Автоматизация проектирования спускаемых аппаратов

Несмотря на то, что автоматизация проектирования началась по существу одновременно с появлением первых ЭВМ, системный подход к решению проектных задач с применением ЭВМ осуществляется крайне редко. В то же время необходимость такого подхода становится все более очевидной и подтверждается рядом работ у нас и за рубежом.

Главные задачи САПР при создании летательных аппаратов можно определить как:

- определение облика и оптимизация летательного аппарата, его летно-технических, тактических и экономических характеристик;

- автоматизация отдельных этапов рабочего проектирования путем внедрения точных аэродинамических, баллистических, прочно­стных и других расчетов элементов и летательного аппарата в целом;

- автоматизация конструирования деталей, узлов, агрегатов, изготовления технической документации для производства;

- автоматизация геометрической увязки конструкции и техноло­гической подготовки производства, изготовления моделей на станках с числовым програмным управлением;

- автоматизация лабораторных, стендовых и натурных эксперимен­тальных исследований и обработки их результатов;

- применение ЭВМ для решения сложных исследовательских задач, в том числе в целях развития расчетной модели аэромеханики и проч­ности летательного аппарата, его систем и агрегатов;

- создание систем, обеспечивающих управление процессом разра­ботки,

автоматизированной системы весового контроля, сис­темы контроля выполнения требований и др.

 

 

Внедрение САПР должно обеспечить:

- увеличение количества изучаемых вариантов при выборе оптимальной компоновки летательного аппарата; если при традиционной организации проектирования ОКБ имеет возможность проработать несколько вариантов компоновки, то при использовании ЭВМ могут быть рассмотрены и оценены десятки и даже сотни вариантов;

- повышение качества проектов за счет комплексного решения за­дач аэродинамики, прочности, динамики полета и др.;

- сокращение сроков выполнения проектных работ и подготовки производства и др.

На первом этапе разработки САПР спускаемого аппарата в качестве примера может быть рассмотрен спускаемый аппарат, предназначенный для доставки полезного груза на поверхность планеты Марс. Различают проектирование схемы летной операции и проек­тирование систем летательного аппарата. В данной постановке более подробно рассматривается первая задача, но в тесной связи со второй. Главное внимание уделяется определению проектных пара­метров систем торможения, суммарный вес которых может составлять до 50% от всего веса спускаемого аппарата. Выбираются проектные параметры ряда различных систем по этапам спуска. Проверяется удовлетворение основных тре­бований и ограничений каждого участка (системы) при соблюдении об­щих принципов проектирования аппарата. На первом этапе рассматри­вается аппарат определенного типа и с определенной схемой спуска.

Основным методологическим принципом системного подхода к ре­шению сложной задачи является декомпозиция, поисковой задачи по уровням, отличающейся степенью детализации. При этом устанавливается иерархический принцип или, другими словами, ступенчатая структура основных операций проектирования: анализ, синтез и оценка.

 

Не останавливаясь подробно на основных проектных параметрах: и критериях, заметим только, что нас будут интересовать в основном те характеристики, которые определяют критерии высшего ранга: в первую очередь вес полезной нагрузки и вероятность успешного выполнения задачи. Исходя из этих соображений, была разработана общая функциональная блок-схема, представленная на рис. Как видно, она включает в себя два уровня:

  I уровень - многопараметрический автоматизированный поиск вариантов решения задачи и П уровень - решение задачи с внутренней и общей оптимизацией, проработка вари­анта.

На первом уровне производится формулирование научно-технической задачи, составляются модели вариантов использования спускаемого аппарата. Определяется предварительная схема спуска в атмосфере планеты, формулируется и рассчитывается траектория спуска, которая в общем случае может состоять из участков аэродинамическо­го торможения, спуска и торможения с помощью парашютной системы или какого-либо другого тормозного устройства, активного торможение с помощью двигательной установки и непосредственно посадки.

Параллельно с этим, после определения предварительной схемы спуска, выбираются предварительные аэродинамическая, термодинамическая и конструктивная схемы СА. Производится расчет поля течения возле СА, распределения давления и температуры по поверхности СА в ударном слое, расчет нагрузок. При этом исходные данные для рас­четов поступают из банка исходных данных. В нем хранятся модели атмосферы и поверхности, аэродинамические характеристики, характе­ристики материалов, характеристики измерительных средств и т.д.

