовых характеристик и размеров аппарата и его основных отсеков. Как правило, в качестве основных исходных данных, кроме данных траекторного анализа, используются стартовая (начальная) масса, характеристики ДУ и ряд показателей совершенства конструкции.

Наличие результатов аэродинамического и траекторного анализа позволяет осуществить расчет тепловых нагрузок на представляющих интерес участках поверхности в произвольный момент времени.

Результаты аэродинамического и траекторного анализов, а также определенные ранее геометрические характеристики аппарата и механические свойства используемых материалов являются исходными для анализа конструкции силовых элементов.

Данные, полученные по результатам вышеупомянутых работ, позволяют осуществить оценку основных стоимостных показателей разрабатываемого аппарата.

На рис. 10.1 представлена укрупненная схема вычислительных работ, характерных для концептуального проектирования. Следует отметить, что представленная последовательность работ, включая схему (рис. 10.1) характерна для аппаратов крылатой схемы. Для баллистических аппаратов некоторые из вычислений существенно упрощаются (например, аэродинамический анализ), а некоторые на этом этапе разработки могут быть исключены (например, анализ тепловых нагрузок).

Последующие этапы - предварительное и эскизное проектирование, в общем, носят сходный характер и отличаются от этапа к этапу большей детализацией и глубиной анализа. Последовательность работ в целом представляется следующая:

1. Используя результаты концептуального проектирования, отобранный вариант аппарата расчленяется на основные подсистемы, отсеки и агрегаты и осуществляется формирование требований к каждой из компонент;

2. Начинается разработка каждой из основных подсистем:

- Определяется в деталях состав информации необходимый для дисциплинарных задач, включая массовые характеристики аэродинамические, термодинамические характеристики, свойства материалов и т.д.

- Осуществляется траекторный анализ, одной из задач которого является обеспечения исходной информацией других дисциплин.

- Используя данные по базовой траектории, формируется логика управления, проводится анализ устойчивости и управляемости.

- На базе траекторного анализа с учетом управления определяются нагрузки.

- Определяются тепловые нагрузки.

- Осуществляется анализ напряжений и деформаций.

- Определяются запасы прочности и вырабатываются рекомендации по изменениям в проекте.

3. По результатам предшествующих работ проект модифицируется

4. Процесс повторяется с большей детализацией и глубиной.

На рис.10.2 представлен пример расчленения аппарата на подсистемы и компоненты последующих уровней. Естественно, эти подсистемы имеют свою последовательность работ, содержание которых зависит от их физической природы.

Литература

1. Основы проектирования летательных аппаратов

(транспортные системы) В.П. Мишин и др.: - М.:

Машиностроение, 1985. – 360 с., ил.

2. Карраск В.К. Проектирование конструкций летательных

аппаратов (Выбор основных проектных решений и

параметров): Учебное пособие. – М.: МАИ, 1987.-84 с.

3. Ракеты-носители (В.А. Александров, В.В. Владимиров,

Р.Д. Дмитриев, С.О. Осипов; Под ред. С.О. Осипова – М.:

Воениздат, 1981. –315 с.

4. Space Transportation: A Systems Approach to Analysis and

Design/Walter E/ Hammond - (AIAA education series), 1999,