 

 

 

 

 

Лекция 5.

Наземная экспериментальная отработка космических аппаратов и летные испытания средств десантирования и дрейфа в атмосфере. Матрицы проблемных вопросов. Виды и объем испытаний. Автономные и комплексные испытания.

Выбор тех или иных средств основного и дополнительного аэродинамического торможения, активного торможения или дрейфа в атмосфере, способов ввода их в действие и схемно-технических решений зависит от сложности возникающих проблем и возможности их преодоления. Анализ проблемных вопросов необходимо осуществлять как по системам спускаемого аппарата, так и по участкам движения, и по каждой траекторной операции. Весьма эффективным для этой цели является использование матриц, в которых для основных систем и подсистем в определяющие моменты определяются проблемные вопросы, а затем предлагаемые решения. Такие матрицы проблемных вопросов используются и как инструмент исследования проектных ситуаций, а также при планировании экспериментальной отработки изделий. Опыт разработок НПО им. С.А. Лавочкина по темам «Марс» и «Венера» позволяет рекомендовать изложенную методику для перспективных программ. Она уже нашла применение и в совместных проработках проектов Европейского космического агентства. Можно рассмотреть несколько случаев, когда возникновение проблемных вопросов приводило к кардинальным изменениям схемных решений.

На одном из этапов разработки технического предложения по проекту  доставки грунта с Марса проводилось сравнение вариантов посадки с использованием парашютно-реактивной схемы и схемы с использованием тормозной двигательной установки. Основным для проработки был принят вариант десантного аппарата с активной схемой посадки из-за проблем, связанных с динамикой парашютной системы.

В другом техническом решении,- использовании раскрывающегося тормозного зонтичного устройства (ТЗУ) в качестве дополнительного средства аэродинамического торможения, помимо конструкторских, материаловедческих и тепловых проблем создания, возникли также проблемы реализации схемных решений и необходимость выполнения большого объема экспериментальной отработки аэродинамической схемы. Вызывали сложности: определение характеристик изолированного тормозного зонтичного устройства, учет взаимного влияния посадочного аппарата и зонтичного устройства с учетом гибкости конструкции, динамика движения при разделении ТЗУ и посадочного блока, и движения в следе аппарата. Кроме того, оставались неясными вопросы схемных решений по управлению угловым движением с помощью тормозной двигательной установки или микро реактивных двигателей. Возник ряд других проблемных вопросов, как например, определение радио отражательных характеристик ТЗУ и отделяемых частей, влияние отделяемых частей на радиосредства и т.д. Все это привело к отказу от нового схемного решения и возврату к парашютно-реактивной схеме спуска.

При разработке такого нового технического средства, как аэростатный зонд (АЗ), наряду с известными появилось множество новых проблем. Приведем только их перечень:

· проблема размещения в существующей конструкции базового аппарата,

· проблема выбора положения системы наполнения относительно оболочки (снизу - сверху),

· проблема увода верхней полусферы аппарата от A3,

· проблема расхождения плавающей аэростатной станции с системой наполнения на парашюте ввода аэростата (ПВА), выбор балласта,

· выбор материала оболочки аэростата (с учетом воздействия паров серной кислоты),

· обеспечение герметичности оболочки (утечки),

· выбор площади ПВА (учитывая скоростной напор при развертывании),

· выбор высоты дрейфа и места ввода,

· выбор подъемного газа и способа наполнения (из баллонов),

· количество баллонов, размещение,

· давление, запас газа, разбросы,

· проведение испытаний оболочки на герметичность,

· "ложки" на оболочке плавающей аэростатной станции (ПАС),

· испытания в аэродинамических трубах, аэродинамические характеристики, оболочки в связке с парашютной системой (ПС),

· выбор источников питания (продолжительность работы, масса),

· выбор величины избыточного давления,

· выбор длины фала,

· радио прозрачность оболочки,

· необходимость межполюсной связи,

· наполнение, "рукав", выбор времени наполнения и увязка с
циклограммой,

· обеспечение беспрерывной связи (интерферометрия, пункты связи),

· завязка схемы эксперимента,

· моделирование при вертолетных и самолетных испытаниях (штатные параметры),

· технология изготовления оболочки (нанесение клея, варить или клеить, количество полотнищ и др.,

· укладка оболочки (плюс хранение) и гондолы в контейнере A3,

· схема развертывания,

· получение (подбор) термооптических характеристик,

· заделка полюсов,

· объем испытаний (автономные, наземные, вертолетные, самолетные испытания, корабль, проблема привязного аэростата).

Как видим, простое перечисление еще не дает картины взаимосвязи системных проблем и тех проблем, что возникают при осуществлении определенных операций. Многие из перечисленных проблемных вопросов связаны с разработкой схемных решений, а некоторые из них порождаются принимаемыми решениями.

Множество проблемных вопросов, выявленныхпри разработке средств десантирования и дрейфа и определяющих в большинстве случаев принятие того или иного схемно-технического решения может быть упорядочено в виде матриц проблем.

 

 

 

Одна из проблем, характерных для развертывания и наполнения аэростатной оболочки была выявлена при испытаниях в аэродинамической трубе, когда стало видно образование, так называемой, «ложки» на оболочке под воздействием скоростного напора набегающего потока. Важной оказалась также схема испытаний по определению аэродинамических характеристик с учетом взаимного влияния оболочки и парашютной системы.

 

 

 

Выявляемые проблемные вопросы заносятся в матрицу проблем и подчас находят свое разрешение путем такого метода проектирования как «мозговой штурм». Методический прием, использованный при создании аэростатного зонда, нашел отражение также при разработке малой марсианской станции, пенетратора, мини метеорологических марсианских станций, возвращаемого аппарата «Карина», при экспертизе технических решений, принятых в проектах «Гюйгенс» и «Бигл-2».

При разработке марсианской малой автономной станции (МАС) рассматривались возможные критические ситуации на различных этапах спуска в атмосфере и посадки малой станции, например:

· повреждение систем станции отделяющимся задним кожухом;

· невыход парашюта из контейнера из-за попадания защитного кожуха в аэродинамическую тень;

· образование узлов на фале в момент его развертывания;

· попадание надувного амортизирующего устройства (НАУ) в купол парашюта при посадке и отскоке от поверхности и др.

Большой проблемой при формировании схемы спуска малой станции стал упорядоченный и безопасный ввод парашютной системы. В условиях все возрастающей массы малой станции (с 60 до 100 кг) и сохранении принятой и почти полностью испытанной парашютной системы, предлагалось несколько вариантов схемных решений преодоления проблемы расхождения малой станции и заднего кожуха:

· применение парашюта увода заднего кожуха;

· применение удлиненного фала;

· применение двухкаскадной парашютной системы.

 

 

 

Экспертиза схемных решений с привлечением специалистов по различным системам позволяет выявлять новые критические моменты и давать рекомендации по замене критических элементов, либо по проведению дополнительных испытаний. Так, при экспертизе проекта «Гюйгенс» был выявлен ряд неблагоприятных факторов, влияющих на функционирование стабилизирующего парашюта и поставлена под сомнение вообще необходимость его использования. Предложено схемное решение, при котором последний этап торможения в атмосфере Титана происходит на аэродинамическом щитке. В другом европейском проекте «Бигл-2», уже при анализе произошедшей аварии, было выявлено, мягко говоря, некорректно принятое решение об использовании парашютной системы, заимствованной из проекта «Гюйгенс», без проведения необходимого объема испытаний.

 

 

Принимая те или иные схемно-технические решения и упорядочивая возникающие при этом проблемные вопросы, как было показано выше, мы определяем вопросы, требующие экспериментальной проверки, подтверждения, отработки. Матрица проблемных вопросов трансформируется в матрицу требуемой отработки. Так, при формировании схемы спуска марсианской мини метеорологической станции, было рассмотрено пять различных схем. Для того чтобы принять решение о выборе направления следующих действий, необходимо было проанализировать предложенные схемы с точки зрения объема требуемой отработки. Исходя из этого формировалась матрица проблемных вопросов и необходимых испытаний, связанных с функционированием марсианской мини станции на этапах входа в атмосферу, аэродинамического торможения в атмосфере и посадки на поверхность.

Объем, виды и сроки испытаний десантных аппаратов определены и соответствующими регламентирующими документами, но в ряде случаев допускаются отдельные отклонения. В рамках проведения работ по проектированию системы спуска и посадки аппарата возвращаемого с орбиты земли (для проекта «Карина») была показана возможность сокращения сроков разработки и испытаний при использовании парашютной системы, отработанной для аналогичных условий применения. Было показано, что при условии использования имеющегося задела и опыта разработок весь цикл работ может быть проведен в течение двух лет с момента выбора проектных параметров.

 

 

 

 

Говоря о видах испытаний, следует отметить необходимость проведения комплексных, дорогостоящих «высотных» летных испытаний в условиях максимально приближенных к реальным. Так, при проведении высотных аэростатных испытаний марсианского аэростатного зонда с использованием четырех купольной парашютной системой, видеосъемка показала неустойчивое наполнение. Это обстоятельство в конечном итоге привело к решению об изменении схемы спуска, и отказу от использования многокупольной парашютной системы.

В идеальном варианте, при разработке нового проекта и новой схемы проведения научного эксперимента, необходимо проводить полный цикл наземной и летной отработки. Так, при разработке мини метеорологических станций, предназначенных для организации сети станций на Марсе, были приняты схемно-технические решения впервые полностью отработанные в проекте «Визит» для марсианского пенетратора. Тем не менее, был проведен полный цикл наземной и летной отработки для них тоже. В то же время, использование уже апробированных решений, методик, и методического подхода позволяет сэкономить и время, и финансовые ресурсы. В настоящее время рассматривается возможность экспедиции.

 Разработка аэростатного зонда, как нового средства для исследования атмосферы предполагала планирование и выполнение полного объема экспериментальных работ, начиная с поэлементной отработки систем и кончая натурными полномасштабными испытаниями. Объем экспериментальной отработки, обеспечивающий необходимую надежность выполнения целевой задачи, можно разбить на четыре этапа:

1 этап – автономные и доводочные испытания систем и агрегатов;

2 этап – конструкторско-доводочные испытания;

3 этап – чистовые доводочные испытания аэростатного зонда;

4 этап – комплексные испытания аэростатного зонда в составе десантного аппарата.

Проводились автономные испытания материалов оболочки и самой оболочки аэростатного зонда, систем наполнения и разделения, модельные аэродинамические испытания. Испытания аэростатно-парашютной системы, автоматики и систем гондолы.

В обеспечение разработки оболочки аэростатного зонда был проведен комплекс предварительных работ по подбору материалов, апробирование их при сварке оболочек. Испытаны на прочность и герметичность заделки полюсов оболочки. Проведены испытания оболочки на прочность и герметичность после воздействия эксплуатационных нагрузок и вакуума в уложенном состоянии.

Большой объем работ связан с испытанием систем разделения, это:

- система отделения аэростатного зонда от верхней полусферы,

- отделение парашютного контейнера,

- отделение крышки парашютного контейнера,

- отделение полюса оболочки,

- система ввода оболочки и др.

 

Аэростатная парашютная система, система автоматики и система гондолы, разрабатываемые смежными организациями, подвергались испытаниям в объеме комплексных программ экспериментальной отработки этих систем.

Наряду с проведением автономных и доводочных испытаний систем и агрегатов, комплектующих аэростатный зонд, при его отработке предусматривались:

- конструкторско-доводочные испытания,

-  чистовые доводочные испытания,

-  комплексные испытания аэростатного зонда в составе спускаемого аппарата.

- Проводились чистовые испытания процесса разделения верхней полусферы и аэростатного зонда с посадочным аппаратом на натурных образцах.

Исследовались процессы разделения аэростатного зонда с верхней полусферой, ввода и наполнения парашютной системы, а также системы объект-парашют при условиях близких к натурным.

По результатам чистовых доводочных испытаний в наземных условиях на стендах при воздействии нагрузок выдавалось заключение о допуске к вертолетным испытаниям. Для увеличения надежности отработки аэростатного зонда в программу зачетных вертолетных испытаний были включены укомплектованные штатными системами разделения машины. По результатам испытаний составлялось заключение о допуске аэростатного зонда к комплексным самолетным испытаниям. Проводились также испытания на длительность дрейфа с помощью надводного корабля.

Для обеспечения достоверного перенесения результатов теоретических расчетов и стендовых испытаний аэростатной оболочки на штатную машину предусматривался цикл испытательных работ, объектом которых являлся комплекс «оболочка аэростатного зонда - макет гондолы» в штатном исполнении по геометрическим и инерционно-массовым параметрам.

Цель планируемых испытаний:

1. Определение ресурса функционирования системы «оболочка-гондола» в режиме свободного дрейфа у поверхности Земли при воздействии на них естественных ветровых возмущений и солнечных радиационных тепловых потоков.

2. Исследование динамических характеристик движения системы «оболочка-гондола» в целом и относительного движения ее составных элементов.

 

 

При планировании отработки марсианского аэростатного зонда, особое внимание уделяется моменту развертывания аэростатной оболочки, ввиду ее больших размеров и очень маленькой толщины. Также предусматривались отдельные испытания по наполнению оболочки и отработке функционирования специального устройства, упорядочивающего процесс наполнения (в одном из вариантов, это хомут, скользящий по оболочке во время наполнения ее подъемным газом). Особенностью проведения этих испытаний была ответственность французской стороны за изготовление и отработку оболочки.

Другим отличительным моментом и в схеме проведения эксперимента, и в схеме испытаний марсианского аэростата, является наличие такой системы как гайдроп, подвешенный на фале под гондолой аэростатного зонда. При вводе аэростатной станции в действие, при последующем плавании у поверхности и при каждом подъеме с поверхности или при опускании на нее важным моментом является не зацепление элементов гайдропа за неровные или выступающие части рельефа. Фрагмент испытаний по отработке движения аэростата у поверхности в земных условиях (в пустыне Мохавиа, США) приведен на рисунке. Испытания на длительный дрейф моделей марсианского аэростата также планировались и были успешно проведены. Аэростат запускался с испытательной базы под г. Гап, Франция и после девятисуточного перелета над Атлантическим океаном опустился вблизи г. Бельведер, США.

Необходимо отметить, что кроме теоретических и экспериментальных работ по обеспечению создания средств десантирования и дрейфа автоматических космических аппаратов, в частности, систем ввода их в действие, очень важной является организация работ в международной кооперации. При этом большое значение имеет распределение ответственности в соответствии с имеющимся опытом участвующих сторон в разрешении проблемных вопросов.

Учитывая выше сказанное, можно сделать два основных вывода:

1. систематизация проблемных вопросов создания и отработки средств десантирования и дрейфа реализованная в виде матрицы, позволяет устанавливать закономерности и оценивать возможные взаимосвязи по системам аппарата и участкам функционирования в атмосфере,

2. важное значение имеет возможность подтверждения работоспособности предлагаемых технических решений, вплоть до экспериментальной отработки наиболее критичных из них, на самых ранних этапах проектирования.

 

Лекция 6

Программы космических исследований. Научные задачи и технические средства исследований. Комплексность программ и основные этапы. Особенности формирования программ в международной кооперации.

 

Системный подход к решению задачи по формированию комплексной научно-технической программы на примере исследования Марса позволяет сформулировать ряд положений:

- основной целью комплексной программы является доставка образцов марсианского грунта на Землю;

- при разработке и осуществлении программы следует учитывать как технические аспекты и технический опыт предыдущих исследовании, так и экономические и политические аспекты;

- учет фактора времени необходим с точки зрения повышения эффективности экспедиции и всей программы в целом (согласование дат старта, времени функционирования, выбор времени посадки и т. д.);

- для решения конечной цели программы необходимо провести комплекс предварительных исследований.

Комплексность программы исследования планеты определяет выбор средств с помощью, которых эти исследования проводятся. Так, на первом этапе, при проведении исследований в отдельных районах, изучение атмосферы, поверхности и грунта Марса может проводиться с помощью автономных станций, пенетраторов, схема спуска - простая. На втором этапе, при проведении взаимосвязанных, детальных исследований выбранных районов с помощью аэростатного зонда и тяжелого марсохода, схема спуска - сложная, может быть комбинированная. На третьем этапе, когда решается задача по сбору и доставке образцов грунта на Землю, схема эксперимента существенно усложняется. Появляется взлетная ракета, новые операции: взлета с поверхности, стыковки на орбите, возвращение и спуск в атмосфере Земли. Что касается схемы спуска в атмосфере Марса, то к этому этапу все технические средства торможения проходят отработку в реальных условиях на первых двух этапах.

 

Методы исследования и технические средства, с помощью которых проводится исследование атмосферы, поверхности планеты или ее недр, определяют не только общую программу и схему эксперимента, но и самым коренным образом влияют на формирование схемы функционирования. Любая разновидность космического (спускаемого) аппарата обладает определенными возможностями при функционировании: диапазонами скоростей, расстояний. По-видимому, оптимальное отражение множества возможностей космического аппарата и зондов на множестве научно-технических задач может быть основой эффективного выполнения программы. Для подобного анализа обратимся к рисунку, показывающем разновидности аппаратов для исследования планет, технические возможности создания которых в настоящее время проработаны, за исключением дирижабля, вертолета, самолета, по которым ведутся лишь перспективные научно-исследовательские работы.

 

 

 Наибольшая эффективность изучения планеты будет получена при сочетании всех возможностей исследовательских операций. Можно выделить комплексы различных интеграций:

· спускаемый аппарат - аэростат - самодвижущаяся платформа;

· спускаемый аппарат - аэростат;

· спускаемый аппарат - самодвижущаяся платформа;

· малые автономные станции - пенетраторы;

· спускаемый аппарат - аэростат - малые станции и т.д.

Кроме того, могут быть выделены основные средства и факультативные, отличающиеся, например, степенью отработки или небольшими отводимыми массами и объемом информации. В случае, когда ветви функционирования таких средств независимы друг от друга, вероятность успешного функционирования того или иного средства также не зависит от другого.

Способы торможения и ввода в действие различных технических средств при движении в атмосфере являются главным фактором, определяющим профиль траектории спуска и картину происходящих процессов. Используя предложенный метод исследования, мы должны выбрать максимально эффективный набор технических средств и оптимальным образом ввести их в действие.

Как уже отмечалось, необходимо рассматривать широкий диапазон средств десантирования и особенности выбора схемных решений для различных по массе аппаратов.

Увеличение массы марсианских аппаратов следующего поколения (например, 5000 кг по сравнению с 894 кг у КА "Марс-3") приводит к рассмотрению способов максимального использования аэродинамического торможения и тормозных свойств атмосферы. На определенных этапах, особенностью исследований является требование организации посадки на поверхность планеты с помощью орбитально-десантной схемы. Это объясняется необходимостью предварительного выбора места и времени посадки в зависимости от метеоусловий и других факторов. Реализация такой схемы возможна двумя основными способами:

- с использованием тормозной двигательной установки (так называемый, "активный" способ торможения);

- с использованием предварительного аэродинамического торможения в атмосфере и доразгон с помощью двигательной установки для выхода на орбиту (так называемый, "аэродинамический" способ торможения).

Таким образом, возникает необходимость выбора типа космического аппарата, который послужит базой для построения всей комплексной программы.

Независимо от того, ставится ли задача организации предварительного аэродинамического торможения, прямого входа в атмосферу и посадки тяжелого аппарата или организации сети метеорологических станций, подготовки пилотируемого полета, для каждого из этих этапов, может быть рекомендован методологический подход и разработанные схемно-технические решения.

Накопленный в настоящее время огромный опыт по формированию большого числа схемно-технических решений средств десантирования и дрейфа в атмосфере, позволяет реализовать, практически, любую экспедицию с любым набором средств.

 

 

Общая схема функционирования десантируемых средств иллюстрирует возможность перехода от декомпозиции общей схемы спуска в атмосфере к синтезу комбинированной схемы для комплексного исследования атмосферы, поверхности, грунта планеты или небесного тела.

 

Если говорить, например, о Программе исследования Марса, то она всегда, и в последнее время особенно, привлекает внимание международной научной общественности. Программа регулярно корректируется, меняются сроки и порядок отдельных проектов.

 

 

В течение ближайших десяти лет, очевидно, основной задачей будут широкомасштабные исследования с помощью различных технических средств. Впрочем, то же сейчас можно говорить и о Программе исследования Венеры, интерес к которой вспыхнул с новой силой. На рисунке – проектный облик космического аппарата «Венера-Д».

Методология системного проектирования космических аппаратов для десантирования и дрейфа в атмосферах планет и их спутников, опыт разработок и использование новых технологий позволяют решать перспективные задачи фундаментальных космических исследований.